CN114961893B - 航空发动机减涡器引气装置及航空发动机 - Google Patents

航空发动机减涡器引气装置及航空发动机 Download PDF

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Abstract

本公开涉及一种航空发动机减涡器引气装置及航空发动机，其中，减涡器引气装置包括压气机左盘和压气机右盘，沿航空发动机的轴向间隔设置；支撑环，支撑环沿轴向的两端分别连接在压气机左盘和压气机右盘各自的径向内端之间；鼓筒，鼓筒沿轴向的两端分别连接在压气机左盘和压气机右盘各自的径向外端之间，且与压气机左盘、压气机右盘和支撑环之间围成环形内腔，鼓筒上沿周向间隔设置多个通气孔；和多个减涡管，沿周向间隔设置于环形内腔，且多个减涡管与多个通气孔一一对应地设置，减涡管的径向内端固定于鼓筒的侧壁，径向外端朝向对应的通气孔内的气流方向，减涡管采用扁管，且扁管沿周向的宽度大于沿轴向的宽度。

Description

航空发动机减涡器引气装置及航空发动机
技术领域
本公开涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种航空发动机减涡器引气装置及航空发动机。
背景技术
在航空发动机领域中，高压涡轮转子工作在高温的恶劣状态，需要冷却降温以保证其工作可靠。目前冷却气由压气机转子从主流路中引出，在气流沿径向引入的过程中，由于转子带动气流旋转，将产生涡流，同时考虑沿程及局部流阻，使气流产生压力损失。而冷却气流的压力直接影响高压涡轮转子部件的冷却、转静子件封严效果，引气量对发动机的性能及可靠性也存在较大的影响。
目前，单管式减涡器使用较多，结构多为细长直管型，由多个减涡管沿周向均布。
发明内容
本公开的实施例提供了一种航空发动机减涡器引气装置及航空发动机，能够引气装置的性能。
根据本公开的第一方面，提供了一种航空发动机减涡器引气装置，包括：
压气机左盘和压气机右盘，沿航空发动机的轴向间隔设置；
支撑环，支撑环沿轴向的两端分别连接在压气机左盘和压气机右盘各自的径向内端之间；
鼓筒，鼓筒沿轴向的两端分别连接在压气机左盘和压气机右盘各自的径向外端之间，且与压气机左盘、压气机右盘和支撑环之间围成环形内腔，鼓筒上沿周向间隔设置多个通气孔；和
多个减涡管，沿周向间隔设置于环形内腔，且多个减涡管与多个通气孔一一对应地设置，减涡管的径向内端固定于鼓筒的侧壁，径向外端朝向对应的通气孔引入的气流方向，减涡管采用扁管，且扁管沿周向的宽度大于沿轴向的宽度。
在一些实施例中，减涡管包括第一侧壁和第二侧壁，第一侧壁和第二侧壁均呈向外凸出的弧形，且第一侧壁的两个侧边和第二侧壁的两个侧边分别连接，形成第一侧棱和第二侧棱。
在一些实施例中，减涡管具有第一侧棱和第二侧棱，第一侧棱沿直线延伸，第二侧棱包括靠近第二端设置的倾斜段，且倾斜段沿径向从内至外逐渐向外倾斜。
在一些实施例中，第二侧棱还包括直线段，倾斜段与直线段通过圆弧段过渡连接。
在一些实施例中，倾斜段呈内凹的弧形。
在一些实施例中，第二侧棱整体曲率连续。
在一些实施例中，倾斜段的偏转角角度a为减涡管的入口气流方向与减涡管所在径向的夹角。
在一些实施例中，减涡管的径向外端与鼓筒的内壁之间间隔预设距离。
在一些实施例中，支撑环上沿周向间隔设置多个安装孔，多个减涡管一一对应地插入多个安装孔内固定。
根据本公开的第二方面，提供了一种航空发动机，包括：上述实施例的航空发动机减涡器引气装置。
本公开实施例的航空发动机减涡器引气装置，通过采用扁管形式的减涡管，可减小减涡管垂直于旋转方向的宽度，能够降低减涡管转动时受到的气流阻力，从而减小高压涡轮转子冷却引气压力损失、减小引气结构带来的振动，提高发动机性能，且能降低发动机重量。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本公开的进一步理解，构成本申请的一部分，本公开的示意性实施例及其说明用于解释本公开，并不构成对本公开的不当限定。在附图中：
图1为本公开航空发动机减涡器引气装置的一些实施例的结构示意图；
图2为本公开航空发动机减涡器引气装置的一些实施例隐藏压气机右盘的结构示意图；
图3为本公开航空发动机减涡器引气装置的一些实施例的径向剖视图；
图4为本公开航空发动机减涡器引气装置的气流示意图；
图5为本公开航空发动机减涡器引气装置中减涡管的剖视图。
具体实施方式
以下详细说明本公开。在以下段落中，更为详细地限定了实施例的不同方面。如此限定的各方面可与任何其他的一个方面或多个方面组合，除非明确指出不可组合。尤其是，被认为是优选的或有利的任何特征可与其他一个或多个被认为是优选的或有利的特征组合。
本公开中出现的“第一”、“第二”等用语仅是为了方便描述，以区分具有相同名称的不同组成部件，并不表示先后或主次关系。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“内”、“外”、“上”、“下”、“左”和“右”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明，而不是指示或暗示所指的装置必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
发明人通过长期的研究和试验发现，相关技术中采用细长直管型减涡管，在引气装置旋转时，减涡管会导致引入气流的损失增大，而且，也会导致转子振动增大及转动阻力增大的风险。
针对发明人发现的这一技术问题，如图1至图5所示，本公开提供了一种航空发动机减涡器引气装置，沿轴向整体可转动，减涡器位于高压压气机中，是一种用于引导来自主流路的冷却气流向轴心引气腔方向发展的装置。减涡器引气装置包括：压气机左盘1、压气机右盘2、支撑环3和鼓筒4。
其中，压气机左盘1和压气机右盘2沿航空发动机的轴向间隔设置。支撑环3沿轴向的两端分别连接在压气机左盘1和压气机右盘2各自的径向内端之间。鼓筒4沿轴向的两端分别连接在压气机左盘1和压气机右盘2各自的径向外端之间，且鼓筒4与压气机左盘1、压气机右盘2和支撑环3之间围成环形内腔，鼓筒4上沿周向间隔设置多个通气孔41，被配置为供外部气体引入。如图1所示，通气孔41可呈沿周向延伸的长圆形，或者也可呈圆形。例如，鼓筒4与压气机右盘2可一体成型。
多个减涡管5沿周向间隔设置于环形内腔，且多个减涡管5与多个通气孔41一一对应地设置，减涡管5的径向内端固定于鼓筒4的侧壁，径向外端朝向对应的通气孔41引入的气流方向。根据通气孔41引入的气流方向，减涡管5的径向外端与通气孔41可正对，也可沿周向偏离预设角度。例如，减涡管5可设置12个。
其中，减涡管5采用扁管，且扁管沿周向的宽度大于沿轴向的宽度。
较优地，减涡管5可沿径向设置。
本公开的实施例通过采用扁管形式的减涡管5，可减小减涡管5垂直于旋转方向的宽度，能够降低减涡管5转动时受到的气流阻力，从而减小高压涡轮转子冷却引气压力损失、减小引气结构带来的振动，提高发动机性能，且能降低发动机重量。
在一些实施例中，如图2所示，减涡管5包括第一侧壁51和第二侧壁52，第一侧壁51和第二侧壁52均呈向外凸出的弧形，且第一侧壁51的两个侧边和第二侧壁52的两个侧边分别连接，形成第一侧棱53和第二侧棱54。
该实施例中，减涡管5呈空心叶片形，且第一侧壁51和第二侧壁52的连接处形成尖角，更有利于降低减涡管5转动时受到的气流阻力，从而减小高压涡轮转子冷却引气压力损失、减小引气结构带来的振动。
可选地，且第一侧壁51和第二侧壁52的连接处也可设置圆弧过渡段。
如图5所示，减涡管5具有第一侧棱53和第二侧棱54，第一侧棱53沿直线延伸，且与减涡管5安装位置所在的径向平行，第二侧棱54包括靠近减涡管5径向外端设置的倾斜段542，且倾斜段542沿径向从内至外逐渐向外倾斜，且倾斜方向与通气孔41引入的气流方向一致。
该实施例通过在第二侧棱54靠近减涡管5径向外端的位置设置倾斜段542，能够使减涡管5的端口正对气流方向，增加通气孔41引入的气流进入减涡管5的量，以有效减小沿程及局部的压力损失。
如图5所示，第二侧棱54还包括直线段541，倾斜段542与直线段541通过圆弧段过渡连接。该结构可降低减涡管5旋转过程中的旋转阻力。
在另一些实施例中，倾斜段542呈内凹的弧形，且与直线段541相切。该实施例能够对气流产生更好的引导作用。
在一些实施例中，第二侧棱54整体曲率连续。该结构可降低减涡管5旋转过程中的旋转阻力。
在一些实施例中，如图5所示，倾斜段542的偏转角角度a为减涡管5的入口气流方向与减涡管5所在径向的夹角。该实施例能够使减涡管5的端口正对气流方向，增加通气孔41引入的气流进入减涡管5的量，以有效减小沿程及局部的压力损失。
如图3所示，减涡管5的径向外端与鼓筒4的内壁之间间隔预设距离。支撑环3上沿周向间隔设置多个安装孔31，多个减涡管5一一对应地插入多个安装孔31内固定。
如图1所示，整个减涡器引气装置绕旋转轴转动，多个减涡管4沿周向间隔设在环形内腔中，减涡管4可通过卡环安装固定在支撑环6上，支撑环6可通过螺栓与压气机左盘1和压气机右盘2连接固定。
如图4所示，主流路中的气流在流经压气机盘时，由于压差作用，部分通过鼓筒4上开设的通气孔41进入环形内腔，并以自由涡的形式沿径向经过减涡管4朝向发动机旋转轴线方向流动，以强制涡的形式进入轴心引气腔内，由此实现减涡器引气功能。
冷气流在从主流流经减涡器4的过程中，存在沿程及局部的压力损失，为有效减小压力损失，本公开的减涡器4采用扁管结构，可降低减涡器旋转过程中的旋转阻力。而且，在气流进口处设置向外倾斜的倾斜段542，且倾斜段542的偏转角角度a为减涡管5的入口气流方向与减涡管5所在径向的夹角，能够使进口气流损失降低，进而提高发动机的性能。减涡管5由曲率连续的曲面构成，以减小减涡管5旋转过程中受到的阻力，减小压力损失。
其次，本公开提供了一种航空发动机，包括上述实施例的航空发动机减涡器引气装置。
以上对本公开所提供的一种航空发动机减涡器引气装置及航空发动机进行了详细介绍。本文中应用了具体的实施例对本公开的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本公开的方法及其核心思想。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本公开原理的前提下，还可以对本公开进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也落入本公开权利要求的保护范围内。

Claims (10)

1.一种航空发动机减涡器引气装置，沿轴向可转动，其特征在于，包括：
压气机左盘(1)和压气机右盘(2)，沿航空发动机的轴向间隔设置；
支撑环(3)，所述支撑环(3)沿轴向的两端分别连接在所述压气机左盘(1)和所述压气机右盘(2)各自的径向内端之间；
鼓筒(4)，所述鼓筒(4)沿轴向的两端分别连接在所述压气机左盘(1)和所述压气机右盘(2)各自的径向外端之间，且与所述压气机左盘(1)、所述压气机右盘(2)和支撑环(3)之间围成环形内腔，所述鼓筒(4)上沿周向间隔设置多个通气孔(41)；和
多个减涡管(5)，沿周向间隔设置于所述环形内腔，且所述多个减涡管(5)与所述多个通气孔(41)一一对应地设置，所述减涡管(5)的径向内端固定于所述鼓筒(4)的侧壁，径向外端朝向对应的所述通气孔(41)引入的气流方向，所述减涡管(5)采用扁管，且所述扁管沿周向的宽度大于沿轴向的宽度。
2.根据权利要求1所述的航空发动机减涡器引气装置，其特征在于，所述减涡管(5)包括第一侧壁(51)和第二侧壁(52)，所述第一侧壁(51)和所述第二侧壁(52)均呈向外凸出的弧形，且所述第一侧壁(51)的两个侧边和所述第二侧壁(52)的两个侧边分别连接，形成第一侧棱(53)和第二侧棱(54)。
3.根据权利要求1所述的航空发动机减涡器引气装置，其特征在于，所述减涡管(5)具有第一侧棱(53)和第二侧棱(54)，所述第一侧棱(53)沿直线延伸，所述第二侧棱(54)包括靠近第二端设置的倾斜段(542)，且所述倾斜段(542)沿径向从内至外逐渐向外倾斜。
4.根据权利要求3所述的航空发动机减涡器引气装置，其特征在于，所述第二侧棱(54)还包括直线段(541)，所述倾斜段(542)与所述直线段(541)通过圆弧段过渡连接。
5.根据权利要求3所述的航空发动机减涡器引气装置，其特征在于，所述倾斜段(542)呈内凹的弧形。
6.根据权利要求3所述的航空发动机减涡器引气装置，其特征在于，所述第二侧棱(54)整体曲率连续。
7.根据权利要求3所述的航空发动机减涡器引气装置，其特征在于，所述倾斜段(542)的偏转角角度a为所述减涡管(5)的入口气流方向与所述减涡管(5)所在径向的夹角。
8.根据权利要求1所述的航空发动机减涡器引气装置，其特征在于，所述减涡管(5)的径向外端与所述鼓筒(4)的内壁之间间隔预设距离。
9.根据权利要求1所述的航空发动机减涡器引气装置，其特征在于，所述支撑环(3)上沿周向间隔设置多个安装孔(31)，所述多个减涡管(5)一一对应地插入所述多个安装孔(31)内固定。
10.一种航空发动机，其特征在于，包括：权利要求1～9任一所述的航空发动机减涡器引气装置。
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