CN116045310A - 一种带除灰功能的燃烧室预旋供气装置 - Google Patents

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韩伟东
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Abstract

本申请属于航空发动机设计技术领域，特别涉及一种带除灰功能的燃烧室预旋供气装置，其中，机匣内套具有环腔，所述环腔的内壁上具有多个周向分布的进气孔，所述环腔的内壁上具有遮挡所述进气孔的折流挡板，折流挡板与所述环腔的内壁形成环形槽，所述环形槽的槽口朝向燃烧室出口方向；一体化预旋喷嘴呈圆环状，其具有用于径向通气的通气孔，以及用于轴向通气的预旋通道，预旋通道与进气孔联通，预旋通道沿周向倾斜，预旋通道的出口朝向涡轮转子叶片，在燃烧室二股通道空气引入预旋喷嘴前，增加了折流挡板，来流空气需要改变方向后才能流入预旋喷嘴，此时颗粒物和较大的灰尘由于惯性作用会被甩向后方，从而实现了清洁涡轮叶片冷却供气的目的。

Description

一种带除灰功能的燃烧室预旋供气装置
技术领域
本申请属于航空发动机设计技术领域，特别涉及一种带除灰功能的燃烧室预旋供气装置。
背景技术
航空发动机燃烧室不光承担着组织燃烧的功能，还承担着一部分向涡轮叶片提供冷却空气的功能。在本发明提出前，现有燃烧室向涡轮转子叶片提供冷却空气时，只是简单的将来流空气引入预旋喷嘴(涡轮转子叶片供气装置)，而这种未经处理的空气经常含有大量颗粒物和灰尘，易对涡轮转子叶片冷却孔和减震槽造成堵塞，从而导致涡轮叶片的损坏；另外，现有燃烧室预旋喷嘴一般为多个叶片焊接结构，且预旋通道为不规则的四边形，不仅加工工艺复杂而且流阻损失也较大，同时由于叶片式预旋喷嘴的预旋通道长度较短且吼道多在预旋通道出口处，不利于形成稳定的气流方向角，这也会进一步增加气流损失，现有技术具有的缺点：首先，现有燃烧室向涡轮转子叶片提供冷却空气时，只是简单的将来流空气引入预旋喷嘴(涡轮转子叶片供气装置)，而这种未经处理的空气经常含有大量颗粒物和灰尘，易对涡轮转子叶片冷却孔和减震槽造成堵塞，从而导致涡轮叶片的损坏。
其次，现有燃烧室预旋喷嘴一般为多个叶片焊接结构，且预旋通道为不规则的四边形，不仅加工工艺复杂而且流阻损失也较大，同时由于叶片式预旋喷嘴的预旋通道长度较短且吼道多在预旋通道出口处，不利于形成稳定的气流方向角，这也会进一步增加气流损失。
发明内容
为了解决上述问题，本申请提供了一种具有折流挡板的机匣内套以及一体化预旋喷嘴；
其中，机匣内套具有环腔，所述环腔的内壁上具有多个周向分布的进气孔，所述环腔的内壁上具有遮挡所述进气孔的折流挡板，折流挡板与所述环腔的内壁形成环形槽，所述环形槽的槽口朝向燃烧室出口方向；
一体化预旋喷嘴呈圆环状，其具有用于径向通气的通气孔，以及用于轴向通气的预旋通道，预旋通道与进气孔联通，预旋通道沿周向倾斜，预旋通道的出口朝向涡轮转子叶片。
优选的是，预旋通道沿气流流通方向包括进气段、收缩段和等径段；进气段为变截面跑道型孔；收缩段为椭圆型孔，其具有沿气流方向的收缩角β1，等径段的截面为半径不变的圆形。
优选的是，预旋通道周向分布在相邻通气孔之间的间隙中。
优选的是，预旋通道的中心线为空间缠绕螺旋线。
优选的是，预旋通道的中心线与发动机回转中心存在预设角度的夹角β2。
优选的是，所述进气孔的面积应为预旋通道吼道面积的2倍以上。
优选的是，所述收缩段的收缩角β1应为5～20度，长度应为预旋通道吼道直径的1.5～3倍。
优选的是，所述中心线与发动机回转中心的夹角β2应为70～85度。
优选的是，所述进气孔的数量为通气孔和预旋通道数量的整数倍。
优选的是，所述通气孔的数量与预旋通道的数量相同，数量为10～30个。
本申请的优点包括：首先，在燃烧室二股通道空气引入预旋喷嘴前，增加了折流挡板，来流空气需要改变方向后才能流入预旋喷嘴，此时颗粒物和较大的灰尘由于惯性作用会被甩向后方，从而实现了清洁涡轮叶片冷却供气的目的；其次，将传统多个叶片焊接式预旋喷嘴设计为了一体式铸造结构，极大改进了预旋喷嘴生产加工性能；再次，将传统不规则的四边形预旋通道设计成了光滑的椭圆/圆形预旋通道，减小了气流损失；最后，将预旋通道设计为了螺旋线形式，并通过向周向倾斜，进行通道的的加长，同时将吼道设置在了预旋通道中部，以保证气流流出后能形成稳定的气流方向角，减少对涡轮转子轮盘的冲击。
附图说明
图1为航空发动机燃烧室剖视图；
图2为带除灰功能的燃烧室预旋供气装置剖视图；
图3为带折流挡板的机匣内套剖视图；
图4为一体化预旋喷嘴正等侧剖视图；
图5为预旋通道三维视图；
图6为预旋通道旋转剖展开图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
本发明提供的一种带除灰功能的燃烧室预旋供气装置A如图1所示，图1为燃烧室环单侧剖视图，预旋供气装置A它为航空发动机燃烧室B的一部分，主要用于向涡轮转子叶片提供冷却空气，不仅具有较好的除灰功能，还具有供气气流损失小和出口气流方向角稳定等优点；由带折流挡板的机匣内套1和一体化预旋喷嘴2组成，如图2-图4所示。具体为：
带折流挡板的机匣内套1主要承接除灰功能。机匣内套1具有环腔，所述环腔的内壁上具有多个周向分布的进气孔1-2，所述环腔的内壁上具有遮挡所述进气孔1-2的折流挡板1-1，折流挡板1-1与所述环腔的内壁形成环形槽，所述环形槽的槽口朝向燃烧室出口方向其中：折流挡板1-1为整环结构，位于进气孔1-2的预设高度处，并对进气孔1-2遮挡，气流在进入进气孔1-2之前，先流经折流挡板1-1并改变方向，该过程由于惯性作用实现气流清洁；进气孔1-2为圆形或多边形，且气流不应在进气孔1-2处发生节流。
一体化预旋喷嘴2是最主要的供气结构，钎焊于带折流挡板的机匣内套1上。其中：通气孔2-1用于联通被一体化预旋喷嘴2分隔开的上下两个空气腔；蜂窝座2-3用于蜂窝的定位和钎焊，最终和涡轮篦齿共同形成密封结构；预旋通道2-2为变截面通道，如图5-图6所示，其中心线2-24为空间缠绕螺旋线，沿气流方向可分为进气段2-21、收缩段2-22和等径段2-23。其中：进气段2-21为变截面跑道型孔，主要起引流和偏转气流方向的作用；收缩段2-22为椭圆型孔，沿气流方向存在收缩角β1，所述收缩段2-22的收缩角β1应为5～20度，长度应为预旋通道2-2吼道直径的1.5～3倍，所述进气孔1-2的面积应为预旋通道2-2吼道面积的2倍以上。。吼道为预旋通道2-2截面积最小处，主要起增加气流速度和降低气流静温的作用；等径段2-23为圆形截面，主要起控制空气流量和形成稳定气流角的作用；中心线2-24与发动机回转中心存在较大夹角β2，所述中心线2-24与发动机回转中心的夹角β2为70～85度，该角度与涡轮转速关联，主要为形成空气预旋，减小对涡轮盘的冲击。
所述进气孔1-2的数量应为通气孔2-1和预旋通道2-2数量的整数倍。
所述通气孔2-1的数量应与预旋通道2-2的数量相同，数量为10～30个。
本申请的优点包括：首先，在燃烧室二股通道空气引入预旋喷嘴前，增加了折流挡板，来流空气需要改变方向后才能流入预旋喷嘴，此时颗粒物和较大的灰尘由于惯性作用会被甩向后方，从而实现了清洁涡轮叶片冷却供气的目的；其次，将传统多个叶片焊接式预旋喷嘴设计为了一体式铸造结构，极大改进了预旋喷嘴生产加工性能；再次，将传统不规则的四边形预旋通道设计成了光滑的椭圆/圆形预旋通道，减小了气流损失；最后，将预旋通道设计为了螺旋线形式，并通过向周向倾斜，进行通道的的加长，同时将吼道设置在了预旋通道中部，以保证气流流出后能形成稳定的气流方向角，减少对涡轮转子轮盘的冲击。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种带除灰功能的燃烧室预旋供气装置，其特征在于，包括：
具有折流挡板(1-1)的机匣内套(1)以及一体化预旋喷嘴(2)；
其中，机匣内套(1)具有环腔，所述环腔的内壁上具有多个周向分布的进气孔(1-2)，所述环腔的内壁上具有遮挡所述进气孔(1-2)的折流挡板(1-1)，折流挡板(1-1)与所述环腔的内壁形成环形槽，所述环形槽的槽口朝向燃烧室出口方向；
一体化预旋喷嘴(2)呈圆环状，其具有用于径向通气的通气孔(2-1)，以及用于轴向通气的预旋通道(2-2)，预旋通道(2-2)与进气孔(1-2)联通，预旋通道(2-2)沿周向倾斜，预旋通道(2-2)的出口朝向涡轮转子叶片。
2.如权利要求1所述的带除灰功能的燃烧室预旋供气装置，其特征在于，预旋通道(2-2)沿气流流通方向包括进气段(2-21)、收缩段(2-22)和等径段(2-23)；进气段(2-21)为变截面跑道型孔；收缩段(2-22)为椭圆型孔，其具有沿气流方向的收缩角β1，等径段(2-23)的截面为半径不变的圆形。
3.如权利要求1所述的带除灰功能的燃烧室预旋供气装置，其特征在于，预旋通道(2-2)周向分布在相邻通气孔(2-1)之间的间隙中。
4.如权利要求1所述的带除灰功能的燃烧室预旋供气装置，其特征在于，预旋通道(2-2)的中心线(2-24)为空间缠绕螺旋线。
5.如权利要求1所述的带除灰功能的燃烧室预旋供气装置，其特征在于，预旋通道(2-2)的中心线(2-24)与发动机回转中心存在预设角度的夹角β2。
6.如权利要求1所述的带除灰功能的燃烧室预旋供气装置，其特征在于，所述进气孔(1-2)的面积应为预旋通道(2-2)吼道面积的2倍以上。
7.如权利要求2所述的带除灰功能的燃烧室预旋供气装置，其特征在于，所述收缩段(2-22)的收缩角β1应为5～20度，长度应为预旋通道(2-2)吼道直径的1.5～3倍。
8.如权利要求1所述的带除灰功能的燃烧室预旋供气装置，其特征在于，所述中心线(2-24)与发动机回转中心的夹角β2应为70～85度。
9.如权利要求1所述的带除灰功能的燃烧室预旋供气装置，其特征在于，所述进气孔(1-2)的数量为通气孔(2-1)和预旋通道(2-2)数量的整数倍。
10.如权利要求1所述的带除灰功能的燃烧室预旋供气装置，其特征在于，所述通气孔(2-1)的数量与预旋通道(2-2)的数量相同，数量为10～30个。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116220913A (zh) * 2023-05-08 2023-06-06 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种低损失的发动机预旋供气系统
CN116537895A (zh) * 2023-07-04 2023-08-04 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种带有篦齿间隙控制的预旋供气系统
CN116951459A (zh) * 2023-09-20 2023-10-27 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司 一种航空发动机预旋喷嘴供气引气罩

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116220913A (zh) * 2023-05-08 2023-06-06 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种低损失的发动机预旋供气系统
CN116220913B (zh) * 2023-05-08 2023-08-18 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种低损失的发动机预旋供气系统
CN116537895A (zh) * 2023-07-04 2023-08-04 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种带有篦齿间隙控制的预旋供气系统
CN116537895B (zh) * 2023-07-04 2023-09-15 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种带有篦齿间隙控制的预旋供气系统
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