The present invention provides a pre-rotating cooling system for an aeroengine, which comprises an intake chamber, a pre-rotating unit and an exhaust chamber nested in sequence along the gas traveling path; the gas in the intake chamber enters the pre-rotating unit along the radial direction, and the pre-rotating unit comprises a plurality of nozzles uniformly arranged along the circumference, the radial bending arrangement of the nozzle relative to the intake chamber, and the nozzle from the intake port to the outlet. The inlet has at least one passage contracting along the axial direction of the intake chamber, and the outlet chamber is connected with the cooling passage. The pre-rotating cooling system of the aeroengine provided by the invention has the advantages of increasing the intake area of the nozzle, facilitating the smooth flow of air into the nozzle, reducing the loss of air flow at the inlet, improving the air flow speed, reducing power consumption and improving the cooling effect due to the existence of the tapering channel, and having a good popularization prospect.
【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机的预旋冷却系统
本专利技术涉及航空发动机二次空气系统冷却
,尤其涉及一种航空发动机的预旋冷却系统。
技术介绍
近年来,航空发动机技术日新月异,发动机性能得到了较大的发展。提高发动机性能的主要途径是提高涡轮前温度和增压比,但是涡轮前温度的提高使发动机中涡轮等高温部件的工作环境严重恶化,从而导致发动机可靠性变差,寿命缩短。预旋冷却系统作为航空发动机空气系统重要组成部分,其功用是将冷气引导成旋转状态输送到高速转动涡轮叶片等高温部件的冷却通道中,达到降低气流相对总温的目的,从而提高冷气品质,增强叶片冷却效果,提高冷却效率。现有技术中的冷却系统进入冷却管道时的流速较低,喷嘴出口周向速度较小,导致系统出口旋流比较低,冷却效果不佳。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题在于提供一种能够提高冷空气流速以喷嘴出口周向速度,从而提升系统出口旋流比的预旋冷却系统。本专利技术是通过以下技术方案解决上述技术问题的:一种航空发动机的预旋冷却系统,沿气体行进路径包括依次嵌套设置的进气腔、预旋单元和出气腔;进气腔内的气体沿径向进入预旋单元,所述预旋单元包括沿周向均匀设置的多个喷嘴,所述喷嘴相对进气腔的径向弯曲设置,所述喷嘴从进气口到出气口至少有一段流道沿进气腔轴向收缩;所述出气腔与冷却通道连通。优选地,进气腔外表面均匀设置有多个沿径向固定的进气孔,所述喷嘴与进气孔一一对应。优选地,所述进气孔正对喷嘴的进气口。优选地,沿进气腔轴向看,所述从喷嘴的进气口到出气口流道自然收缩。优选地,沿进气腔轴向看,所述喷嘴正对进气孔的侧面具有第一回转部,所述第一回转部的切向指向流道外部 ...
【技术保护点】
1.一种航空发动机的预旋冷却系统,其特征在于:沿气体行进路径包括依次嵌套设置的进气腔、预旋单元和出气腔;进气腔内的气体沿径向进入预旋单元,所述预旋单元包括沿周向均匀设置的多个喷嘴,所述喷嘴相对进气腔的径向弯曲设置,所述喷嘴从进气口到出气口至少有一段流道沿进气腔轴向收缩;所述出气腔与冷却通道连通。
【技术特征摘要】
1.一种航空发动机的预旋冷却系统,其特征在于:沿气体行进路径包括依次嵌套设置的进气腔、预旋单元和出气腔;进气腔内的气体沿径向进入预旋单元,所述预旋单元包括沿周向均匀设置的多个喷嘴,所述喷嘴相对进气腔的径向弯曲设置,所述喷嘴从进气口到出气口至少有一段流道沿进气腔轴向收缩;所述出气腔与冷却通道连通。2.根据权利要求1所述的航空发动机的预旋冷却系统,其特征在于:进气腔外表面均匀设置有多个沿径向固定的进气孔,所述喷嘴与进气孔一一对应。3.根据权利要求2所述的一种航空发动机的预旋冷却系统,其特征在于:所述进气孔正对喷嘴的进气口。4.根据权利要求3所述的一种航空发动机的预旋冷却系统,其特征在于:沿进气腔轴向看,所述从喷嘴的进气口到出气口流道自然收缩。5.根据权利要求4所述的一种航空发动机的预旋冷却系统,其特征在于:沿进气腔轴向看,所述喷嘴正对进气孔的侧面具有第一回转部,所述第一回转部的切向指...
【专利技术属性】
技术研发人员:王锁芳,韦光礼,郑笑天,郝媛慧,
申请(专利权)人:南京航空航天大学,
类型:发明
国别省市:江苏,32
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