CN113217120B - 高压涡轮冷却供气***和航空发动机 - Google Patents

Abstract

本公开涉及一种高压涡轮冷却供气***和航空发动机。其中，高压涡轮冷却供气***包括：鼓筒，设置在高压压气机的相邻叶片下方，用于连接压气机盘，其设有鼓筒孔，用于连通相邻叶片的叶根之间引气腔和压气机盘腔；和减涡管，其包括在朝着引气方向上依序设置的径向段和轴向段；其中，径向段设置在鼓筒内侧的压气机盘腔内且其长度方向与高压压气机的径向一致，轴向段轴向延伸并穿过高压压气机盘心和高压涡轮一级盘心。气流从压气机叶片根部的鼓筒孔引气进入压气机盘腔后，进入径向段和轴向段，并通过轴向段流动到涡轮盘心处，继而进入涡轮盘腔，消除了传统减涡器出口因旋流比过大和气流轴向转向导致压力损失过大的问题。

Description

高压涡轮冷却供气***和航空发动机

技术领域

本公开涉及航空发动机领域，尤其涉及一种高压涡轮冷却供气***和航空发动机。

背景技术

民用燃气涡轮发动机一般采用两级高压涡轮，因温度较高，两级高压涡轮叶片均需要采用冷气进行冷却。第一级涡轮叶片冷却***一般直接采用压气机出口的气流。第二级涡轮叶片的冷却***一般通过压气机中间某级叶片根部引气，气流通过压气机鼓筒孔后径向向内流动，穿过压气机盘心和涡轮盘心后，通过两级涡轮盘腔之间的轴颈孔进入涡轮盘腔，并最终由涡轮盘腔进入二级涡轮叶片进口冷却涡轮叶片。这种冷却***的冷气在压气机盘腔内部径向向内流动为自由涡，气流旋流比会变得很大，周向速度分量过高，导致气流压力损失较大。通常在流路中需采用减涡器结构。目前广泛采用的减涡器结构为管式减涡器。

图1是传统的燃气涡轮发动机高压涡轮二级动叶冷却供气***。如图1所示，冷却***从压气机a1的中间级引气，经鼓筒孔a2进入压气机内部盘腔，盘腔内采用减涡管a3，沿压气机a1的各盘和高压轴a4形成的通道一路往后流动，经过高压涡轮一级盘a5和高压轴a4形成的通道后进入高压涡轮轴颈a6上的轴颈孔a7，然后通过高压涡轮1级盘a5和高压涡轮2级盘a8的盘腔后进入高压涡轮二级冷却叶片9，完成整个供气过程。

传统的燃气涡轮发动机高压涡轮二级动叶冷却供气***中广泛采用的减涡器只在压气机盘腔内有一个径向段，在减涡器内可以将气流约束到旋流比为1，但是在减涡器出口位置气流仍存在径向流动，旋流比会增长到比较大，会产生较大的压力损失，且气流变为水平方向拐弯又带来了压力损失。同时，气流从减涡器出口往后流动过程中，进入涡轮一二级盘之间的轴颈孔时，因气流速度需要较大的转折，又会产生额外的损失。因上述两种压力损失的存在，在引气压力或引气面积不变的情况下，可能导致涡轮叶片冷却流量不足，给发动机安全带来危害；若同样将涡轮叶片冷却到相应水平，需要的冷却空气流量将增大，造成气流的浪费，降低了发动机效率。

另外，气流从减涡器出口到涡轮轴颈孔之间流动时，因压气机盘的摩擦和换热，导致温度存在较大的升高，从而提高了二级涡轮叶片冷气进口温度。

发明内容

经发明人研究发现，相关技术中存在供气压力损失较大的问题。

有鉴于此，本公开实施例提供一种高压涡轮冷却供气***和航空发动机，能够减小供气压力损失，提高发动机效率。

在本公开的一个方面，提供一种高压涡轮冷却供气***，包括：

鼓筒，设置在高压压气机的相邻叶片下方，用于连接压气机盘，其设有鼓筒孔，用于连通相邻叶片的叶根之间引气腔和压气机盘腔；和

减涡管，其包括在朝着引气方向上依序设置的径向段和轴向段；

其中，径向段设置在鼓筒内侧的压气机盘腔内且其长度方向与高压压气机的径向一致，轴向段轴向延伸并穿过高压压气机盘心和高压涡轮一级盘心。

在一些实施例中，还包括涡轮级间轴颈，其设有与涡轮盘腔相通的轴颈孔，减涡管还包括设置在轴向段的出口端的弯头，弯头的出气口为减涡管的出气口，其朝向轴颈孔。

在一些实施例中，弯头的出气口正对轴颈孔。

在一些实施例中，弯头的出气口的中心线与轴向段的中心线的夹角为30°～60°。

在一些实施例中，减涡管为等径管。

在一些实施例中，还包括弧形弯折段，用于连通径向段和轴向段。

在一些实施例中，还包括设置在轴向段中部的固定件，用于将轴向段固定设置在高压压气机盘心内。

在一些实施例中，减涡管的横截面呈圆形、椭圆形或方形。

在一些实施例中，减涡管为多个且在高压轴的周向上呈等角度距布置。

在本公开的一个方面，提供一种航空发动机，包括前述的高压涡轮冷却供气***。

因此，根据本公开实施例，通过将减涡管设计成径向段和轴向段的结构形式，气流从压气机叶片根部的鼓筒孔引气进入压气机盘腔后，进入径向段和轴向段，并通过轴向段流动到涡轮盘心处，继而进入涡轮盘腔，气流在减涡管内流动都是旋流比为1的强制涡，消除了传统减涡器出口因旋流比过大和气流轴向转向导致压力损失过大的问题，气流不会经过压气机后几级盘旋转换热，沿程压损和温升更小，能够给高压涡轮叶片更高压力和更低温度的冷气，降低涡轮叶片冷气量需求，节省冷气流量，从而提高发动机性能。

附图说明

构成说明书的一部分的附图描述了本公开的实施例，并且连同说明书一起用于解释本公开的原理。

参照附图，根据下面的详细描述，可以更加清楚地理解本公开，其中：

图1是传统燃气涡轮发动机高压涡轮二级动叶冷却供气***的结构示意图；

图2是根据本公开高压涡轮冷却供气***的一些实施例的结构示意图。

附图标记说明

1、高压压气机；2、鼓筒；3、减涡管；4、高压轴；5、高压涡轮一级盘；6、涡轮级间轴颈；7、轴颈孔；8、高压涡轮二级盘；9、高压涡轮二级叶片；

21、鼓筒孔；

31、径向段；32、弧形弯折段；33、轴向段；34、弯头；35、固定件。

具体实施方式

现在将参照附图来详细描述本公开的各种示例性实施例。对示例性实施例的描述仅仅是说明性的，决不作为对本公开及其应用或使用的任何限制。本公开可以以许多不同的形式实现，不限于这里的实施例。提供这些实施例是为了使本公开透彻且完整，并且向本领域技术人员充分表达本公开的范围。应注意到：除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、材料的组分、数字表达式和数值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。

本公开中使用的“第一”、“第二”以及类似的词语并不表示任何顺序、数量或者重要性，而只是用来区分不同的部分。“包括”或者“包含”等类似的词语意指在该词前的要素涵盖在该词后列举的要素，并不排除也涵盖其他要素的可能。“上”、“下”、“左”、“右”等仅用于表示相对位置关系，当被描述对象的绝对位置改变后，则该相对位置关系也可能相应地改变。

在本公开中，当描述到特定器件位于第一器件和第二器件之间时，在该特定器件与第一器件或第二器件之间可以存在居间器件，也可以不存在居间器件。当描述到特定器件连接其它器件时，该特定器件可以与其它器件直接连接而不具有居间器件，也可以不与其它器件直接连接而具有居间器件。

本公开使用的所有术语与本公开所属领域的普通技术人员理解的含义相同，除非另外特别定义。还应当理解，在诸如通用字典中定义的术语应当被解释为具有与它们在相关技术的上下文中的含义相一致的含义，而不应用理想化或极度形式化的意义来解释，除非这里明确地这样定义。

对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，技术、方法和设备应当被视为说明书的一部分。

本文中的名词或术语解释如下：

旋流比：气流的周向速度与转子周向速度之比。

周向：发动机正常工作时，转子沿发动机中心线旋转方向为周向方向。

径向：发动机正常工作时，转子上某点指向中心线的方向定义为径向方向。

轴向：发动机正常工作时，沿发动机中心线由发动机入口至出口方向为轴向方向。

如图2所示，为根据本公开高压涡轮冷却供气***的一些实施例的结构示意图。参考图2，在一些实施例中，本公开高压涡轮冷却供气***包括鼓筒2，设置在高压压气机1的相邻叶片下方，用于连接压气机盘，其设有鼓筒孔21，用于连通相邻叶片的叶根之间引气腔和压气机盘腔；和减涡管3，其包括在朝着引气方向上依序设置的径向段31和轴向段33；其中，径向段31设置在鼓筒2内侧的压气机盘腔内且其长度方向与高压压气机1的径向一致，轴向段33轴向延伸并穿过高压压气机盘心和高压涡轮一级盘心。为获得全方位的冷气引流，在一些实施例中，减涡管3为多个且在高压轴4的周向上呈等角度距布置。

图2中箭头为冷却气流的流动方向，如图2所示，从高压压气机1的中间级引气，冷却气流经鼓筒孔21进入压气机盘腔，然后进入减涡管3中的径向段31，沿径向段31从径向向内进入减涡管3中的轴向段33，转为轴向在轴向段33内一路往后流动，穿过高压压气机盘心和高压涡轮一级盘心，从轴向段33出气，然后通过高压涡轮一级盘5和高压涡轮二级盘8之间盘腔后进入高压涡轮二级叶片9，完成整个供气过程。

气流从压气机叶片根部的鼓筒孔21引气进入压气机盘腔后通过减涡管3最终进入涡轮盘腔，冷却气流在减涡管3内流动都是旋流比为1的强制涡，消除了传统减涡器出口因旋流比过大和气流转到轴向方向偏转带来的损失，气流不会经过压气机后几级盘旋转换热，沿程压损和温升更小，能够给高压涡轮叶片更高压力和更低温度的冷气，降低涡轮叶片冷气量需求，节省冷气流量，从而提高发动机性能。

如图2所示，在一些实施例中，高压涡轮冷却供气***还包括弧形弯折段32，用于连通径向段31和轴向段33。弧形弯折段32将径向段31和轴向段33圆滑过渡连通，避免在转向是对气流产生阻碍，有利于减少压损，具有较高的可实施性。在一些实施例中，如图2所示，减涡管3为等径管，有利于保持气流在减涡管3内流动都是旋流比为1的强制涡。对于不同的设计，旋流比为1的径向高度不一致，减涡管3中的径向段31的径向高度位置会存在差别，可以从鼓筒孔21出口到压气机盘心的径向范围变化。

为了使气流顺利进入涡轮盘腔，减少压力损失，如图2所示，在一些实施例中，高压涡轮冷却供气***还包括涡轮级间轴颈6，其设有与涡轮盘腔相通的轴颈孔7，减涡管3还包括设置在轴向段33的出口端的弯头34，弯头34的出气口为减涡管3的出气口，其朝向轴颈孔7。考虑到涡轮级间轴颈6的角度设计，在一些实施例中，弯头34的出气口的中心线与轴向段33的中心线的夹角为30°～60°，从而确保弯头34的出气口朝向轴颈孔7来获得较好的引流效果。

为有效利用出口动能，降低压力损失，如图2所示，弯头34的出气口正对轴颈孔7，在弯头34的出气口处的气流按照轴颈孔7方向射出，因旋流比为1，气流与轴颈孔7在周向速度方向上相对静止，气流正对轴颈孔中心进入轴颈孔7，轴颈孔7可以感受到出***流的总压，降低了轴颈孔进口损失。

对于如何确保轴向段33可靠地安装在高压压气机盘心和高压涡轮一级盘心，在一些实施例中，如图2所示，高压涡轮冷却供气***还包括设置在轴向段33中部的固定件35，用于将轴向段33固定设置在高压压气机盘心内，由于轴向段33为细长段，固定件35的设置避免发动机转动过程中轴向段33受到离心力作用而发生弯折或断裂，有效地保护轴向段33，具有较高的可实施性。

对于不同的设计，如图2所示，在一些实施例中，减涡管3的横截面呈圆形，在其他一些实施例中，椭圆形或方形等其他形状。

上述本公开高压涡轮冷却供气***的各实施例可被应用到航空发动机。相应地，本公开提供一种航空发动机，包括上述高压涡轮冷却供气***。

至此，已经详细描述了本公开的各实施例。为了避免遮蔽本公开的构思，没有描述本领域所公知的一些细节。本领域技术人员根据上面的描述，完全可以明白如何实施这里公开的技术方案。

虽然已经通过示例对本公开的一些特定实施例进行了详细说明，但是本领域的技术人员应该理解，以上示例仅是为了进行说明，而不是为了限制本公开的范围。本领域的技术人员应该理解，可在不脱离本公开的范围和精神的情况下，对以上实施例进行修改或者对部分技术特征进行等同替换。本公开的范围由所附权利要求来限定。

Claims (7)

1.一种高压涡轮冷却供气***，包括鼓筒(2)，所述鼓筒(2)设置在高压压气机(1)的相邻叶片下方，用于连接压气机盘，所述鼓筒(2)设有鼓筒孔(21)，用于连通相邻叶片的叶根之间引气腔和压气机盘腔，其特征在于，包括：

减涡管(3)，其包括在朝着引气方向上依序设置的径向段(31)和轴向段(33)；

其中，所述径向段(31)设置在所述鼓筒(2)内侧的压气机盘腔内且其长度方向与高压压气机(1)的径向一致，所述轴向段(33)轴向延伸并穿过高压压气机盘心和高压涡轮一级盘心；

所述高压涡轮冷却供气***还包括涡轮级间轴颈(6)，其设有与涡轮盘腔相通的轴颈孔(7)，所述减涡管(3)还包括设置在所述轴向段(33)的出口端的弯头(34)，所述弯头(34)的出气口为所述减涡管(3)的出气口，其朝向所述轴颈孔(7)；

所述弯头(34)的出气口正对所述轴颈孔(7)；

所述高压涡轮冷却供气***还包括设置在所述轴向段(33)中部的固定件(35)，用于将所述轴向段(33)固定设置在所述高压压气机盘心内。

2.根据权利要求1所述的高压涡轮冷却供气***，其特征在于，所述弯头(34)的出气口的中心线与所述轴向段(33)的中心线的夹角为30°～60°。

3.根据权利要求1所述的高压涡轮冷却供气***，其特征在于，所述减涡管(3)为等径管。

4.根据权利要求1所述的高压涡轮冷却供气***，其特征在于，还包括弧形弯折段(32)，用于连通所述径向段(31)和所述轴向段(33)。

5.根据权利要求1所述的高压涡轮冷却供气***，其特征在于，所述减涡管(3)的横截面呈圆形、椭圆形或方形。

6.根据权利要求1所述的高压涡轮冷却供气***，其特征在于，所述减涡管(3)为多个且在高压轴(4)的周向上呈等角度距布置。

7.一种航空发动机，其特征在于，包括权利要求1～6任一所述的高压涡轮冷却供气***。