一种高半径出口的反旋翅片式减涡系统技术方案

本申请公开了一种高半径出口的反旋翅片式减涡系统，涉及航空发动机。系统包括若干个反旋翅片，其安装在前面级压气机盘处，且沿前面级压气机盘的周向均匀布置，每一反旋翅片与两侧压气机盘同轴，每一反旋翅片的结构相同，每一反旋翅片的安装半径相同，每一反旋翅片具有反旋翅片入口和反旋翅片出口，每一反旋翅片出口位置反旋，以限制气流的周向速度，抑制了自由涡的发展，减少了流动阻碍。反旋翅片相较于减涡管流通面积大，避免了引气过程中出现流动通道的突阔和突缩，从而减少了因气流掺混所引发的粘性耗散，降低了气流总压损失。降低了气流总压损失。降低了气流总压损失。

【技术实现步骤摘要】
一种高半径出口的反旋翅片式减涡系统


[0001]本申请涉及航空发动机二次空气系统压气机引气段的减阻
，尤其涉及一种航空发动机的高半径出口的反旋翅片式减涡系统。

技术介绍

[0002]对于航空发动机所采用的布雷顿循环而言，涡轮前温度的提升可以有效地提高发动机效率和推重比。然而，不断提高的涡轮前温度使航空发动机中的涡轮等高温部件所处的工作环境不断恶化，其工作温度已经超出了目前高温材料的耐温极限，这就需要热端部件高效冷却技术的提高。目前涡轮处所采用的冷却方式多为气膜冷却，其所需要的冷却气体通常是从压气机的适当位置抽取高压气体，经由发动机主流道周围各种特殊的引流结构引致涡轮段，实现涡轮叶片和涡轮盘的冷却。上述冷却气体主要由高压压气机主流进行引气。由于所引走的气流经过了压气机的增压消耗了涡轮功，但不参与燃烧室燃烧和涡轮中的膨胀做功。因此为减少涡轮功损失，同时提高冷却效率，引气流路的设计需要采取措施解决沿程的压降和温升问题。
[0003]目前现有的航空发动机多采用在压气机级间的鼓筒处进行开孔的方式，经由压气机两级盘间的盘腔沿径向引气到轴向段。这一径向引气段处于高离心力场下，且由于自由涡发展，哥氏力的存在同样对气体的径向内流造成阻碍。在引气盘腔间进行减涡器的安装可以有效限制自由涡的发展，从而降低哥氏力和离心力，减少气体的压力损失。
[0004]现阶段应用较为广泛的减涡器形式为直管式减涡器。这种直管式减涡器形式是在上述径向引气腔中安装直管式减涡器对气流进行引流。但直管式减涡器会在其出入口产生气流通道的扩张和收缩引起气流的粘性耗散且流通面积较小，不利于气流流动。

技术实现思路

[0005]本申请的目的在于克服上述问题或者至少部分地解决或缓减解决上述问题。
[0006]本申请提供了一种高半径出口的反旋翅片式减涡系统，布置在航空发动机二次空气系统的压气机的径向引流段处，所述压气机包括在两侧对应布置的前面级压气机盘和后面级压气机盘，沿两侧压气机盘的外缘处垂直延伸而成的鼓筒，两侧的压气机盘与鼓筒形成内部的盘腔，所述鼓筒处设有若干鼓筒孔，每一鼓筒孔用于引入气流，每一鼓筒孔配置成能够提升气流在鼓筒孔处的流通能力，所述曲管式减涡系统包括：
[0007]若干个反旋翅片，安装在所述前面级压气机盘处，且沿所述前面级压气机盘的周向均匀并呈间隔布置，每一反旋翅片与所述两侧压气机盘同轴，每一反旋翅片的结构相同，每一反旋翅片的安装半径相同，每一反旋翅片具有反旋翅片入口和反旋翅片出口，每一反旋翅片出口位置反旋，以限制气流的周向速度；
[0008]在所述压气机运行状态，所述若干个反旋翅片与所述两侧的压气机盘同轴、同速、同向的旋转，气流流经所述若干个鼓筒孔进入所述压气机的盘腔内，经由所述反旋翅片引流进入所述压气机的轴向通道。
[0009]可选地，所述反旋翅片出口平面和和所述反旋翅片出口中心点所在圆周切线形成夹角β，所述夹角β为0
°
～30
°
。
[0010]可选地，所述反旋翅片入口平面和所述反旋翅片入口中心点所在圆周切线形成夹角α，所述夹角α为45
°
～90
°
。
[0011]可选地，每一压气机盘的外半径为R
b
、每一压气机盘的内半径为R
a
，所述反旋翅片入口中心半径为R1，所述反旋翅片出口中心半径为R2，其中，R1为0.7R
b
～0.9R
b
，R2为0.5R
b
。
[0012]可选地，所述反旋翅片出口中心半径位于盘腔中部位置处，且所述反旋翅片入口中心与所述反旋翅片出口中心位于同一半径线上。
[0013]可选地，每一反旋翅片的轴线曲线由样条曲线生成。
[0014]可选地，所样条曲线为贝塞尔样条曲线或B样条曲线。
[0015]可选地，每一鼓筒孔为长圆形孔。
[0016]本申请的高半径出口的反旋翅片式减涡系统，包括若干个反旋翅片，其安装在前面级压气机盘处，且沿前面级压气机盘的周向均匀布置，每一反旋翅片与两侧压气机盘同轴，每一反旋翅片的结构相同，每一反旋翅片的安装半径相同，每一反旋翅片具有反旋翅片入口和反旋翅片出口，每一反旋翅片出口位置反旋，以限制气流的周向速度，抑制了自由涡的发展，减少了流动阻碍。反旋翅片相较于减涡管流通面积大，避免了引气过程中出现流动通道的突阔和突缩，从而减少了因气流掺混所引发的粘性耗散，降低了气流总压损失。故本申请的高半径出口的反旋翅片式减涡系统，充分考虑了气动特性，在抑制径向入流盘腔中的自由涡发展的同时，减少了气流因转折和气流流通道的快速变化产生的耗散，降低了系统内的压力损失。
[0017]进一步地，本申请通过使用长圆形鼓筒孔，提升气流的鼓筒孔处的流通能力。
[0018]进一步地，本申请的反旋翅片出口中心半径位于盘腔中部位置处，适当提高减涡管出口位置，减少了减涡器对气流所做负功，而径向通道转折处出现的粘性耗散损失增加不明显，因此降低了整个径向引气系统的气流总压损失，且有利于减轻振动、碰撞等问题。
[0019]根据下文结合附图对本申请的具体实施例的详细描述，本领域技术人员将会更加明了本申请的上述以及其他目的、优点和特征。
附图说明
[0020]后文将参照附图以示例性而非限制性的方式详细描述本申请的一些具体实施例。附图中相同的附图标记标示了相同或类似的部件或部分。本领域技术人员应该理解，这些附图未必是按比例绘制的。附图中：
[0021]图1是根据本申请一个实施例的高半径出口的反旋翅片式减涡系统的示意性立体图；
[0022]图2是图1所示反旋翅片式减涡系统的示意性主视图；
[0023]图3是图1所示反旋翅片式减涡系统的示意性俯视图；
[0024]图4是图1所示反旋翅片式减涡系统的A处的示意性局部放大图；
[0025]图5是本申请与管式减涡器、传统直翅片在若干典型工况下的总压降系数对比图；
[0026]图6为本申请与管式减涡器、传统直翅片在不同出口位置下的总压降系数对比图。
[0027]图中各标号表示含义如下：
[0028]1前面级压气机盘，
[0029]2后面级压气机盘，
[0030]3鼓筒，31鼓筒孔，
[0031]4反旋翅片，41反旋翅片入口，42反旋翅片出口。
具体实施方式
[0032]图1是根据本申请一个实施例的高半径出口的反旋翅片式减涡系统的示意性立体图。图2是图1所示反旋翅片式减涡系统的示意性主视图。图3是图1所示反旋翅片式减涡系统的示意性俯视图。图4是图1所示反旋翅片式减涡系统的A处的示意性局部放大图。
[0033]如图1所示，还可参见图2-图4，本实施例提供了一种高半径出口的反旋翅片式减涡系统，布置在航空发动机二次空气系统的压气机的径向引流段处。所述压气机包括：在两侧对应布置的前面级压气机盘1和后面级压气机盘2，沿两侧压气机盘的外缘处垂直延本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种高半径出口的反旋翅片式减涡系统，布置在航空发动机二次空气系统的压气机的径向引流段处，所述压气机包括在两侧对应布置的前面级压气机盘(1)和后面级压气机盘(2)，沿两侧压气机盘的外缘处垂直延伸而成的鼓筒(3)，两侧的压气机盘与鼓筒形成内部的盘腔，所述鼓筒处设有若干鼓筒孔(31)，每一鼓筒孔用于引入气流，其特征在于，每一鼓筒孔配置成能够提升气流在鼓筒孔处的流通能力，所述曲管式减涡系统包括：若干个反旋翅片(4)，安装在所述前面级压气机盘处，且沿所述前面级压气机盘的周向均匀布置，每一反旋翅片与所述两侧压气机盘同轴，每一反旋翅片的结构相同，每一反旋翅片的安装半径相同，每一反旋翅片具有反旋翅片入口(41)和反旋翅片出口(42)，每一反旋翅片出口位置反旋，以限制气流的周向速度；在所述压气机运行状态，所述若干个反旋翅片与所述两侧的压气机盘同轴、同速、同向的旋转，气流流经所述若干个鼓筒孔进入所述压气机的盘腔内，经由所述反旋翅片引流进入所述压气机的轴向通道。2.根据权利要求1所述的反旋翅片式减涡系统，其特征在于，所述反旋翅片出口平面和和所述反旋翅片出口中心点所在圆周切线形成夹角β，所述夹角β为0
°
～30
...

【专利技术属性】
技术研发人员：罗翔，白阳，何建，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：