CN114790946B - 减涡器和航空发动机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种减涡器和航空发动机。减涡器包括支撑环和引气结构，支撑环的环壁上设置有沿周向分布的多个引气孔，引气结构设置于支撑环的径向外侧且包括沿径向延伸的多个引气槽，气流通过引气槽流入到引气孔内。本发明的减涡器的引气结构设置在径向方向延伸的引气槽来对气流进行引流，与管式减涡器相比，减少气流在通过减涡管时的突缩流阻和突扩流阻，降低流动分离造成的压力损失。

Description

减涡器和航空发动机

技术领域

本发明涉及一种减涡器和航空发动机。

背景技术

在涡扇发动机中，减涡器将高压压气机的低温气体引入到燃烧室、高压涡轮等高温部件的封严轴承腔和涡轮盘腔中，起到引气冷却高温部件的作用。减涡器的主要作用是引导气体流动，避免自由涡流动，减弱涡流的发展，降低气体损失。

现有的减涡器有多种类型，例如管式减涡器、去旋喷嘴式减涡器、翅片式减涡器和带有导流管式的减涡器等，目前应用最广泛的是管式减涡器。管式减涡器包括减涡管、支撑环、卡环、锁紧螺母等结构，是将减涡管呈辐射状安装在支撑环中，通过L形卡环安装在支撑环的内孔中，流道内的空气通过盘鼓筒的引气孔进入集气腔，腔中气体通过减涡管进入转子盘心部，沿着盘心的空气导管往后进入涡轮单元体。管式减涡器的减阻效果较好，但是存在重量较大，且高速旋转时易产生振动的问题。而且减涡管数量较多，安装和拆卸非常不便。

发明内容

本发明提供一种减涡器和航空发动机，以便于安装。

本发明第一方面提供一种减涡器，包括：

支撑环，支撑环的环壁上设置有沿周向分布的多个引气孔；和

引气结构，设置于支撑环的径向外侧且包括沿径向延伸的多个引气槽，气流通过引气槽流入到引气孔内。

在一些实施例中，引气结构包括引气板和在周向上间隔设置的多个隔板，相邻的隔板之间形成引气槽。

在一些实施例中，引气结构包括波纹板，波纹板的波谷形成引气槽。

在一些实施例中，引气结构还包括多个隔板，多个隔板对应设置于波纹板的波峰上。

在一些实施例中，多个引气孔与多个引气槽对应设置，且每个引气孔位于对应引气槽的端部。

在一些实施例中，从径向外侧到径向内侧，引气槽的宽度逐渐变小。

在一些实施例中，减涡器还包括进气环，进气环连接于引气结构的径向外侧且与支撑环同轴设置，进气环的环壁上设置有沿周向分布的多个进气孔，多个进气孔、多个引气槽以及多个引气孔均对应设置，进气孔和引气孔分别设置于对应引气槽的两端。

在一些实施例中，减涡器还包括安装折边，安装折边设置于进气环的边缘，且相对于进气环的轴线垂直设置，安装折边被配置为与叶盘连接。

在一些实施例中，进气环和安装折边一体成形。

本发明第二方面提供一种航空发动机，包括上述减涡器。

基于本发明提供的各方面，减涡器包括支撑环和引气结构，支撑环的环壁上设置有沿周向分布的多个引气孔，引气结构设置于支撑环的径向外侧且包括沿径向延伸的多个引气槽，气流通过引气槽流入到引气孔内。本发明的减涡器的引气结构设置在径向方向延伸的引气槽来对气流进行引流，与管式减涡器相比，减少气流在通过减涡管时的突缩流阻和突扩流阻，降低流动分离造成的压力损失。

通过以下参照附图对本发明的示例性实施例的详细描述，本发明的其它特征及其优点将会变得清楚。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为本发明实施例的减涡器的立体结构示意图；

图2为图1所示的减涡器的侧视结构示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，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例，都属于本发明保护的范围。

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、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。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授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

参考图1和图2，本发明实施例的减涡器包括：

支撑环3，支撑环3的环壁上设置有沿周向分布的多个引气孔2；和

引气结构，设置于支撑环3的径向外侧且包括沿径向延伸的多个引气槽，气流通过引气槽流入到引气孔2内。

本发明实施例的减涡器的引气结构设置在径向方向延伸的引气槽来对气流进行引流，与管式减涡器相比，减少气流在通过减涡管时的突缩流阻和突扩流阻，降低流动分离造成的压力损失。

如图1所示,在一些实施例中，引气结构包括波纹板1。波纹板1的波谷形成引气槽。波纹板1的波谷可直接形成引气槽进而简化减涡器的结构。

在另一些实施例中，引气结构包括引气板和在周向上间隔设置的多个隔板，相邻的隔板之间形成引气槽。相邻的引气槽之间通过隔板分隔，那么通过各个引气槽的气流之间相互分隔,从而起到较好的引流效果。

在一些实施例中，多个引气孔2与多个引气槽对应设置，且每个引气孔2位于对应引气槽的端部。

在一些实施例中，从径向外侧到径向内侧，引气槽的宽度逐渐变小。通过这样渐缩式的流路对气流进行导向，增加气体的掺混，减少气体损失。而且引气槽的入口处的气流流通面积较大，可以促进气流掺混，破坏气流在压气机盘腔内形成较大的涡，最大程度降低气体掺混过程中的流动损失。

在一些实施例中，引气结构的径向上的长度可以根据数值模拟方式由引气量或其他性能来计算得出。

参考图1和图2，在一些实施例中，减涡器还包括进气环5。进气环5连接于引气结构的径向外侧且与支撑环3同轴设置。进气环5的环壁上设置有沿周向分布的多个进气孔6。多个进气孔6、多个引气槽以及多个引气孔2均对应设置，进气孔6和引气孔2分别设置于对应引气槽的两端。

在一些实施例中，减涡器还包括安装折边7。安装折边7设置于进气环5的边缘。且相对于进气环5的轴线垂直设置，安装折边7被配置为与叶盘连接。

在一些实施例中，进气环5和安装折边7一体成形。进气环5h和安装折边7一体式结构，便于安装和维修，结构可靠性较好，减少零件数目。进一步地，如图1所示，一些实施例的减涡器的各个结构均一体成型。

本发明实施例还提供一种航空发动机，包括上述减涡器。

下面根据图1和图2对一具体实施例的减涡器的结构进行详细说明。

如图1所示，本实施例的减涡器包括波纹板1、引气孔2、支撑环3、螺栓孔4、进气环5、进气孔6和安装折边7。波纹板1的截面为波纹状，波纹板的波谷形成引气槽，起到引气并减小气体轴向涡量的作用。

具体在本实施例中，波纹板1为扇形板。

在另一些实施例中，减涡器还包括设置于波纹板1的波峰处的隔板。隔板沿着径向方向延伸，这样相邻的两个隔板之间与波谷共同形成引气槽，隔板对相邻的引气槽之间的气流形成分隔的作用，使得气体易于引入到涡轮的盘心，并且可利于切断气体在轴向上的涡，从而减小涡量。

支撑环3位于减涡器的中心且与波纹板1的径向内端连接。支撑环3为波纹板1提供支撑作用，并且可加强波纹板1的刚度。支撑环3的环壁上设置有多个引气孔2。多个引气孔2沿周向均匀分布。引气孔2为圆孔，圆孔的引气面积较大，可以起到较好的引气效果。而且圆孔容易加工，而且不易出现应力集中的地方。引气槽内的气体通过引气孔2进入集气腔，沿着盘心的空气导管往后进入涡轮单元体，可以起到较好的引气作用。而且波纹板1与支撑环3上的引气孔连接，利于从延伸机匣引入气体的掺混，进而减少减涡器因气流不稳定带来的振动问题。

如图1所示，波纹板1为环形板，其径向内端与支撑环3连接，其径向外端与进气环5连接。从径向外端到径向内端的方向上，引气槽的宽度逐渐变小，气流从渐缩式波纹引气面导入进入2引气孔，采用渐缩式波纹形引气段可以增加气体的掺混，减少气体损失，入口处的气流流通面积较大，波纹型入口可以促进气流掺混，破坏气流在压气机盘腔内形成较大的涡，最大程度降低气体掺混过程中的流动损失。而且通过渐缩的流路对气流起到导向作用，同时可以减少气流在通过减涡管时的突缩流阻和突扩流阻，避免气流受到减涡管入口部分渐缩内壁的约束，对气流起到导向作用，降低流动分离造成的压力损失。

在径向方向上,波纹板1的长度与支撑环3的直径相等。

波纹板1的截面呈中心对称的S型。且波纹板1的S型弯折数量与引气孔2的数量相同。具体地，由于引气孔的数量及面积以及S型弯折角度和数量均可以影响引气量，因此引气孔和S型弯折数量可根据引气量来确定。

如图1和图2所示，安装折边7上设置有多个螺栓孔4。减涡器通过安装折边7上均布的螺栓孔4采用螺栓与前面级叶盘连接固定。

最后应当说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：依然可以对本发明的具体实施方式进行修改或者对部分技术特征进行等同替换；而不脱离本发明技术方案的精神，其均应涵盖在本发明请求保护的技术方案范围当中。

Claims (8)

1.一种减涡器，其特征在于，包括：

支撑环(3)，所述支撑环(3)的环壁上设置有沿周向分布的多个引气孔(2)；和

引气结构，包括波纹板(1)，所述波纹板(1)设置于所述支撑环(3)的径向外侧，且所述波纹板(1)的波谷形成沿径向延伸的多个引气槽，气流通过引气槽流入到所述引气孔(2)内。

2.根据权利要求1所述的减涡器，其特征在于，所述引气结构还包括多个隔板，所述多个隔板对应设置于所述波纹板(1)的波峰上。

3.根据权利要求1所述的减涡器，其特征在于，所述多个引气孔(2)与所述多个引气槽对应设置，且每个引气孔(2)位于对应引气槽的端部。

4.根据权利要求1所述的减涡器，其特征在于，从径向外侧到径向内侧，所述引气槽的宽度逐渐变小。

5.根据权利要求1所述的减涡器，其特征在于，所述减涡器还包括进气环(5)，所述进气环(5)连接于所述引气结构的径向外侧且与所述支撑环(3)同轴设置，所述进气环(5)的环壁上设置有沿周向分布的多个进气孔(6)，所述多个进气孔(6)、所述多个引气槽以及所述多个引气孔(2)均对应设置，所述进气孔(6)和所述引气孔(2)分别设置于对应引气槽的两端。

6.根据权利要求5所述的减涡器，其特征在于，所述减涡器还包括安装折边(7)，所述安装折边(7)设置于所述进气环(5)的边缘，且相对于所述进气环(5)的轴线垂直设置，所述安装折边(7)被配置为与叶盘连接。

7.根据权利要求6所述的减涡器，其特征在于，所述进气环(5)和所述安装折边(7)一体成形。

8.一种航空发动机，其特征在于，包括如权利要求1至7中任一项所述的减涡器。