本申请公开了本申请公开了一种新型喷嘴翅片复合式减涡系统，涉及航空发动机。系统包括若干个反旋喷嘴和若干个反旋翅片。每一反旋喷嘴安装在两级压气机盘处，每一反旋翅片安装在前面级压气机盘处，位于若干反旋喷嘴下游。它们均沿压气机盘的周向均匀布置且与两侧压气机盘同轴，每一反旋喷嘴、每一反旋翅片的结构相同，对应的安装半径相同，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。损失。损失。
【技术实现步骤摘要】
一种新型喷嘴翅片复合式减涡系统
[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
，尤其涉及一种用于航空发动机的新型喷嘴翅片复合式减涡系统。
技术介绍
[0002]航空发动机内流空气冷却系统的冷气引自于压气机的中间级。这部分冷气一方面用于涡轮叶片、机匣、轮盘、轴和轴承等高温部件的冷却，使其在允许的温度状态下工作，并且保证相关部位进气的压力；另一方面，冷气将用于封严，阻止燃气倒流；同时，冷气还用于保持卸荷腔压力，从而满足发动机轴向力的要求。但是大量的引气会降低发动机的整体效率进而增加耗油量，因此引自压气机的冷气流量应该控制在一定的范围内。其次，在对热端部件进行冷却设计时，除了考虑热端部件的整体平均温度，还要考虑其温度梯度。另外，从压气机引出的冷气从鼓筒孔径向流出后，在到达最后的目标区域前要流经一个设计的流动路径，在这个过程中由于阻力的作用会使得冷气压力逐渐降低并且温度逐渐升高，所以需要合理地设计来尽可能降低阻力从而减少压力损失。所以，冷气引用量、整体温度及温度梯度、压力损失就成为了内流冷却空气系统设计者需要重点考虑的问题。
[0003]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。并且存在振动等问题。
技术实现思路
[0004]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。
[0005]本申请提供了一种新型喷嘴翅片复合式减涡系统，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，所述复合式减涡系统包括：
[0006]若干个反旋喷嘴，形成在安装环上，安装环安装在所述压气机盘处，若干个反旋喷嘴沿所述前面级压气机盘的周向均匀布置，每一反旋喷嘴与所述两侧压气机盘同轴，每一反旋喷嘴的结构相同，每一反旋喷嘴的安装半径相同，每一反旋喷嘴贯通所述安装环的前、后壁，每一反旋喷嘴具有反旋喷嘴入口和反旋喷嘴出口，以限制气流的周向速度；和
[0007]若干个反旋翅片，安装在所述前面级压气机盘处并位于所述若干个反旋喷嘴的下游，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]其中，在所述压气机运行状态，所述若干个反旋喷嘴和所述若干反旋翅片与所述
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，经由所述若干反旋喷嘴和所述若干反旋翅片引流进入所述压气机的轴向通道。
[0009]可选地，所述反旋喷嘴轴线与所述反旋喷嘴入口圆心所在旋转半径成夹角α，所述夹角α为15
°
～75
°
。
[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β，所述夹角β为45
°
～90
°
。
[0011]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γ，所述夹角γ为0
°
～30
°
。
[0012]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
，所述反旋喷嘴入口中心半径为R1，所述反旋喷嘴出口中心半径为R2，其中，R1为0.8R
b
～0.9R
b
，R2为0.7R
b
～0.8R
b
；所述反旋翅片入口中心半径为R3，所述反旋翅片出口中心半径为R4，其中，R3为0.5R
b
～0.6R
b
，R4为0.34R
b
。
[0013]可选地，所述反旋翅片入口中心半径R3的值由反旋喷嘴入口处的夹角β和尺寸的决定，并位于旋流比接近1处。
[0014]可选地，每一反旋翅片的轴线曲线由样条曲线生成。
[0015]可选地，所述样条曲线为贝塞尔样条曲线或B样条曲线。
[0016]可选地，每一鼓筒孔配置成能够提升气流在鼓筒孔处的流通能力。
[0017]可选地，每一鼓筒孔为长圆形孔。
[0018]本申请的新型喷嘴翅片复合式减涡系统，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。故本申请的新型喷嘴翅片复合式减涡器，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。
[0019]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。
[0020]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
[0021]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：
[0022]图1是根据本申请一个实施例的新型喷嘴翅片复合式减涡系统的示意性立体图；
[0023]图2是图1所示喷嘴翅片复合式减涡系统的示意性主视图；
[0024]图3是图2所示喷嘴翅片复合式减涡系统的A处的示意性局部放大图；
[0025]图4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]图中各标号表示含义如下：
[0027]1前面级压气机盘，
[0028]2后面级压气机盘，
[0029]3鼓筒，31鼓筒孔，
[0030]4反旋喷嘴，41反旋喷嘴入口，42反旋喷嘴出口。
[0031]5反旋翅片，51反旋翅片入口，52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新型喷嘴翅片复合式减涡系统的示意性立体图。图2是图1所示喷嘴翅片复合式减涡系统的示意性主视图。图3是图1所示喷嘴翅片复合式减涡系统的示意性俯视图。
[0033]如图1所示，还可参见本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种新型喷嘴翅片复合式减涡系统，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，所述复合式减涡系统包括：若干个反旋喷嘴(4)，形成在安装环上，安装环安装在所述压气机盘处，若干个反旋喷嘴沿所述前面级压气机盘的周向均匀布置，每一反旋喷嘴与所述两侧压气机盘同轴，每一反旋喷嘴的结构相同，每一反旋喷嘴的安装半径相同，每一反旋喷嘴贯通所述安装环的前、后壁，每一反旋喷嘴具有反旋喷嘴入口(41)和反旋喷嘴出口(42)，以限制气流的周向速度；和若干个反旋翅片(5)，安装在所述前面级压气机盘处并位于所述若干个反旋喷嘴的下游，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(51)和反旋翅片出口(52)，每一反旋翅片出口位置反旋，以限制气流的周向速度；其中，在所述压气机运行状态，所述若干个反旋喷嘴和所述若干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，经由所述若干反旋喷嘴和所述若干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所述的新型喷嘴翅片复合式减涡系统，其特征在于，所述反旋喷嘴轴线与所述反旋喷嘴入口圆心所在旋转半径成夹角α，所述夹角α为15
°
～75
°
。3.根据权利要求1所述的新型喷嘴翅片复合式减涡系统，其特征在于，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β，...
【专利技术属性】
技术研发人员：罗翔，何建，白阳，邬泽宇，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
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