CN116085064A - 一种带增压叶片的预旋系统及航空发动机 - Google Patents

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Abstract

本发明提出一种带增压叶片的预旋系统，应用于航空发动机上，包括预旋喷嘴、导流盘及涡轮盘，并且预旋喷嘴和导流盘构成预旋腔，导流盘和涡轮盘构成叶片供气腔；其中，导流盘设置有接收孔和增压叶片；由预旋喷嘴流出的气流进入预旋腔后，通过接收孔进入叶片供气腔并最终到达涡轮转子叶片进口。本发明还提出了设置有上述预旋系统的航空发动机。与现有预旋系统相比，采用本发明的结构后，提高了预旋喷嘴的进出口压比，降低了叶片供气处的相对总温，可以更好的用于叶片冷却和减少冷气量，提升涡轮部件及发动机整机性能，结构简单可靠、效果明显。

Description

一种带增压叶片的预旋系统及航空发动机
技术领域
本发明属于航空发动机技术领域，特别涉及一种带增压叶片的预旋系统及航空发动机。
背景技术
航空发动机中压气机压缩后的空气和燃料混合燃烧产生高温高压燃气，燃气驱动涡轮高速旋转，而涡轮又通过涡轮轴带动压气机，从而形成持续运转。其中，涡轮由静止的导叶(组成静子部件)和转动的动叶(组成转子部件)组成。为保障涡轮转子的可靠运转，避免转子和静子间的碰磨，在转静子涡轮盘之间都存在一定的间隙。但是导叶和动叶根部之间轴向和径向间隙的存在，可能导致涡轮通道高温燃气通过该间隙入侵涡轮盘腔，从而造成涡轮盘温度过高而影响涡轮盘的工作安全和使用寿命。因此通常在涡轮盘腔中引入高压压气机出口的冷气作为封严气体，阻止燃气入侵涡轮盘腔，同时也对涡轮盘进行冷却。这样航空发动机涡轮转子叶片供气通过预旋系统实现预旋引气，能够有效降低与转子叶片接触的冷气温度，从而降低工作叶片温度，降低冷却用气量，提高发动机的整机性能，此外预旋系统还可以降低轮盘的泵功。
预旋系统能够降温主要是通过预旋喷嘴提高气流在预旋喷嘴出口的切向速度，降低气流与叶片(轮盘)之间的相对速度并且降低气流的静温，从而降低气流相对于工作叶片的总温，也即降低叶片接触到的气流相对温度。预旋喷嘴工作的基本原理如图1所示。预旋喷嘴是预旋系统发挥主要功能的部件，通常可分为叶片式和孔式两种，如图2所示。预旋系统为了提高预旋温降就要尽可能的提高喷嘴出口的周向速度，最有效的方法就是提高预旋喷嘴进出口的压比/膨胀比。但是目前的航空发动机空气系统的预旋效果欠佳，预旋温降效果差、难以满足其冷却需求，导致冷气需求量较大，这种情况在单级膨胀比较小的高压涡轮上尤为突出，因为受限于冷却叶片的供气压力要求，预旋喷嘴进出口的压比通常较小，难以得到较高的喷嘴出口周向速度，从而预旋温降通常都较小，严重制约了叶片温降以及整机性能的提高。
发明内容
针对上述问题，本发明提出一种带增压叶片的预旋系统及航空发动机，通过在导流盘上设置增压叶片实现引气增压，可以有效的提高预旋喷嘴的进出口压比，增大预旋的温降和降低轮盘的泵功。本发明具体的技术方案如下：
一种带增压叶片的预旋系统，其特征在于，包括预旋喷嘴、导流盘及涡轮盘，并且预旋喷嘴和导流盘构成预旋腔，导流盘和涡轮盘构成叶片供气腔；其中，导流盘设置有接收孔和增压叶片；由预旋喷嘴流出的气流进入预旋腔后，通过接收孔进入叶片供气腔并最终到达涡轮转子叶片进口。
进一步地，所述增压叶片位于导流盘径向。
进一步地，所述增压叶片位于导流盘40-80％径向位置之间。
进一步地，所述增压叶片的叶片顶端与涡轮盘间隙为0.2-1mm，优选0.5mm。
进一步地，所述增压叶片的数量为20-60个，优选60个。
进一步地，所述增压叶片为短叶片结构。
进一步地，所述预旋喷嘴为叶片式。
进一步地，所述预旋喷嘴的叶片有20-60个，优选50个。
进一步地，所述预旋喷嘴的喉部间距1.5-4mm，优选1.8mm。
一种航空发动机，设置有如上所述的带增压叶片的预旋系统。
本发明的带增压叶片的预旋系统及航空发动机，相比现有技术具有如下有益效果：采用导流盘上带增压叶片的结构，能够明显提高预旋喷嘴进出口压比，至少提高了10％以上，而对于导流盘本身而言进出口压力增加可以提升56kPa，最终实现转子叶片进口的相对总温降低16K以上，此结构简单、可靠，无需额外增加零件就能获得较好的温降效果，能够显著满足单级膨胀比较小的高压涡轮转子的冷却需求，降低冷气需求量。并且进一步对增压叶片叶型结构优化设计后，与简单叶片相比，可以减少增压耗功50％以上。
本发明的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过在说明书、权利要求书以及附图中所指出的结构来实现和获得。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1示出了预旋喷嘴气流速度三角形；
图2示出了常见的预旋喷嘴形式；
图3示出了某典型航空发动机上采用的预旋系统；
图4示出了本发明导流盘的正视图；
图5示出了本发明导流盘的增压叶片；
图6示出了本发明的预旋系统；
图7示出了本发明的预旋系统的预旋喷嘴。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地说明，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
某典型航空发动机上的预旋系统，如图3所示，包括预旋喷嘴1、导流盘4及涡轮盘，并且预旋喷嘴1和导流盘4构成预旋腔2，导流盘4和涡轮盘构成叶片供气腔5；导流盘4设置有接收孔3；由预旋喷嘴1流出的气流进入预旋腔2后，通过接收孔3进入叶片供气腔5并最终到达涡轮转子叶片进口，为转子叶片冷却进行供气。图3中，预旋喷嘴1为空腔，并且横截面积向接收孔3的方向上不断减小形成收缩通道；接收孔3为周向均布的若干个圆孔。本发明提出的带增压叶片的预旋系统保留了上述典型预旋系统中的预旋喷嘴1、设置有接收孔3的导流盘4、涡轮盘以及预旋喷嘴1和导流盘4构成的预旋腔2、导流盘4和涡轮盘构成的叶片供气腔5，仅在导流盘4上设置增压叶片，导流盘4如图4、5所示。其中，增压叶片呈放射状均匀设置在导流盘4周向，增压叶片远离导流盘4中心的端部相比靠近导流盘4中心的端部，朝向与导流盘4轴向相同的方向更突出。这样靠近导流盘4中心的端部，能够加快气流进入导流盘4；更靠外部的端部的突出设置，能够提高气流从导流盘4进入叶片进口的引导质量，降低增压叶片之间由于气流干涉产生的紊流，明显提高了增压效率。为了降低流动阻力，增压叶片采用流线型设计。由于增压叶片的用来给气流增压，可以通过设置为不同的形状来改善流动效果，例如横截面为方形或者半圆形。
图6示出了本发明带增压叶轮的预旋供气系统，从预旋喷嘴1进口P1处引气，经预旋喷嘴1膨胀加速后压力降低为P2，P2处气流经导流盘4上的增压叶片进行增压，到达叶片进口P3处，为转子叶片冷却进行供气。增压叶片对导流盘4内的空气利用离心泵原理进行增压，在保证叶片进口P3处压力不变的情况下，可以使得P2处的压力更低，从而增大了预旋喷嘴1进出口的压比(P1/P2)，提高了预旋喷嘴1出口的气流速度，使得预旋喷嘴1的温度更大，从而降低叶片进口P3处的相对总温。
在本实施例中，叶片数量可以选取20-60个，叶片顶端与涡轮盘间隙可以选取0.2-1mm。为了进一步提高预旋喷嘴1进出口压比的增压效果，发明人经过较长时间的试验研究后发现，增压叶片采用如图5所示的短叶片结构，并且将叶片数量设置为60个，以及设置于导流盘440-80％径向位置之间，同时叶片顶端与涡轮盘间隙设置为0.5mm时，能够最大限度的提高增压效果，同时减少增压的耗功。
此外，在图6中，考虑到增大P2处气流的周向速度，从而可降低转动件的相对总温，如图7所示，在叶片出口机加一圈形成出口锐角，能够提高预旋喷嘴1出口的周向切线速度，进一步降低相对总温，而且通过设置预旋喷嘴1的数量为50个以及喉部间距为1.8mm，明显强化了带增压叶轮的预旋系统整体的温降效果。当然，在本研究过程中根据实际情况，预旋喷嘴1的数量可以在20-60个范围内选取，以及喉部间距在1.5-4mm范围内选取。
具体的，本发明还提出了一种航空发动机，设置有一种带增压叶片的预旋系统，该预旋系统包括预旋喷嘴1、导流盘4及涡轮盘，并且预旋喷嘴1和导流盘4构成预旋腔2，导流盘4和涡轮盘构成叶片供气腔5；其中，导流盘4设置有接收孔3和增压叶片；由预旋喷嘴1流出的气流进入预旋腔2后，通过接收孔3进入叶片供气腔5并最终到达涡轮转子叶片进口。
本发明的预旋系统以及相应的航空发动机，通过增压叶轮提高了预旋喷嘴1的进出口压比，从而降低了叶片供气处的相对总温，可以更好的用于叶片冷却和减少冷气量，提升涡轮部件及发动机整机性能。由于对增压叶片的叶型结构、位置、叶片数进行了综合优化，可以最大限度的提高增压效果，同时减少增压的耗功。而且进一步对叶片式预旋喷嘴1的叶片数和位置以及叶片出口综合优化，又能强化本发明预旋系统在供气时的温降效果。
通过在某型涡桨发动机上开展的预旋叶片、增压叶片的设计分析、预旋供气系统一维网络分析和涡轮转子冷却分析以及试验验证，结果表明导流盘4进出口压力增加可以提升56kPa，预旋喷嘴1进出口压比可以提高10％以上，转子叶片进口的相对总温降低16K以上。更重要的是，本发明的上述结构，相比现有技术而言，简单、可靠，无需额外增加零件，便于实施、可行性高。
尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (14)

1.一种带增压叶片的预旋系统，其特征在于，包括预旋喷嘴、导流盘及涡轮盘，并且预旋喷嘴和导流盘构成预旋腔，导流盘和涡轮盘构成叶片供气腔；
其中，导流盘设置有接收孔和增压叶片；由预旋喷嘴流出的气流进入预旋腔后，通过接收孔进入叶片供气腔并最终到达涡轮转子叶片进口。
2.根据权利要求1所述的带增压叶片的预旋系统，其特征在于：所述增压叶片位于导流盘径向。
3.根据权利要求2所述的带增压叶片的预旋系统，其特征在于：所述增压叶片位于导流盘40-80％径向位置之间。
4.根据权利要求1所述的带增压叶片的预旋系统，其特征在于：所述增压叶片的叶片顶端与涡轮盘间隙0.2-1mm。
5.根据权利要求4所述的带增压叶片的预旋系统，其特征在于：所述增压叶片的叶片顶端与涡轮盘间隙为0.5mm。
6.根据权利要求1所述的带增压叶片的预旋系统，其特征在于：所述增压叶片的数量为20-60个。
7.根据权利要求6所述的带增压叶片的预旋系统，其特征在于：所述增压叶片的数量为60个。
8.根据权利要求1所述的带增压叶片的预旋系统，其特征在于：所述增压叶片为短叶片结构。
9.根据权利要求1所述的带增压叶片的预旋系统，其特征在于：所述预旋喷嘴为叶片式。
10.根据权利要求9所述的带增压叶片的预旋系统，其特征在于：所述预旋喷嘴的叶片有20-60个。
11.权利要求10所述的带增压叶片的预旋系统，其特征在于：所述预旋喷嘴的叶片有50个。
12.根据权利要求9所述的带增压叶片的预旋系统，其特征在于：所述预旋喷嘴的喉部间距为1.5-4mm。
13.根据权利要求12所述的带增压叶片的预旋系统，其特征在于：所述预旋喷嘴的喉部间距为1.8mm。
14.一种航空发动机，其特征在于，设置有如权利要求1-13中任一项所述的带增压叶片的预旋系统。
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