CN113847147B - 一种航空发动机内部冷却空气的引气除尘结构 - Google Patents

一种航空发动机内部冷却空气的引气除尘结构 Download PDF

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Abstract

本申请涉及航空发动机的除尘技术领域，为一种航空发动机内部冷却空气的引气除尘结构，包括设于高压鼓筒连接轴和燃烧室内机匣之间的冷却气路，冷却气路靠近高压压气机出口的一端开设有与高压压气机出口连通的引气环缝，所述燃烧室内机匣上开设有与冷却气路连通的进气通孔，所述进气通孔设于燃烧室内机匣靠近燃烧室进口扩压器的一侧，所述冷却气路与引气环缝之间设有减少引气环缝进气量的第一限流件。具有能够对进入到冷却气路中的冷却气的沙尘进行有效过滤、提高航空发动机运行效率与质量的技术效果。

Description

一种航空发动机内部冷却空气的引气除尘结构
技术领域
本申请属于航空发动机的除尘技术领域，特别涉及一种航空发动机内部冷却空气的引气除尘结构。
背景技术
现代民用飞机在执行任务时，要求具备全天候、全疆域飞行能力，经常会在复杂地域或者恶劣气候环境下工作，例如中东、北非、中国新疆等沙漠地区、沙尘气象、雾霾天气等，发动机在这些恶劣空气环境中起降、飞行，势必将吸入大量沙尘。
从发动机主流道引入到发动机内部的冷却空气，在高温环境中将会发生粘结聚集，恶化零部件的工作环境。含大量沙尘的冷却空气流入涡轮叶片时，粘结的沙尘颗粒将堵塞涡轮气冷叶片气膜孔或内部冷却通道，使流动受阻，影响涡轮叶片冷却效果，导致叶片过早发生超温烧蚀。在叶片缘板之间，沙尘将使封严减振片发生粘连，改变减振片的阻尼效果，造成涡轮叶片疲劳断裂。
公开文献调研结果表明，多尘环境下发动机故障明显增加、维修间隔缩短，寿命远低于其它地区。因此，冷却空气的清洁程度关系着发动机的寿命、经济性和安全性。
目前发动机空气***设计中，用于涡轮冷却的空气大多引自高压压气机出口，没有对所引的冷却空气采取专门的除尘结构设计措施。
因此如何有效减少发动机冷却气路中的沙尘进入是一个需要解决的问题。
发明内容
本申请的目的是提供了一种航空发动机内部冷却空气的引气除尘结构，以解决现有技术中沙尘容易进入到发动机冷却气路而导致发动机性能下降的问题。
本申请的技术方案是：一种航空发动机内部冷却空气的引气除尘结构，包括设于高压鼓筒连接轴和燃烧室内机匣之间的冷却气路，冷却气路靠近高压压气机出口的一端开设有与高压压气机出口连通的引气环缝，所述燃烧室内机匣上开设有与冷却气路连通的进气通孔，所述进气通孔设于燃烧室内机匣靠近燃烧室进口扩压器的一侧，所述冷却气路与引气环缝之间设有减少引气环缝进气量的第一限流件。
优选地，所述燃烧室进口扩压器靠近燃烧室的一端设有第一导流板和第二导流板，所述第一导流板和第二导流板之间为燃烧室进口，所述第一导流板设于靠近燃烧室内机匣的一侧，所述燃烧室内机匣与第一导流板之间形成横截面为三角形的环形隔腔，所述进气通孔开设于环形隔腔的内壁上。
优选地，所述进气通孔共有多组并沿着燃烧室内机匣的周向间隔均匀设置。
优选地，所述燃烧室内机匣包括引流段和积沙段，所述引流段倾斜设置并与第一导流板之间形成所述环形隔腔，所述积沙段与引流段相连并能够堆积沙尘。
优选地，所述第一限流件包括设于高压鼓筒连接轴上的第一篦齿和设于燃烧室内机匣上的第一封严板，所述第一篦齿的端部与第一封严板之间的间隙供引气环缝处的冷却气进入。
优选地，所述第一篦齿的齿数设有至少两组并沿着冷却气的进气方向间隔设置。
优选地，所述第一篦齿为台阶齿，所述第一篦齿靠近引气环缝一侧的齿的长度大于另一侧的齿的长度，所述第一封严板上设有与第一篦齿对应设置的台阶。
优选地，所述第一篦齿靠近引气环缝的一侧与高压鼓筒连接轴之间呈弧形过渡，并且高压鼓筒连接轴与第一篦齿之间的夹角为锐角，以形成环形积沙腔。
优选地，所述冷却气路远离引气环缝的一端设有对应设置的第二篦齿和第二封严板。
优选地，所述第二篦齿的齿数设置至少两组并沿着冷却气的进气方向间隔设置，所述第二篦齿为平齿。
本申请的一种航空发动机内部冷却空气的引气除尘结构，在燃烧室内机匣上开设有与冷却气路连通的进气通孔，将进气通孔设于燃烧室内机匣靠近燃烧室进口扩压器的一侧，通过气流的反向流动和形成的弱流动漩涡以将冷却空气中的沙尘有效的去除，通过设置第一限流件将由引气环缝进入到冷却气路的沙尘进行去除，保证进入到冷却气路内的空气的质量，保证了对发动机进行冷却的质量，发动机的运行效率得到保证。
优选地，燃烧室机匣通过与第一导流板配合形成横截面为三角形的环形隔腔以保证进入到环形隔腔内的冷却气能够有效的形成弱漩涡而对沙尘进行有效的过滤。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为本申请整体结构示意图。
1、高压压气机末级盘；2、高压鼓筒连接轴；3、燃烧室进口扩压器；4、燃烧室内机匣；5、第一篦齿；6、第二篦齿；7、第一封严板；8、第二封严板；9、引气环缝；10、进气通孔；11、第一导流板；12、第二导流板；13、引流段；14、积沙段；15、积沙腔；16、冷却气路。
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例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
一种航空发动机内部冷却空气的引气除尘结构，如图1所示，冷却气从高压压气机出口吹出，形成两条冷却气流。第一条冷却气流为主流道并由燃烧室进口扩压器3进入，而后一部分吹入至燃烧室内；另一部分吹入燃烧室内环，吹入燃烧室内环的气流经过燃烧室的外表面对燃烧室进行降温，而后继续向后，用于火焰筒冷却等。
高压鼓筒连接轴2与燃烧室内机匣4之间设置冷却气路16，高压鼓筒连接轴2与高压压气机末级盘1相连，冷却气路16为环形气路，其靠近高压压气机出口的一端为引气环缝9，第二条冷却气流从引气环缝9进入到冷却气路16内，用于对高压涡轮工作叶片进行冷却。第二条冷却气流的流量需求远小于第一条冷却气流。
燃烧室机匣上开设有与冷却气路16连通的进气通孔10，进气通孔10设于燃烧室内机匣4靠近燃烧室进口扩压器3的一侧，冷却气路16与引气环缝9之间设有减少引气环缝9进气量的第一限流件。
发动机吸入沙尘后，主流道为含沙尘气流，燃烧室内环空气源自于主流道，含沙尘量较高，沙尘在燃烧室内环气流流动惯性作用携带下，沿流动方向动量较高，由于进气通孔10设于燃烧室内机匣4靠近燃烧室进口扩压器3的一侧，经过进气通孔10处的冷却气流与大部分气流的流动方向相反，流速减小，沙尘容易脱离冷却气流，并且由于进气通孔10的截面远小于其他的流路，气流难以完全进入，从而在进气通孔10的进气一端形成顺时针的弱流动漩涡，通过离心力将沙尘甩出。由引气环缝9处进入到含沙尘冷却气经过第一限流件时沙尘和大部分冷却气被阻挡，使得该处仅有少量的过滤后的冷却气进入到冷却气路16内。因此，由进气通孔10进入到冷却气路16内的冷却气的含沙量有效减少，有效避免冷却空气含沙尘对高压涡轮工作叶片造成的不利影响。
同时由于引气流路结构优化设计不增加初始成本，同时，净化的冷却流路避免了沙尘对零部件造成的磨损、堵塞、恶化换热等不利影响，大大减少发动机故障，缩短发动机维修周期，显著降低发生机的综合使用成本。
净化的冷却空气相对于含沙空气，提高了零部件的使用效率，从而提高了发动机整机的使用效率。
优选地，燃烧室出口扩压器靠近燃烧室的一端设有第一导流板11和第二导流板12，第一导流板11和第二导流板12之间为燃烧室进口，第一导流板11设于燃烧室内机匣4的一侧，燃烧室内机匣4与第一导流板11之间形成横截面为三角形的环形隔腔，进气通孔10开设于环形隔腔的内壁上。
含沙冷却气进入到环形隔腔后，由于进气通孔10的尺寸较小，不能进入到进气通孔10的空气在环形隔腔处循环流动，能够有效的形成弱流动漩涡对沙尘进行过滤，保证进入到冷却气路16内冷却气的质量。
优选地，进气通孔10共有多组并沿着燃烧室内机匣4的周向间隔设置。多个进气通孔10分别从不同的位置进入到冷却气路16内，保证了冷却气的量足够对高压涡轮叶片进行有效的冷却。
优选地，燃烧室内机匣4包括引流段13和积沙段14，引流段13倾斜设置并与第一导流板11之间形成环形隔腔，积沙段14与引流段13相连并能够堆积沙尘。由于引流段13的高度大于积沙段14，因此过滤后的沙尘会在积沙段14处进行堆积而不会对进气通孔10的进气造成影响，沙尘可以定期清理。
优选地，第一限流件包括设于高压鼓筒连接轴2上的第一篦齿5和设于燃烧室内机匣4上的第一封严板7，第一篦齿5的端部与第一封严板7之间的间隙供引气环缝9处的冷却气进气。通过第一篦齿5与第一封严板7相互配合，能够对从引气环缝9处进入的冷却气进行有效的阻挡，阻挡大部分冷却气和沙尘的进气，实现对冷却气的过滤，保证冷却气路16内的空气的质量。
优选地，第一篦齿5的齿数设有至少两组并沿着冷却气的进气方向间隔布置。如图1所示，第一篦齿5的齿条为2，但是不限于2，通过设置至少两组的篦齿，能够对引气环缝9处的沙尘进行有效的阻隔。
优选地，第一篦齿5为台阶齿，第一篦齿5靠近引气环缝9一侧的齿的长度大于另一侧的齿的长度，第一封严板7上设有与第一篦齿5对应设置的台阶。通过设置台阶式的篦齿封严结构，含沙空气在进入到台阶处时一方面使得含沙空气进入的路径增长，另一方面使得含沙空气进入的路径更为弯曲，使得沙尘过滤的效果更好。
优选地，第一篦齿5靠近引气环缝9的一侧与高压鼓筒连接轴2之间呈弧形过渡，并且高压鼓筒连接轴2与第一篦齿5之间的夹角为锐角，以形成环形积沙腔15，环形积沙腔15的横截面为三角形，经过第一篦齿5处过滤后留下的沙尘堆积在积沙腔15内，不会对引气环缝9处的含沙的冷却气的进气造成影响，积沙腔15内的沙尘可以定期清理。
优选地，冷却气流远离引气环缝9的一端设有对应设置的第二篦齿6和第二封严板8，第二篦齿6和第二封严板8能够同时对进气通孔10和引气环缝9处进入的含沙冷却气进行再次的过滤，进一步提高空气的质量，提高发动机的运行效率与质量。
优选地，第二篦齿6的齿数设置至少两组并沿着冷却气的进气方向间隔设置，第二篦齿6为平齿。如图1所示，篦齿的齿数优选为三组，以保证过滤的质量，平齿设置的封严篦齿能够保证冷却气进入后续空间更加顺畅。
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 (7)

1.一种航空发动机内部冷却空气的引气除尘结构，其特征在于：包括设于高压鼓筒连接轴(2)和燃烧室内机匣(4)之间的冷却气路(16)，冷却气路(16)靠近高压压气机出口的一端开设有与高压压气机出口连通的引气环缝(9)，所述燃烧室内机匣(4)上开设有与冷却气路(16)连通的进气通孔(10)，所述进气通孔(10)设于燃烧室内机匣(4)靠近燃烧室进口扩压器(3)的一侧，所述冷却气路(16)与引气环缝(9)之间设有减少引气环缝(9)进气量的第一限流件；
所述第一限流件包括设于高压鼓筒连接轴(2)上的第一篦齿(5)和设于燃烧室内机匣(4)上的第一封严板(7)，所述第一篦齿(5)的端部与第一封严板(7)之间的间隙供引气环缝(9)处的冷却气进入；
所述第一篦齿(5)的齿数设有至少两组并沿着冷却气的进气方向间隔设置；
所述第一篦齿(5)为台阶齿，所述第一篦齿(5)靠近引气环缝(9)一侧的齿的长度大于另一侧的齿的长度，所述第一封严板(7)上设有与第一篦齿(5)对应设置的台阶。
2.如权利要求1所述的航空发动机内部冷却空气的引气除尘结构，其特征在于：所述燃烧室进口扩压器(3)靠近燃烧室的一端设有第一导流板(11)和第二导流板(12)，所述第一导流板(11)和第二导流板(12)之间为燃烧室进口，所述第一导流板(11)设于靠近燃烧室内机匣(4)的一侧，所述燃烧室内机匣(4)与第一导流板(11)之间形成横截面为三角形的环形隔腔，所述进气通孔(10)开设于环形隔腔的内壁上。
3.如权利要求2所述的航空发动机内部冷却空气的引气除尘结构，其特征在于：所述进气通孔(10)共有多组并沿着燃烧室内机匣(4)的周向间隔均匀设置。
4.如权利要求2所述的航空发动机内部冷却空气的引气除尘结构，其特征在于：所述燃烧室内机匣(4)包括引流段(13)和积沙段(14)，所述引流段(13)倾斜设置并与第一导流板(11)之间形成所述环形隔腔，所述积沙段(14)与引流段(13)相连并能够堆积沙尘。
5.如权利要求1所述的航空发动机内部冷却空气的引气除尘结构，其特征在于：所述第一篦齿(5)靠近引气环缝(9)的一侧与高压鼓筒连接轴(2)之间呈弧形过渡，并且高压鼓筒连接轴(2)与第一篦齿(5)之间的夹角为锐角，以形成环形积沙腔(15)。
6.如权利要求1所述的航空发动机内部冷却空气的引气除尘结构，其特征在于：所述冷却气路(16)远离引气环缝(9)的一端设有对应设置的第二篦齿(6)和第二封严板(8)。
7.如权利要求6所述的航空发动机内部冷却空气的引气除尘结构，其特征在于：所述第二篦齿(6)的齿数设置至少两组并沿着冷却气的进气方向间隔设置，所述第二篦齿(6)为平齿。
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