涡轮供气系统以及航空发动机技术方案

本发明专利技术公开了一种涡轮供气系统以及航空发动机，涉及航空发动机领域，用以优化涡轮供气系统。该涡轮供气系统包括引流管、集流部件、整流部件以及叶片。引流管，包括流入口和流出口，所述引流管被构造为引入流体。集流部件包括集流腔以及与所述集流腔连通的集流入口和集流出口；所述集流入口与所述引流管的流出口流体连通。整流部件设置于所述集流腔内部，所述整流部件被构造为整流进入到所述集流腔内的流体。叶片包括空腔，所述空腔与所述集流部件的集流出口流体连通。上述技术方案，使得进入到叶片内部的冷却流体更加均匀，并且减少了进入到叶片内部的沙尘。进入到叶片内部的沙尘。进入到叶片内部的沙尘。

【技术实现步骤摘要】
涡轮供气系统以及航空发动机


[0001]本专利技术涉及航空发动机领域，具体涉及一种涡轮供气系统以及航空发动机。

技术介绍

[0002]发动机包括压气机、涡轮等部件。工作过程中，各个部件所处的工作环境温度高，所以需要冷却相关的部件。比如，从压气机叶尖引出冷却流体到涡轮处，以对涡轮导向器叶片等部件进行冷却。
[0003]专利技术人发现，现有技术中至少存在下述问题：上述方式的冷却效果不好并且容易导致叶片烧蚀。

技术实现思路

[0004]本专利技术提出一种涡轮供气系统以及航空发动机，用以优化涡轮供气系统。
[0005]本专利技术实施例提供了一种涡轮供气系统，包括：
[0006]引流管，包括流入口和流出口，所述引流管被构造为引入流体；
[0007]集流部件，包括集流腔以及与所述集流腔连通的集流入口和集流出口；所述集流入口与所述引流管的流出口流体连通；
[0008]整流部件，设置于所述集流腔内部，且将所述集流腔分为第一腔和第二腔；所述第一腔的入口作为集流入口，所述第二腔的出口作为集流出口；所述第一腔和所述第二腔通过所述整流部件连通；所述整流部件被构造为对进入到所述集流腔内的流体进行整流；以及
[0009]叶片，包括空腔，所述空腔与所述集流部件的集流出口流体连通。
[0010]在一些实施例中，所述整流部件包括：
[0011]第一区域，正对着所述引流管的流出口，且所述第一区域是实心的；以及
[0012]第二区域，围绕所述第一区域，且所述第二区域设置有整流孔。
[0013]在一些实施例中，所述整流部件被构造为弧形或者环形的孔板，所述第二区域靠近中心区域的整流孔的排布密度低于所述第二区域靠近边缘区域的整流孔的排布密度。
[0014]在一些实施例中，所述第二区域包括第一孔板区和第二孔板区，所述第二孔板区包围所述第一孔板区的外侧，所述第一孔板区的整流孔密度低于所述第二孔板区的整流孔密度。
[0015]在一些实施例中，所述第一孔板区被构造为圆形的，所述第一孔板区的展开直径为所述引流管直径的1.5倍以上。
[0016]在一些实施例中，所述第一区域被构造为弧形的，所述第一区域的展开直径为所述引流管直径的0.5～1倍。
[0017]在一些实施例中，所述孔板的整流孔所占的孔板表面积为所述孔板总表面积的40％～60％。
[0018]在一些实施例中，所述整流部件被构造为环形的，且包括两个以上；相邻两圈所述
整流部件上的整流孔沿着所述整流部件的径向方向错开布置。
[0019]在一些实施例中，涡轮供气系统还包括：
[0020]机匣，包括内机匣和外机匣，所述内机匣和所述外机匣共同作为所述集流部件；所述集流腔为所述内机匣和所述外机匣之间的空腔；所述叶片安装于所述内机匣的内腔；以及
[0021]第一安装座，安装于所述外机匣，所述引流管由所述第一安装座安装定位。
[0022]在一些实施例中，所述叶片包括多个，多个所述叶片沿着所述内机匣的周向间隔设置。
[0023]在一些实施例中，涡轮供气系统还包括：
[0024]机匣，所述叶片安装于所述机匣内部，所述机匣的壁体被构造为单层的；
[0025]第二安装座，安装于所述机匣的外部，所述集流部件通过所述第二安装座与所述机匣固定。
[0026]在一些实施例中，所述引流管的数量为两个以上，每个所述引流管均对应设置一个所述整流部件。
[0027]在一些实施例中，所述集流腔被构造成与所述集流腔的形状匹配的环形。
[0028]本专利技术实施例还提供一种航空发动机，包括本专利技术任一技术方案所提供的涡轮供气系统。
[0029]上述技术方案提供的涡轮供气系统，气流从引流管出来后进入集流部件的集流腔。整流部件用于冲击耗散经由引流管进入到集气腔内的流体的射流速度，降低甚至消除该气流对正对着引流管的出口的叶片的冲击。通过整流部件将集流腔内流场整流，使得大的流体扰动均转化为小的流体漩涡，使得集流腔内压力分布均匀，后续流体沿着整流腔的周向方向均匀进入位于集气腔下游的叶片(具体比如为涡轮叶片或者涡轮级间机匣整流叶片)的空腔中，冷却叶片后进入发动机内部进行进一步冷却。该整流部件除了实现整流效果外，同时可以将引气存在的沙尘进行过滤和隔离，减少进入叶片的沙尘，降低甚至避免因沙尘堵塞流体通道导致的叶片被烧蚀的现象，同时实现了提高了叶片冷却供气均匀性和除尘功能。
附图说明
[0030]此处所说明的附图用来提供对本专利技术的进一步理解，构成本申请的一部分，本专利技术的示意性实施例及其说明用于解释本专利技术，并不构成对本专利技术的不当限定。在附图中：
[0031]图1为本专利技术实施方案提供的涡轮供气系统及气流流动示意图；
[0032]图2为本专利技术实施方案提供的涡轮供气系统的剖视示意图；
[0033]图3为本专利技术实施方案提供的涡轮供气系统的整流部件周向展开放大后的示意图。
具体实施方式
[0034]下面结合图1～图3对本专利技术提供的技术方案进行更为详细的阐述。
[0035]发动机内部的整流叶片和涡轮叶片均有冷却和出尘的需要。在后文各个实施例中，叶片4具体可以为整流叶片或者涡轮导叶。
[0036]参见图1至图3，本专利技术实施例提供一种涡轮供气系统，包括引流管1、集流部件2、整流部件3以及叶片4。
[0037]在一些实施例中，参见图1和图2，涡轮供气系统包括机匣5和第一安装座6。机匣5的壁体为双层结构，即机匣5包括内机匣51和外机匣52。内机匣51和外机匣52都为环形的结构。内机匣51和外机匣52都是集流部件2的一部分。内机匣51和外机匣52之间的腔体作为集流腔20。叶片4安装于内机匣51的内腔。第一安装座6安装于外机匣52，引流管1由第一安装座6安装定位。
[0038]第一安装座6安装固定于机匣5的外机匣52，第一安装座6作为引流管1的安装基础且用于安装引流管1。引流管1包括流入口11和流出口12。具体来说，第一安装座6具有通孔，引流管1的流出口12所在的一端与第一安装座6的通孔内壁固定在一起。引流管1的流出口12与集流腔20连通，以将气流从气源处输送至集流腔20中。
[0039]引流管1比如采用软质管或者橡胶管等，引流管1的直径与所需要冷却的叶片4的空腔41相关。如果需要叶片4的空腔41尺寸大，则在允许的条件下，引流管1的直径可以设置的尽量粗一些。
[0040]参见图1和图2，在一些实施例中，引流管1的数量为两个以上，每个引流管1均对应设置一个整流部件3。引流管1包括多根或者一根，各根引流管1沿着机匣5的周向均匀布置。上述设置方式，实现了经由多根引流管1进入到集气腔20内部，使得流体进入集气腔20更加快速、均匀。
[0041]参见图1和图2，集流部件2包括集流腔20以及与集流腔20连通的集流入口21和集流出口22。集流入口21与引流管1的流出口12流体连通。集流入口21的集流出口22与叶片4的空腔41流体连本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种涡轮供气系统，其特征在于，包括：引流管(1)，包括流入口(11)和流出口(12)，所述引流管(1)被构造为引入流体；集流部件(2)，包括集流腔(20)以及与所述集流腔(20)连通的集流入口(21)和集流出口(22)；所述集流入口(21)与所述引流管(1)的流出口(12)流体连通；整流部件(3)，设置于所述集流腔(20)内部，且将所述集流腔(20)分为第一腔(201)和第二腔(202)；所述第一腔(201)的入口作为集流入口(21)，所述第二腔(202)的出口作为集流出口(22)；所述第一腔(201)和所述第二腔(202)通过所述整流部件(3)连通；所述整流部件(3)被构造为对进入到所述集流腔(20)内的流体进行整流；以及叶片(4)，包括空腔(41)，所述空腔(41)与所述集流部件(2)的集流出口(22)流体连通。2.根据权利要求1所述的涡轮供气系统，其特征在于，所述整流部件(3)包括：第一区域(33)，正对着所述引流管(1)的流出口(12)，且所述第一区域(33)是实心的；以及第二区域(34)，围绕所述第一区域(33)，且所述第二区域(34)设置有整流孔(35)。3.根据权利要求2所述的涡轮供气系统，其特征在于，所述整流部件(3)被构造为弧形或者环形的孔板，所述第二区域(34)靠近中心区域的整流孔(35)的排布密度低于所述第二区域(34)靠近边缘区域的整流孔(35)的排布密度。4.根据权利要求3所述的涡轮供气系统，其特征在于，所述第二区域(34)包括第一孔板区(341)和第二孔板区(342)，所述第二孔板区(342)包围所述第一孔板区(341)的外侧，所述第一孔板区(341)的整流孔(35)密度低于所述第二孔板区(342)的整流孔(35)密度。5.根据权利要求4所述的涡轮供气系统，其特征在于，所述第一孔板区(341)被构造为圆形的，所述第一孔板区(341)的展开直径为所述引流管(1)...

【专利技术属性】
技术研发人员：邓双国，吴丽军，汪乐，
申请(专利权)人：中国航发商用航空发动机有限责任公司，
类型：发明
国别省市：