CN209621472U - 一种航空发动机的预旋冷却系统 - Google Patents
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Abstract
本实用新型提供了一种航空发动机的预旋冷却系统，沿气体行进路径包括依次嵌套设置的进气腔、预旋单元和出气腔；进气腔内的气体沿径向进入预旋单元，所述预旋单元包括沿周向均匀设置的多个喷嘴，所述喷嘴相对进气腔的径向弯曲设置，所述喷嘴从进气口到出气口至少有一段流道沿进气腔轴向收缩；所述出气腔与冷却通道连通。本实用新型提供的航空发动机的预旋冷却系统的优点在于：增加喷嘴进气面积，便于气流顺畅的进入喷嘴内，减小了气流在入口处的损失；由于渐缩流道的存在，提高了气流速度，减少功耗，提高冷却效果，具有良好的推广前景。
Description
技术领域
本实用新型涉及航空发动机二次空气系统冷却技术领域，尤其涉及一种航空发动机的预旋冷却系统。
背景技术
近年来，航空发动机技术日新月异，发动机性能得到了较大的发展。提高发动机性能的主要途径是提高涡轮前温度和增压比，但是涡轮前温度的提高使发动机中涡轮等高温部件的工作环境严重恶化，从而导致发动机可靠性变差，寿命缩短。
预旋冷却系统作为航空发动机空气系统重要组成部分，其功用是将冷气引导成旋转状态输送到高速转动涡轮叶片等高温部件的冷却通道中，达到降低气流相对总温的目的，从而提高冷气品质，增强叶片冷却效果，提高冷却效率。现有技术中的冷却系统进入冷却管道时的流速较低，喷嘴出口周向速度较小，导致系统出口旋流比较低，冷却效果不佳。
实用新型内容
本实用新型所要解决的技术问题在于提供一种能够提高冷空气流速以喷嘴出口周向速度，从而提升系统出口旋流比的预旋冷却系统。
本实用新型是通过以下技术方案解决上述技术问题的：
一种航空发动机的预旋冷却系统，沿气体行进路径包括依次嵌套设置的进气腔、预旋单元和出气腔；进气腔内的气体沿径向进入预旋单元，所述预旋单元包括沿周向均匀设置的多个喷嘴，所述喷嘴相对进气腔的径向弯曲设置，所述喷嘴从进气口到出气口至少有一段流道沿进气腔轴向收缩；所述出气腔与冷却通道连通。
优选地，进气腔外表面均匀设置有多个沿径向固定的进气孔，所述喷嘴与进气孔一一对应。
优选地，所述进气孔正对喷嘴的进气口。
优选地，沿进气腔轴向看，所述从喷嘴的进气口到出气口流道自然收缩。
优选地，沿进气腔轴向看，所述喷嘴正对进气孔的侧面具有第一回转部，所述第一回转部的切向指向流道外部。
优选地，所述喷嘴背向进气孔的一侧具有切向指向流道内部的第二回转部，所述第一回转部的回转半径小于第二回转部的回转半径。
优选地，所述喷嘴靠近出气口的位置沿流道两侧分别设置有与第一回转部和第二回转部相切且逐渐靠近的直板，两个直板围成的流道逐渐收缩。
优选地，沿进气腔的径向看，所述喷嘴的前1/2-2/3的区域流道的两侧倾斜设置并逐渐靠近。
优选地，所述冷却通道与出气腔连接处的切向与进气腔的轴向平行，所述喷嘴的出气口向冷却通道内的气流行进路径倾斜。
优选地，所述进气孔和喷嘴分别设置有15～25个。
本实用新型提供的航空发动机的预旋冷却系统的优点在于：增加喷嘴进气面积，便于气流顺畅的进入喷嘴内，减小了气流在入口处的损失；由于渐缩流道的存在，提高了气流速度，减少功耗，提高冷却效果，具有良好的推广前景。
附图说明
图1是本实用新型的实施例所提供的航空发动机的预旋冷却系统示意图；
图2是本实用新型的实施例所提供的航空发动机的预旋冷却系统的轴向剖视图；
图3是本实用新型的实施例所提供的航空发动机的预旋冷却系统的喷嘴沿径向的示意图；
图4是本实用新型的实施例所提供的喷嘴结构的预旋冷却系统与现有技术中的导流叶片形态的预旋冷却系统的出口周向速度对比图；
图5是本实用新型的实施例所提供的喷嘴结构的预旋冷却系统与现有技术中的导流叶片形态的预旋冷却系统的旋流比对比图。
具体实施方式
为使本实用新型的目的、技术方案和优点更加清楚明白，以下结合具体实施例，并参照附图，对本实用新型作进一步的详细说明。
如图1所示，一种航空发动机的预旋冷却系统，包括沿气体行进路径依次嵌套设置的进气腔1、预旋单元2和出气腔3，进气腔1的气体沿径向进入预旋单元2，所述预旋单元2包括沿轴向均匀设置的多个喷嘴21，所述喷嘴21相对进气腔1的径向弯曲设置，所述出气腔3与冷却通道(图未示)连通，通过将喷嘴21设置成弯曲结构，能够使进入预旋单元2内的空气旋转进入出气腔3，从而增加气流在冷却通道内呈螺旋状态行进，提高气流在冷却通道内的时间，使气流充分换热对航空发动机进行冷却；所述喷嘴21从进气口到出气口至少有一段流道沿进气腔1轴向收缩，通过使流道收缩，提高气流速度，使气流在冷却通道内螺旋运动时产生较大的偏心力，使气流与冷却管道充分接触，提高换热效率。
所述进气腔1的外表面沿周向均匀设置有多个沿径向固定的进气孔11，所述喷嘴21与进气孔11一一对应，优选实施例中设置有15～25个进气孔11和喷嘴21，本实施例中提供的预旋冷却系统设置有16个进气孔11和喷嘴21。进气孔11正对喷嘴21的进气口，从而降低气流进入喷嘴21时的能量损失，得到高速气流。
参考图2，沿进气腔1的轴向看，所述喷嘴21的进气口到出气口流道自然收缩，从而进一步提高气流速度；所述喷嘴21正对进气孔11的侧面具有第一回转部22，喷嘴21背向进气孔11的一侧具有第二回转部23，所述第一回转部22的切向指向流道外部，第二回转部23的切向指向流道内部，且第一回转部22的回转半径小于第二回转部23的回转半径。从而时第一回转部22和第二回转部23围成的流道逐渐收缩。所述喷嘴21还包括分别与第一回转部22和第二回转部23末端相切的直板24，两个直板24围成的流道逐渐收缩；所述直板24的尾端连接到出气腔3的表面；从而使气流呈一定夹角进入出气腔3，在出气腔3内形成涡旋气流。
参考图3，沿进气腔1的径向看，所述喷嘴21的钱1/2～2/3的区域流道的两侧倾斜设置并逐渐靠近，从而形成沿进气腔1轴向渐缩的流道。靠近喷嘴21尾端的流道可以设置为沿轴向的距离不变的结构。
在工作时，冷却通道一般设置为平行于出气腔3的轴向或者冷却通道在连接处的切向与出气腔3的轴向平行，优选实施例中将喷嘴21的末端设置为向设置有冷却通道的一侧倾斜，从而使气流的流速具有在冷却通道行进方向的分量，是气流能够自发的沿冷却通道前进，而不需要后面气流的推动，降低气流相互冲击时的流速损失，提高冷却效果。
图4和图5分别是本实施例提供的预旋冷却系统与现有技术的效果对比图，可以明显看出本实施提供的具有喷嘴结构的预旋冷却系统的旋流比明显优于导流叶片形态的预旋喷嘴结构。
Claims (10)
1.一种航空发动机的预旋冷却系统，其特征在于：沿气体行进路径包括依次嵌套设置的进气腔、预旋单元和出气腔；进气腔内的气体沿径向进入预旋单元，所述预旋单元包括沿周向均匀设置的多个喷嘴，所述喷嘴相对进气腔的径向弯曲设置，所述喷嘴从进气口到出气口至少有一段流道沿进气腔轴向收缩；所述出气腔与冷却通道连通。
2.根据权利要求1所述的航空发动机的预旋冷却系统，其特征在于：进气腔外表面均匀设置有多个沿径向固定的进气孔，所述喷嘴与进气孔一一对应。
3.根据权利要求2所述的一种航空发动机的预旋冷却系统，其特征在于：所述进气孔正对喷嘴的进气口。
4.根据权利要求3所述的一种航空发动机的预旋冷却系统，其特征在于：沿进气腔轴向看，所述从喷嘴的进气口到出气口流道自然收缩。
5.根据权利要求4所述的一种航空发动机的预旋冷却系统，其特征在于：沿进气腔轴向看，所述喷嘴正对进气孔的侧面具有第一回转部，所述第一回转部的切向指向流道外部。
6.根据权利要求5所述的一种航空发动机的预旋冷却系统，其特征在于：所述喷嘴背向进气孔的一侧具有切向指向流道内部的第二回转部，所述第一回转部的回转半径小于第二回转部的回转半径。
7.根据权利要求6所述的一种航空发动机的预旋冷却系统，其特征在于：所述喷嘴靠近出气口的位置沿流道两侧分别设置有与第一回转部和第二回转部相切且逐渐靠近的直板，两个直板围成的流道逐渐收缩。
8.根据权利要求1所述的一种航空发动机的预旋冷却系统，其特征在于：沿进气腔的径向看，所述喷嘴的前1/2-2/3的区域流道的两侧倾斜设置并逐渐靠近。
9.根据权利要求8所述的一种航空发动机的预旋冷却系统，其特征在于：所述冷却通道与出气腔连接处的切向与进气腔的轴向平行，所述喷嘴的出气口向冷却通道内的气流行进路径倾斜。
10.根据权利要求2所述的一种航空发动机的预旋冷却系统，其特征在于：所述进气孔和喷嘴分别设置有15～25个。
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| CN201920061504.2U CN209621472U (zh) | 2019-01-14 | 2019-01-14 | 一种航空发动机的预旋冷却系统 |
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| CN (1) | CN209621472U (zh) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109751130A (zh) * | 2019-01-14 | 2019-05-14 | 南京航空航天大学 | 一种航空发动机的预旋冷却系统 |
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2019
- 2019-01-14 CN CN201920061504.2U patent/CN209621472U/zh active Active
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