CN103867235B - 一种管式减涡器引气*** - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种用于航空发动机的管式减涡器引气***，包括构成压气机盘腔的压气机右盘(1)、压气机左盘(2)和与所述压气机右盘(1)连接固定的支撑环(7)，多个减涡管(4)径向排布于压气机盘腔内并固定在所述支撑环(7)上，其中，所述减涡管(4)的入口段(401)沿周向偏转角度α，所述角度α等于减涡管(4)的入口气流相对速度方向与减涡管(4)的固定位置处的径向方向的夹角。本发明通过将减涡管的气流入口段设计为向周向有所偏转的形式以正对气流方向，能够有效减少压力损失，保证了航空发动机空气***冷却供气压力。

Description

一种管式减涡器引气***

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，特别是发动机空气***中减涡器引气流路的设计。

背景技术

航空发动机空气***的引气流路设计的目标之一是降低压力损失、保证高温部件冷却供气的压力以及封严压力。

传统的引气***通过设置外部管路实现，这给发动机重量及外部管路布局都带来了不利影响。现阶段较为先进的发动机采用压气机鼓筒开孔的形式实现了内部引气，避免了这些不利因素。但是，在内部引气过程中，由于气体从压气机盘腔内的高半径位置流向低半径位置，自由涡发展剧烈，导致流动损失较大，通过安装减涡器的方式可以有效减弱涡流的剧烈发展，从而降低压力损失。由此减涡器的设计对于现代航空发动机性能具有一定的影响。

专利文献US7086830公开了一种管式减涡器结构，该结构直接把压气机主流道的气体引入减涡管后直至中心腔内，这种方式使得减涡管进气端固定，造成气流以强制涡状态到达中心腔内，流动损失比从自由涡到强制涡的转换状态要大。专利文献US7159402公开了另一种管式减涡器结构，该减涡器进气端是悬臂结构，比直接安装在鼓筒处(US7086830)压力损失要小。然而，这些现有的管式减涡器对降低压力损失的效果仍不能令人满意。

发明内容

本发明在现有技术的基础上提出了一种新的减涡器引气***形式，充分考虑了气动特性，可以实现降低流动损失的目的。

根据本发明的用于航空发动机的管式减涡器引气***包括构成压气机盘腔的压气机右盘、压气机左盘和与所述压气机右盘连接固定的支撑环，多个减涡管径向排布于压气机盘腔内并固定在所述支撑环上，其中，所述减涡管的入口段沿周向偏转角度α，所述角度α等于减涡管的入口气流相对速度方向与减涡管的固定位置处的径向方向的夹角。

根据一种实施方式，当入口气流周向速度小于所述减涡管的周向速度时，减涡管的所述入口段向发动机转子旋转方向偏转角度α。

根据另一种实施方式，当入口气流周向速度大于所述减涡管的周向速度时，减涡管的所述入口段相反于发动机转子旋转方向偏转角度α。

有利地，所述角度α为5°～85°。更优选地，所述角度α为10°～80°。最佳地，所述角度α为15°～75°。

进一步地，所述减涡管的入口截面与入口气流相对速度方向垂直。

进一步地，所述减涡管的入口段的外表面为由曲线构成的封闭曲面。

可选地，所述减涡管的入口段的外表面为由直线构成的封闭平面。

本发明的管式减涡器引气***从降低气流进入减涡管产生的局部损失入手，由于减涡器入口处气流速度由周向分速度、径向分速度、轴向分速度构成，并且轴向分速度比其他方向分速度小很多，基本上可以不考虑，所以气流在相对坐标系下主要为相对周向分速度及径向分速度构成的合速度，与径向方向有一定的角度。为了保证气流能够较为顺畅的进入减涡管，将减涡管的入口段设计为向周向有所偏转的形式以正对气流方向，能够有效减少压力损失，保证了航空发动机空气***冷却供气压力。

附图说明

本发明的其它特征以及优点将通过以下结合附图详细描述的具体实施方式更好地理解，附图中，相同的附图标记标识相同或相似的部件，其中：

图1为根据本发明用于航空发动机的管式减涡器引气***结构的示意性透视图；

图2为移除压气机左盘后示出的减涡管在压气机盘腔中排布的示意性透视图；

图3为减涡管安装结构在轴向径向平面的剖视图；

图4为沿图3中线A-A的剖视图，示出了减涡管的入口气流周向速度小于减涡管周向速度的情况下减涡管的入口段结构；

图5为图4所示情况下根据另一种优选实施方式的减涡管的入口段结构的示意图；

图6为沿图3中线A-A的剖视图，示出了减涡管的入口气流周向速度大于减涡管周向速度的情况下减涡管的入口段结构；

图7为图6所示情况下根据另一种优选实施方式的减涡管的入口段结构的示意图。

附图标记说明

1压气机右盘2压气机左盘

3鼓筒孔4减涡管

401入口段5鼓筒轴

7支撑环8旋转轴

101切线方向102减涡管径向方向

103减涡管几何中心线104减涡管入口截面

具体实施方式

下面详细描述本发明的具体实施例的实施和使用。然而，应当理解，所描述的具体实施例仅示范性地说明实施和使用本发明的特定方式，而非限制本发明的范围。

首先参见图1至3，整个减涡器引气***绕旋转轴8转动，旋转方向如箭头所示。所示减涡器引气***包括构成压气机盘腔的压气机右盘1、压气机左盘2和与所述压气机右盘1连接固定的支撑环7，多个减涡管4径向排布于压气机盘腔内并通过卡环安装固定在支撑环7上，所述支撑环7例如图3所示通过螺栓与所述压气机右盘1连接固定。压气机主流通道的气流经过导叶后，部分气流通过鼓筒轴5上的长圆形鼓筒孔3进入压气机盘腔，并以自由涡的形式沿径向轴心方向流动，随后气体通过减涡管4，以强制涡的形式进入轴心腔内，这就实现了减涡器引气。

为了有效减少气流压力损失，本发明将减涡管4的入口段401沿周向偏转一个角度α以正对气流方向，该角度α等于减涡管4的入口气流相对速度方向与减涡管4的固定位置处的径向方向的夹角。

具体来说，气流进入压气机盘腔，在进入减涡管4前，如果气流周向速度小于所述减涡管4的周向速度的情况下，参见图4和图5，减涡管4的入口段401向发动机转子旋转方向(以箭头示出)偏转角度α。角度α为减涡管几何中心线103和减涡管入口截面104交点处的切线方向101与减涡管径向方向102之间的夹角(即入口气流相对速度方向与径向方向102的夹角)。

根据另一种实施方式，当气流在进入减涡管4前，如果气流周向速度大于减涡管4的周向速度的情况下，参见图6和图7，减涡管4的入口段401相反于发动机转子旋转方向(以箭头示出)偏转角度α。

上述角度α的取值范围可根据需要来选择，例如取自5°～85°，优选为10°～80°，最佳为15°～75°。

另外，如图所示，为了保证气流进入减涡管4时有效进气面积最大，减涡管4的入口截面104优选与切线方向101垂直。

应当理解的是，虽然根据本发明的减涡管在入口段处周向偏转，但所述减涡管仍然是由曲率连续的曲面构成。例如，减涡管4的入口段401的外表面可以为如图4和图5所示的由曲线构成的封闭曲面，也可为如图6和图7所示的由直线构成的封闭平面。不管怎样，需要保证减涡管4的入口段401到减涡管4的中间段一直到减涡管4的出口段曲面曲率连续过渡。

以上已通过具体实施例揭示本发明的技术内容及技术特点，然而可以理解，在本发明的创作思想下，本领域的技术人员可以对上述公开的各种特征和未在此明确示出的特征的组合作各种变化和改进，这些变化和改进都属于本发明的保护范围。

Claims (9)

1.用于航空发动机的管式减涡器引气***，包括构成压气机盘腔的压气机右盘(1)、压气机左盘(2)和与所述压气机右盘(1)连接固定的支撑环(7)，多个减涡管(4)径向排布于压气机盘腔内并固定在所述支撑环(7)上，其特征在于，所述减涡管(4)的入口段(401)沿周向偏转角度α，所述角度α等于减涡管(4)的入口气流相对速度方向与减涡管(4)的固定位置处的径向方向的夹角。

2.根据权利要求1所述的管式减涡器引气***，其特征在于，当气流周向速度小于所述减涡管(4)的周向速度时，减涡管(4)的所述入口段(401)向发动机转子旋转方向偏转角度α。

3.根据权利要求1所述的管式减涡器引气***，其特征在于，当气流周向速度大于所述减涡管(4)的周向速度时，减涡管(4)的所述入口段(401)向相反于发动机转子旋转方向偏转角度α。

4.根据权利要求2或3所述的管式减涡器引气***，其特征在于，所述角度α为5°～85°。

5.根据权利要求4所述的管式减涡器引气***，其特征在于，所述角度α为10°～80°。

6.根据权利要求5所述的管式减涡器引气***，其特征在于，所述角度α为15°～75°。

7.根据权利要求6所述的管式减涡器引气***，其特征在于，所述减涡管(4)的入口截面与入口气流相对速度方向垂直。

8.根据权利要求7所述的管式减涡器引气***，其特征在于，所述减涡管(4)的入口段(401)的外表面为由曲线构成的封闭曲面。

9.根据权利要求7所述的管式减涡器引气***，其特征在于，所述减涡管(4)的入口段(401)的外表面为由直线构成的封闭平面。