CN115013837A - 一种用于航空发动机燃烧室扩压器引气结构 - Google Patents

一种用于航空发动机燃烧室扩压器引气结构 Download PDF

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Abstract

本发明提供了一种用于航空发动机燃烧室扩压器引气结构，包括扩压器和与扩压器连接的引气卸荷组件，扩压器包括扩压器外壁、扩压器内壁和设置在扩压器内外壁之间的沿周向均匀分布的若干空间弯扭结构的叶片，扩压器上设有贯穿扩压器外壁、叶片和扩压器内壁的异形开孔，异形开孔沿径向为竖直孔，扩压器外壁固定有外集气环，外集气环和扩压器外壁之间设有环形集气腔；引气卸荷组件包括引气管封严环。该用于航空发动机燃烧室扩压器引气结构，简单可行，便于从外部引气实现对涡轮的有效冷却；也可以将内部气体排出进行卸荷，同时可以满足内部测试引线的需求。本发明引气结构可靠，解决了叶片引气或引线困难的问题，实现了冷却或卸荷的需求。

Description

一种用于航空发动机燃烧室扩压器引气结构
技术领域
本发明属于航空发动机设计技术领域，具体涉及一种用于航空发动机燃烧室扩压器引气结构。
背景技术
航空发动机燃烧室机匣一般由外机匣、扩压器和内机匣组成，构成发动机的承力结构，并与火焰筒内外环形成二股空气流道。前置扩压器通道采用曲壁结构设计，内部通常沿周向均匀布置翼形支板或叶片，连接扩压器内外壁实现传力功能。通常情况下，由于涡轮内部温度较高，为保证其可靠运行需要从燃烧室外部引入冷却气体对涡轮内部元件进行降温冷却；或者将扩压器内壁环腔内的气体引出到外部腔室以实现卸荷的目的。
采用翼形支板时，由于其宽度尺寸较大，开孔较为方便，直接对翼形支板进行开孔，并根据实际需求配备相应的引气座及连接件等将气体从燃烧室外部引入或者从燃烧室内部引出。但由于带翼形支板的扩压器与压气机出口导流叶片分别设计，增加了发动机的长度尺寸。随着对航空发动机低耗油率和减重的需求越来越高，燃烧室扩压器支板与压气机出口导流叶片融合设计成为一种趋势。将燃烧室扩压器支板与压气机出口导流叶片合二为一，缩短了发动机的长度，减轻其重量。而融合设计的扩压器叶片一般沿圆周方向均布数十乃至上百叶片，其宽度尺寸通常较小，几乎为翼形支板厚度的50％，同时要求兼顾其引气功能，对扩压器的设计提出了更高的需求。
发明内容
为了解决上述问题，本发明的目的在于提供一种燃烧室扩压器引气结构，采用压气机出口导流叶片与扩压器支板融合设计，并对扩压器设置引气结构，以实现引气功能，满足发动机引气需求。
为了实现上述目的，本发明提供了如下技术方案，提供一种用于航空发动机燃烧室扩压器引气结构，所述引气结构包括扩压器和与扩压器连接的引气卸荷组件，
其中，所述扩压器包括扩压器外壁、扩压器内壁和设置在扩压器内外壁之间的沿周向均匀分布的若干空间弯扭结构的叶片，所述扩压器上设有贯穿扩压器外壁、叶片和扩压器内壁的异形开孔，所述异形开孔沿径向为竖直孔，
所述扩压器外壁固定有外集气环，所述外集气环和所述扩压器外壁之间设有环形集气腔；
所述引气卸荷组件包括与所述外集气环密封连接的引气管、以及用于引气管封严的封严环。
本发明所提供的用于航空发动机燃烧室扩压器引气结构，还具有如下的技术特征，所述叶片数量为60-120。
本发明所提供的用于航空发动机燃烧室扩压器引气结构，还具有如下的技术特征，所述异形开孔与叶片外表面之间的壁厚不小于1mm，所述叶片的开孔位置与叶片进气端的距离为叶片整体长度的30％-40％。
本发明所提供的用于航空发动机燃烧室扩压器引气结构，还具有如下的技术特征，所述外集气环或/和所述扩压器外壁上设有用于形成环形集气腔的环形凹槽。
本发明所提供的用于航空发动机燃烧室扩压器引气结构，还具有如下的技术特征，所述外集气环沿周向均布4-10处引气管安装座。
本发明所提供的用于航空发动机燃烧室扩压器引气结构，还具有如下的技术特征，所述引气管与所述外集气环密封连接的一端的管壁为球面结构，所述球面结构与所述引气管安装座的内壁面形成径向密封；所述球面结构远离扩压器的一侧设有环形凸台，所述环形凸台与引气管安装座上端面接触，形成接触密封。
本发明所提供的用于航空发动机燃烧室扩压器引气结构，还具有如下的技术特征，所述引气管设有用于固定封严环的环形槽，所述封严环外侧设有用于与燃烧室外机匣形成接触封严的球面。
本发明所提供的用于航空发动机燃烧室扩压器引气结构，还具有如下的技术特征，所述引气结构还包括设置在扩压器内壁上的内集气环，所述内集气环与扩压器内壁形成内集气腔，所述内集气环上连接有若干进气管。
本发明所提供的用于航空发动机燃烧室扩压器引气结构，还具有如下的技术特征，所述引气卸荷组件还包括通过压紧垫与所述引气管连接的排气管，所述引气管上设有用于固定压紧垫的凹槽，所述压紧垫上设有与所述凹槽相配合的凸台。
有益效果
本发明所提供的用于航空发动机燃烧室扩压器引气结构，简单可行，便于从外部引气实现对涡轮的有效冷却；也可以将内部气体排出进行卸荷，同时可以满足内部测试引线的需求。本发明引气结构可靠，解决了叶片引气或引线困难的问题，实现了冷却或卸荷的需求。
附图说明
图1为本发明实施例所提供的引气结构的引气时的结构示意图；
图2为本发明实施例所提供的引气压紧密封结构示意图；
图3为本发明部分实施例所提供的叶片结构示意图；
图4为本发明部分实施例所提供的另一种叶片结构示意图；
图5为本发明实施例所提供的引气卸荷结构卸荷时的卸荷结构示意图。
其中，10-一种燃烧室扩压器引气结构，11-一种燃烧室扩压器引气卸荷结构，1-外机匣，2-扩压器，3-内机匣，4-喷嘴，12-扩压器外壁，13-扩压器内壁，14-叶片，15-外集气环，16-环形集气腔，17-引气管安装座，18-引气管，19-环形槽，20-封严环，21-压紧垫，22-外引气管法兰，23-外引气管，24-异形开孔，25-离散小圆孔组，26-内集气环，27-内集气腔，28-内引气管安装座，29-内引气管，30-引气管凹槽，31-压紧垫凸台，32-外部气体，33-冷却气体，34-内腔气体，35-排出气体。
具体实施方式
下面结合附图与实施例对本发明作进一步的详细说明，但应当说明的是，这些实施方式并非对本发明的限制，本领域普通技术人员根据这些实施方式所作的功能、方法、或者结构上的等效变换或替代，均属于本发明的保护范围之内。
在本发明实施例的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”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创造和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件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创造的限制。
此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明创造的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明创造中的具体含义。
如图1-4所示，本实施例提供一种用于航空发动机燃烧室扩压器引气结构，在引气时，如图1所示，所述引气结构10包括扩压器2和与扩压器2连接的引气卸荷组件，其中，所述扩压器2包括扩压器外壁12、扩压器内壁13和设置在扩压器内外壁之间的沿周向均匀分布的若干空间弯扭结构的叶片14，所述扩压器2上设有贯穿扩压器外壁12、叶片14和扩压器内壁13的异形开孔24，所述异形开孔24沿径向为竖直孔，所述扩压器外壁12焊接固定有外集气环15，所述外集气环15和所述扩压器外壁12之间设有环形集气腔16；所述引气卸荷组件包括与所述外集气环15密封连接的引气管18、以及用于引气管18封严的封严环20。
在部分实施例中，所述叶片14数量为60-120。
在部分实施例中，所述异形开孔与叶片外表面之间的壁厚不小于1mm，所述叶片14的开孔位置与叶片14进气端的距离为叶片整体长度的30％-40％。
在上述实施例中，叶片14上开有贯穿的异形开孔24，与扩压器外壁12和扩压器内壁13上的孔连接，异形开孔24沿径向为竖直结构，便于采用铸造或电化学加工。由于叶片14为空间弯扭结构，要保证足够的引气面积，叶片设计最大厚度要进行相应的设计，在开孔位置在引气需要的厚度基础上留出不小于1mm壁面厚度，以保证开直孔后叶片14的结构强度以及避免开孔时打穿叶片，因此扩压器叶片相对于常规压气机出口叶片厚度需增加50～60％。而叶片最大厚度和最大厚度位置对扩压器损失密切相关，为了保证扩压器效率，叶片最大厚度位置要前移至30～40％，并且流道对叶片厚度增加带来的堵塞进行相应的补偿，从而将扩压器损失控制在较低的水平。同时异形开孔24位置选择位于叶片14最大厚度位置附近，异形开孔形状轮廓与叶片相似，利于加工时保证叶片的壁厚。引气时，外部气体32通过数个外引气管23进入引气管18，并迅速充满环形外集气腔16，再通过周向均布的叶片14的异形开孔24进入到环形内集气腔27中，然后再均匀分配到内集气环安装座对应的内引气管29中形成独立排出的冷却气体33对需要冷却的涡轮元件进行冷却。
在部分实施例中，可根据实际引气面积的需要将连续的异形开孔改为孔径不一的离散的小圆孔组25。离散小圆孔沿径向仍为竖直结构，可供选择加工方式除上述两种方式以外较异形开孔24更加多样，离散小圆孔的孔径可根据叶片型面以及打孔的位置灵活调整，相邻小圆孔以及小圆孔与叶片外轮廓之间的壁厚也应保证不小于1mm。
在部分实施例中，所述外集气环15或/和所述扩压器外壁12上设有用于形成环形集气腔的环形凹槽。
在部分实施例中，所述外集气环15沿周向均布4-10处引气管安装座17。
在部分实施例中，所述引气管18与所述外集气环15密封连接的一端的管壁为球面结构，所述球面结构与所述引气管安装座17的内壁面形成径向密封；所述球面结构远离扩压器2的一侧设有环形凸台，所述环形凸台与引气管安装座17上端面接触，形成接触密封，保证了双重密封效果。引气管18上的球面上喷涂一种耐磨涂层，为了保证密封可靠。
在部分实施例中，所述引气管18设有用于固定封严环20的环形槽19，所述封严环20外侧设有用于与燃烧室外机匣1形成接触封严的球面。该球面同样喷涂耐磨涂层，以保证密封效果。引气管18顶部设有凹槽29，方形压紧垫21上的凸台30卡入凹槽29中，防止引气管18产生径向和周向的运动，压紧垫凸台30和引气管凹槽29之间留有少量间隙，避免引气管过度定位。方形压紧垫21与外机匣1上相应的安装座形成接触端面密封，排气管23底部法兰22也为方形结构，排气管23、方形压紧垫22与外机匣1通过4颗螺栓连接固定。
在部分实施例中，所述引气结构还包括设置在扩压器内壁13上的内集气环26，所述内集气环26与扩压器内壁13形成内集气腔27，所述内集气环26上连接有若干进气管。
在部分实施例中，所述引气卸荷组件还包括通过压紧垫21与所述引气管18连接的排气管，所述引气管18上设有用于固定压紧垫21的凹槽30，所述压紧垫21上设有与所述凹槽30相配合的凸台。
在部分实施例中，当需要将内部测试线引出时，本装置可以将测试线从异形开孔24中穿入，通过引气管18以及外机匣1外部设置的相应的引线座将测试线引出，防止测试线被气流吹断或者测试线对气流通道造成堵塞。
进行卸荷工作时，卸荷结构如图5所示，卸荷结构11与前述实施例所提供的引气结构10相比，扩压器内壁13取消了扩压器引气结构10中的内集气环26、集气腔27和内引气管29的结构，直接将内腔中的气体34通过叶片14上的异形开孔24或者离散小圆孔组25引入环形外集气腔16中，然后再均匀分配到外集气环安装座17对应的引气管18中，通过外引气管23将排出气体35引出，从而达到卸荷的目的。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变型，这些改进和变型也应视为本发明的保护范围。

Claims (9)

1.一种用于航空发动机燃烧室扩压器引气结构，其特征在于，所述引气结构包括扩压器和与扩压器连接的引气卸荷组件，
其中，所述扩压器包括扩压器外壁、扩压器内壁和设置在扩压器内外壁之间的沿周向均匀分布的若干空间弯扭结构的叶片，所述扩压器上设有贯穿扩压器外壁、叶片和扩压器内壁的异形开孔，所述异形开孔沿径向为竖直孔，
所述扩压器外壁固定有外集气环，所述外集气环和所述扩压器外壁之间设有环形集气腔；
所述引气卸荷组件包括与所述外集气环密封连接的引气管、以及用于引气管封严的封严环。
2.根据权利要求1所述的用于航空发动机燃烧室扩压器引气结构，其特征在于，所述叶片数量为60-120。
3.根据权利要求1所述的用于航空发动机燃烧室扩压器引气结构，其特征在于，所述异形开孔与叶片外表面之间的壁厚不小于1mm，所述叶片的开孔位置与叶片进气端的距离为叶片整体长度的30％-40％。
4.根据权利要求1所述的用于航空发动机燃烧室扩压器引气结构，其特征在于，所述外集气环或/和所述扩压器外壁上设有用于形成环形集气腔的环形凹槽。
5.根据权利要求1所述的用于航空发动机燃烧室扩压器引气结构，其特征在于，所述外集气环沿周向均布4-10处引气管安装座。
6.根据权利要求5所述的用于航空发动机燃烧室扩压器引气结构，其特征在于，所述引气管与所述外集气环密封连接的一端的管壁为球面结构，所述球面结构与所述引气管安装座的内壁面形成径向密封；所述球面结构远离扩压器的一侧设有环形凸台，所述环形凸台与引气管安装座上端面接触，形成接触密封。
7.根据权利要求1所述的用于航空发动机燃烧室扩压器引气结构，其特征在于，所述引气管设有用于固定封严环的环形槽，所述封严环外侧设有用于与燃烧室外机匣形成接触封严的球面。
8.根据权利要求1所述的用于航空发动机燃烧室扩压器引气结构，其特征在于，所述引气结构还包括设置在扩压器内壁上的内集气环，所述内集气环与扩压器内壁形成内集气腔，所述内集气环上连接有若干进气管。
9.根据权利要求1所述的用于航空发动机燃烧室扩压器引气结构，其特征在于，所述引气卸荷组件还包括通过压紧垫与所述引气管连接的排气管，所述引气管上设有用于固定压紧垫的凹槽，所述压紧垫上设有与所述凹槽相配合的凸台。
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