CN110454436A - 一种应用于航空发动机压气机高位引气的短弯曲型减涡板 - Google Patents

Abstract

本申请属于压气机设计技术领域，涉及一种应用于航空发动机压气机高位引气的短弯曲型减涡板。该减涡板(5)设置在压气机引气腔(4)内旋流比大于1的位置，所述减涡板(5)一端设置在所述压气机引气腔(4)的壁面，另一端沿压气机轴向向压气机引气腔(4)内延伸，所述减涡板(5)包括靠近压气机轴线的低半径部分(51)以及远离压气机轴线的高半径部分(52)，所述低半径部分(51)包括向压气机旋转方向弯曲的结构。本发明在减小压气机盘腔引气阻力，增加引气流量方面能起到显著的作用。由于采用了一体化短弯曲板结构，无需安装，具有轻质和可靠性等优点。

Description

一种应用于航空发动机压气机高位引气的短弯曲型减涡板

技术领域

本申请属于压气机设计技术领域，特别涉及一种应用于航空发动机压气机高位引气的短弯曲型减涡板。

背景技术

压气机是航空发动机的主要部件之一，连续工作在高温、高压、高速旋转的极端环境下。压气机盘设计时通常采用的冷却方案是从压气机某些部位抽出一定量冷空气经压气机盘心沿着轴向向后流动，并将压气机盘的热量带走，从而控制压气机盘的温度水平和梯度到合理范围。由于从压气机径向向内引气通常需要克服离心力和径向哥氏力的阻碍作用，存在一定的压力损失，这会导致可引入的主通道气流流量减小，不利于压气机盘冷却。因此，如何减小压气机径向内流引气的阻力损失、提高引气流量是航空发动机设计时必须要考虑和解决的重要问题。

如图1所示，压气机盘腔引气气流来自主流道1，主流道1的气流先进入压气机盘间集气腔2，再经由周向上的离散引气槽3径向向内流入压气机引气腔4，到达盘腔低半径后再沿轴向分成两股，一股向前流动，参与支点封严；另一股则向后流动，冷却压气机盘。

压气机径向向内引气时，径向向内流动的气体由于与压气机盘腔存在径向相对运动，会产生一个与旋转方向相同的周向哥氏力，在该力的作用下，气流将在周向上被加速，当气流的周向速度超过转盘当地周向线速度的时候，即当气流的旋流比大于1时，气流又会受到一个沿径向向外的径向哥氏力作用，该力与离心力一起阻碍气流的向内流动，如图2所示，造成压力损失，从而减小引气流量。

现有技术中，通过反旋喷嘴、减涡管和长直减涡板等结构来解决该问题，但都存在一定的缺点，具体如下：

1)反旋喷嘴的原理是在引气进口处通过设置与压气机盘腔转速方向相反且成一定倾斜角度的一系列喷嘴，给引入的气流一定的反向旋转速度，气流进入盘腔后，相对于盘腔在周向上就有一个与盘腔当地线速度方向相反的相对速度，这样，气流就会受到一个径向向内的哥氏力作用，这对降低盘腔压力损失，增大引气流量而言是有益的。然而，大量的研究表明，这种反旋喷嘴在实际应用时存在所谓的歇斯底里效应，在过渡态时工作非常不稳定，存在流量出现突跃的风险，可靠性差，实际工程上使用不多。

2)减涡管和长直减涡板的原理类似，即在盘腔内设置导流通道，当盘腔径向内流的气流旋流比将要大于1时，将气流引入固定于盘腔中的通道结构，强制使气流旋流比变为接近1，这样径向哥氏力就大大削弱了，这也就达到了减小引气阻力损失，增大引气流量的目的。这种结构在工程上已有应用，但还存在着一些缺点，主要包括：一、减涡管和减涡板的尺寸一般较长，容易引起振动的问题；二、结构复杂，重量相对较重，对发动机减重不利；三、安装固定方式一般比较复杂，可靠性相对较差。

发明内容

为解决上述问题，本申请提供了一种应用于航空发动机压气机高位引气的短弯曲型减涡板，所述减涡板设置在压气机引气腔内旋流比大于1的位置，所述减涡板一端设置在所述压气机引气腔的壁面，另一端沿压气机轴向向压气机引气腔内延伸，所述减涡板包括靠近压气机轴线的低半径部分以及远离压气机轴线的高半径部分，所述低半径部分包括向压气机旋转方向弯曲的结构。

优选的是，所述减涡板一端与所述压气机引气腔的壁面一体设计。

优选的是，所述减涡板一端与所述压气机引气腔的前轴颈壁面一体设计。

优选的是，所述减涡板在压气机引气腔内以压气机轴线为中心周向布置。

优选的是，所述减涡板在压气机引气腔内周向均布有15-25个。

本发明在减小压气机盘腔引气阻力，增加引气流量方面能起到显著的作用。由于采用了一体化短弯曲板结构，无需安装，在轻质和可靠性方面有更优异的表现。

附图说明

图1是压气机盘腔引气示意图。

图2是无减涡板结构示意图。

图3是本申请应用于航空发动机压气机高位引气的短弯曲型减涡板的安装示意图。

图4是图3所示实施例的右视图。

其中，1-主流道，2-盘间集气腔，3-引气槽，4-压气机引气腔，5-减涡板，51-低半径部分，52-高半径部分，6-旋转轴。

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。

本发明提供了一种应用于航空发动机压气机高位引气的短弯曲型减涡板，如图3及图4所示，所述减涡板5设置在压气机引气腔4内旋流比大于1的位置，所述减涡板5一端设置在所述压气机引气腔4的壁面，另一端沿压气机轴向向压气机引气腔4内延伸，所述减涡板5包括靠近压气机轴线的低半径部分51以及远离压气机轴线的高半径部分52，所述低半径部分51包括向压气机旋转方向弯曲的结构。

本申请为了使得设计的减涡结构更好地满足高效、轻质、可靠的要求，可通过数值仿真确定压气机引气盘腔内旋流比大于1的气流所在的径向位置，在该位置设计弯曲型减涡板结构，即在减涡效果最显著的区域布置减涡板，而不是在盘腔内大范围区域内布置减涡板，这样有利于减重和减小振动。

取某典型压气机引气盘腔，如图3，先按盘腔无减涡结构开展全环三维数值模拟，获得相对速度流线图，观察盘腔内的流线，可发现盘腔中高半径处的流线呈现同心圆结构，该区域旋流比大于1，而盘腔中低半径处出现了大量的离散涡结构，该区域旋流比接近1。找到盘腔内旋流大于1的区域，如图3所示的高半径区域，测量该区域在径向上的分布范围，记为范围A。在盘腔范围A内设置减涡板结构，经数值模拟优化，最终选定减涡板的结构和周向分布如图3及4所示，减涡板低半径处设计成弯曲型，弯曲的方向与气流周向流动方向相反，这样可以使得气流流经减涡板时获得一个与盘腔旋转反向相反的分速度，从而更有效地抑制气流周向速度的发展，达到进一步减阻的作用。

该减涡板与轴承座设计为一体化结构，例如图3中该减涡板与前轴颈壁面一体设计，由于减涡板尺寸较小，无需安装固定，可通过一体化加工制造成型，这在一定程度上也可提高该减涡结构的可靠性。

数值计算结果表明，加入了该减涡板，引气槽出口的气流速度显著增加，引气流量相对于无减涡结构的情况增加了30％以上，这说明该减涡板在增加压气机引气流量方面起到了显著的作用。

本发明在减小压气机盘腔引气阻力，增加引气流量方面能起到显著的作用。由于采用了一体化短弯曲板结构，无需安装，在轻质和可靠性方面有更优异的表现。

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 (5)

1.一种应用于航空发动机压气机高位引气的短弯曲型减涡板，其特征在于，所述减涡板(5)设置在压气机引气腔(4)内旋流比大于1的位置，所述减涡板(5)一端设置在所述压气机引气腔(4)的壁面，另一端沿压气机轴向向压气机引气腔(4)内延伸，所述减涡板(5)包括靠近压气机轴线的低半径部分(51)以及远离压气机轴线的高半径部分(52)，所述低半径部分(51)包括向压气机旋转方向弯曲的结构。

2.如权利要求1所述的应用于航空发动机压气机高位引气的短弯曲型减涡板，其特征在于，所述减涡板(5)一端与所述压气机引气腔(4)的壁面一体设计。

3.如权利要求2所述的应用于航空发动机压气机高位引气的短弯曲型减涡板，其特征在于，所述减涡板(5)一端与所述压气机引气腔(4)的前轴颈壁面一体设计。

4.如权利要求1所述的应用于航空发动机压气机高位引气的短弯曲型减涡板，其特征在于，所述减涡板(5)在压气机引气腔(4)内以压气机轴线为中心周向布置。

5.如权利要求1所述的应用于航空发动机压气机高位引气的短弯曲型减涡板，其特征在于，所述减涡板(5)在压气机引气腔(4)内周向均布有15-25个。