CN113123879B - 一种减弱篦齿盘前方耗散涡的引气布局 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种减弱篦齿盘前方耗散涡的引气布局，在静子鼓筒面上篦齿盘的上游位置，沿周向设置多个预旋喷嘴作为引气入口，这样，引气入口引入的气流与径向内流的气流掺混后，不仅可以提高冷却品质，之后继续向下游流动，改善对篦齿盘及下游的部件的冷却效果，还能对篦齿盘前方的耗散涡结构进行冲击，减弱甚至破坏耗散涡，从而实现对压气机后轴径锥壁腔内流动结构的主动控制，使得篦齿盘前方不易形成耗散涡结构，进而降低篦齿盘前方的风阻温升，改善冷却品质。

Description

一种减弱篦齿盘前方耗散涡的引气布局
技术领域
本发明涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种减弱篦齿盘前方耗散涡的引气布局。
背景技术
随着航空发动机性能的不断提高，涡轮前温度越来越高，这对材料技术和航空发动机空气***冷却技术的水平提出了更高的要求。目前航空发动机材料技术的应用已经趋于极致状态，单靠高温材料技术无法满足全部的设计需求，剩余的冷却需求要依靠航空发动机空气***实现。通常情况下，增大空气***引气流量会直接提升空气***的冷却效果，但空气***流量的增大会导致发动机总体性能的衰减，因此，如何在保证发动机总体性能稳定的情况下，减小空气***冷却气流的熵产，从而发掘冷却气流的全部降温潜力，是航空发动机设计成功与否的关键。
通常情况下，为了满足轴向力调节的需求，航空发动机空气***中安装有篦齿盘结构。为了实现轴向力的调节，通常需要设计出半径较大的篦齿盘。篦齿盘与转子连接处距篦齿的距离较大，从而形成了一个“死胡同”，气体容易在这个区域形成较大范围的耗散涡结构，这使得该区域的温度分布迅速恶化。图1为传统的锥壁腔引气方案，图1中的箭头表示气流方向，在篦齿盘100前方存在显著的耗散涡结构，其耗散涡结构数值计算结果如图2所示。
在航空发动机空气***设计中，对于锥壁腔内径向内流的引气方式而言，传统设计中通常忽略上游来流在篦齿盘前形成的耗散涡带来的温升影响。随着新一代发动机工作范围越来越广，推重比越来越高，在一些极端恶劣的工况下，发动机热端部件的温度越来越高，精细化设计空气***流路来降低风阻温升越来越关键，对于这种引起温升的涡系结构应该加以处理。然而，目前还没有一种代价小而又能有效抑制高半径篦齿盘前方耗散涡形成的设计。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种减弱篦齿盘前方耗散涡的引气布局，用以有效抑制篦齿盘前方的耗散涡。
本发明提供的一种减弱篦齿盘前方耗散涡的引气布局：
在与篦齿盘相对的静子鼓筒面上，距离篦齿盘中位于气流上游的第一道齿8mm～10mm范围内，沿所述静子鼓筒面的周向设有一圈凸台，在所述凸台上设有多个预旋喷嘴，作为引气入口；
所述引气入口以空间角度进行预旋送气，所述引气入口的空间角度为静子鼓筒面法线以静子鼓筒面母线为转轴顺时针旋转α，再以静子鼓筒面法线为转轴逆时针旋转β得到；其中，75°≤α≤85°，30°≤β≤60°。
在一种可能的实现方式中，在本发明提供的上述减弱篦齿盘前方耗散涡的引气布局中，所述引气入口的孔径范围为1mm～2mm。
在一种可能的实现方式中，在本发明提供的上述减弱篦齿盘前方耗散涡的引气布局中，所述引气入口包含的各预旋喷嘴的孔径相同。
在一种可能的实现方式中，在本发明提供的上述减弱篦齿盘前方耗散涡的引气布局中，所述引气入口包含的预旋喷嘴的数量为8个～60个。
本发明提供的上述减弱篦齿盘前方耗散涡的引气布局，在静子鼓筒面上篦齿盘的上游位置，沿周向设置多个预旋喷嘴作为引气入口，这样，引气入口引入的气流与径向内流的气流掺混后，不仅可以提高冷却品质，之后继续向下游流动，改善对篦齿盘及下游的部件的冷却效果，还能对篦齿盘前方的耗散涡结构进行冲击，减弱甚至破坏耗散涡，从而实现对压气机后轴径锥壁腔内流动结构的主动控制，使得篦齿盘前方不易形成耗散涡结构，进而降低篦齿盘前方的风阻温升，改善冷却品质。
附图说明
图1为传统的锥壁腔引气方案示意图；
图2为传统的锥壁腔引气方案的耗散涡结构数值计算结果；
图3为本发明提供的一种减弱篦齿盘前方耗散涡的引气布局示意图；
图4为本发明提供的一种减弱篦齿盘前方耗散涡的引气布局的局部示意图；
图5为本发明提供的一种减弱篦齿盘前方耗散涡的引气布局中引气入口的空间角度示意图；
图6为本发明提供的一种减弱篦齿盘前方耗散涡的引气布局的耗散涡结构数值计算结果。
附图标记说明：篦齿盘1、静子鼓筒面2、引气入口3、凸台4、预旋喷嘴5。
具体实施方式
下面将结合本发明实施方式中的附图，对本发明实施方式中的技术方案进行清楚、完整的描述，显然，所描述的实施方式仅仅是作为例示，并非用于限制本发明。
本发明提供的一种减弱篦齿盘前方耗散涡的引气布局，如图3所示，在与篦齿盘1相对的静子鼓筒面2上，距离篦齿盘1中位于气流上游的第一道齿(如图3所示的A所示)8mm～10mm范围内，沿静子鼓筒面2的周向设有一圈凸台，在凸台上设有多个预旋喷嘴，作为引气入口3；由于静子件是薄壁件，无法在薄壁件上直接开凿出30°以上预旋角度的孔口结构充当预旋喷嘴，因此，在静子件的制造过程中在静子鼓筒面上需要开设预旋喷嘴的位置，采用车削的工艺加工出一圈凸台4(如图4所示)，在凸台4上采用钻孔工艺开设多个预旋喷嘴5(图4示出三个预旋喷嘴5)，凸台4的具体尺寸无明确规定，只需满足钻孔需求即可；
引气入口3以空间角度进行预旋送气，下面对引气入口3的空间角度的确定方法进行说明，如图5所示，转子按逆时针方向旋转(如图5所示的粗线箭头所示)，假设预旋喷嘴5的初始状态的中轴线为静子鼓筒面法线(如图5所示的B所示)，首先将预旋喷嘴5以过中轴线的静子鼓筒面母线(如图5所示的C所示)为转轴进行顺时针旋转，旋转角度为α，α的可调范围为75°～85°，然后将预旋喷嘴5以静子鼓筒面法线为转轴进行逆时针旋转，旋转角度为β，β的可调范围为30°～60°，从而得到引气入口3的空间角，即引气入口3的空间角度为静子鼓筒面法线以静子鼓筒面母线为转轴顺时针旋转α，再以静子鼓筒面法线为转轴逆时针旋转β得到；其中，75°≤α≤85°，30°≤β≤60°。
如图3所示，引气入口3引入的气流与径向内流的气流(即如图3所示由最左侧入口引入的气流)掺混后，图3中的箭头表示气流方向，不仅可以提高冷却品质，之后继续向下游流动，改善对篦齿盘及下游的部件的冷却效果，还能对篦齿盘前方的耗散涡结构进行冲击，减弱甚至破坏耗散涡。经数值计算可以发现，在引气流量约0.6kg/s的工况下，自由涡区域和篦齿进出口处的气流温降均可达到180K，数值计算结果如图6所示(图6中箭头所指位置为引气入口的位置)，与如图2所示传统的锥壁腔引气方案的数值计算结果相比，图2中篦齿盘前方存在显著的耗散涡结构，而图6中篦齿盘前方的耗散涡结构明显减弱，流动状态得到良好改善。
在具体实施时，在本发明提供的上述减弱篦齿盘前方耗散涡的引气布局中，引气入口的孔径由冷却气流的引气总流量确定，具体地，可以将引气入口的孔径控制在1mm～2mm范围。
优选地，为了保证整个锥壁的冷却效果均衡，在本发明提供的上述减弱篦齿盘前方耗散涡的引气布局中，可以将引气入口包含的各预旋喷嘴的孔径设计为相同。
在具体实施时，在本发明提供的上述减弱篦齿盘前方耗散涡的引气布局中，预旋喷嘴的数量由冷却气流的引气总流量确定，可以沿静子鼓筒面的周向设置8～60个预旋喷嘴，作为引气入口。当然，预旋喷嘴的数量并非局限于此范围，可以根据锥壁腔的类型和所需冷却效果等因素调整预旋喷嘴的数量，在此不做限定。
本发明提供的上述减弱篦齿盘前方耗散涡的引气布局，在静子鼓筒面上篦齿盘的上游位置，沿周向设置多个预旋喷嘴作为引气入口，引气入口引入的气流与径向内流的气流掺混后，不仅可以提高冷却品质，之后继续向下游流动，改善对篦齿盘及下游的部件的冷却效果，还能对篦齿盘前方的耗散涡结构进行冲击，减弱甚至破坏耗散涡，从而实现对压气机后轴径锥壁腔内流动结构的主动控制，使得篦齿盘前方不易形成耗散涡结构，进而降低篦齿盘前方的风阻温升，改善冷却品质。
显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (4)

1.一种减弱篦齿盘前方耗散涡的引气布局，其特征在于：
在与篦齿盘相对的静子鼓筒面上，距离篦齿盘中位于气流上游的第一道齿8mm～10mm范围内，沿所述静子鼓筒面的周向设有一圈凸台，在所述凸台上设有多个预旋喷嘴，作为引气入口；
所述引气入口以空间角度进行预旋送气，所述引气入口的空间角度为静子鼓筒面法线以静子鼓筒面母线为转轴顺时针旋转α，再以静子鼓筒面法线为转轴逆时针旋转β得到；其中，75°≤α≤85°，30°≤β≤60°；
引气入口引入的气流与径向内流的气流掺混后，继续向下游流动，对篦齿盘前方的耗散涡结构进行冲击，减弱甚至破坏耗散涡。
2.如权利要求1所述的减弱篦齿盘前方耗散涡的引气布局，其特征在于，所述引气入口的孔径范围为1mm～2mm。
3.如权利要求1所述的减弱篦齿盘前方耗散涡的引气布局，其特征在于，所述引气入口包含的各预旋喷嘴的孔径相同。
4.如权利要求1所述的减弱篦齿盘前方耗散涡的引气布局，其特征在于，所述引气入口包含的预旋喷嘴的数量为8个～60个。
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN118036511B (zh) * 2024-04-11 2024-06-18 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种航空发动机预旋供气***全流程设计方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH11315800A (ja) * 1998-04-30 1999-11-16 Toshiba Corp 空気圧縮機
CN109139269A (zh) * 2017-06-27 2019-01-04 中国航发常州兰翔机械有限责任公司 一种带渐缩引气孔的航空发动机篦齿封严结构
CN109505665A (zh) * 2018-12-26 2019-03-22 北京航空航天大学 一种基于航空发动机封严盘轴向力负反馈控制的封严装置
CN110726690A (zh) * 2019-10-11 2020-01-24 中国航发沈阳发动机研究所 一种多支路涡轮盘腔流量测量结构及测量方法
CN112523813A (zh) * 2019-09-19 2021-03-19 中国航发商用航空发动机有限责任公司 航空发动机涡轮轮缘封严结构

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109296402A (zh) * 2017-07-25 2019-02-01 中国航发商用航空发动机有限责任公司 篦齿封严结构及航空发动机

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH11315800A (ja) * 1998-04-30 1999-11-16 Toshiba Corp 空気圧縮機
CN109139269A (zh) * 2017-06-27 2019-01-04 中国航发常州兰翔机械有限责任公司 一种带渐缩引气孔的航空发动机篦齿封严结构
CN109505665A (zh) * 2018-12-26 2019-03-22 北京航空航天大学 一种基于航空发动机封严盘轴向力负反馈控制的封严装置
CN112523813A (zh) * 2019-09-19 2021-03-19 中国航发商用航空发动机有限责任公司 航空发动机涡轮轮缘封严结构
CN110726690A (zh) * 2019-10-11 2020-01-24 中国航发沈阳发动机研究所 一种多支路涡轮盘腔流量测量结构及测量方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Effect of Linear Coupling Thermo-elasticity on Radial Clearance;Ding Shuiting，Li Ye，Zhang Gong;《PROCEEDINGS OF 2009 INTERNATIONAL SYMPOSIUM ON AIRCRAFT AIRWORTHINESS》;20091104;第382-387页 *
航空发动机转子气体轴向力技术研究;王秋阳，陈亮;《中国设备工程》;20180410;第73-176页 *

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