基于冷热旋流分离的航空发动机预旋结构及航空发动机制造技术

本申请提供了一种基于冷热旋流分离的航空发动机预旋结构及航空发动机，所述预旋结构包括：预旋主体，其一侧沿周向均匀设置有第一热端出口，另一侧沿周向对应设置有预旋喷嘴，所述预旋主体的外周壁中部设置有与引气源相连通的进气集气腔，内周壁靠近第一热端出口的一端设置有热出气口；旋流分离管，沿周向均匀设置在预旋主体上，其一端同轴设置有轴向通孔与第一热端出口相连通，另一端同轴设置有与预旋喷嘴相连通的冷端出口，所述旋流分离管靠近冷端出口的外周壁上设置有与所述进气集气腔相连通的气流入口；调节装置，设置在预旋主体的一侧且与第一热端出口相配合调节气流出口温度以及流量。本申请可同时满足涡轮叶片冷却和涡轮盘盘心升温的需要。和涡轮盘盘心升温的需要。和涡轮盘盘心升温的需要。

【技术实现步骤摘要】
基于冷热旋流分离的航空发动机预旋结构及航空发动机


[0001]本申请涉及航空发动机整机
，特别地，涉及一种基于冷热旋流分离的航空发动机预旋结构及航空发动机。

技术介绍

[0002]随着航空发动机性先进性不断提升的大背景下，发动机性能与安全需不断提出新要求。在航空发动机中，存在需要被冷却的部件，例如涡轮叶片被高温燃气侵蚀的风险。也存在成需要被加热的部件，例如涡轮盘盘心与盘缘存在温度梯度过大而导致其热应力较大和进气口支板防冰的。燃气涡轮叶片因工作在高温燃气环境中且需保证其可靠性，对于冷却气流提出了新的要求，高冷却温比有更好的冷却效果，降低冷却气流是一种可靠而又方便的途径。航空发动机安全性问题中，涡轮盘的强度问题是极为重要的问题，应避免因盘心盘缘温差过大而导致热应力过大的情况。
[0003]现有预旋结构，引气使用途径单一，仅作为径向流动气流的降低阻力结构，单一气流单一温度只能用于单一功能，且仅有预旋的冷气因需要从盘心向盘缘流动，涡轮叶片冷却气温温升过高，流入涡轮叶片的冷却气流温度偏高，冷却效果变差。现又出现涡轮盘盘心温度过低的情况，并无专门解决办法，可能对涡轮盘安全性问题造成潜在影响。

技术实现思路

[0004]本申请提供了一种基于冷热旋流分离的航空发动机预旋结构，旨在解决现有预旋结构单一功能不能同时满足涡轮叶片冷却和涡轮盘盘心升温的技术问题。
[0005]本专利技术采用的技术方案如下：
[0006]一种基于冷热旋流分离的航空发动机预旋结构，包括：
[0007]预旋主体，整体呈环形，所述预旋主体的一侧沿周向均匀设置有第一热端出口，另一侧沿周向对应设置有预旋喷嘴，所述预旋主体的外周壁中部设置有与临近燃烧室的引气源相连通的进气集气腔，内周壁靠近第一热端出口的一端设置有热出气口；
[0008]旋流分离管，沿周向均匀设置在预旋主体上，所述旋流分离管的一端同轴设置有轴向通孔与第一热端出口相连通，另一端同轴设置有与所述预旋喷嘴相连通的冷端出口，所述旋流分离管靠近冷端出口的外周壁上设置有与所述进气集气腔相连通的气流入口，所述旋流分离管靠近第一热端出口一端的外周壁上设置有与热出气口连通的第二热端出口；
[0009]调节装置，设置在所述预旋主体的一侧且与第一热端出口相配合，用于调节气流出口温度以及流量比例。
[0010]进一步地，所述第二热端出口的数量为两个以上，沿所述旋流分离管外周壁均匀地周向设置。
[0011]进一步地，所述第二热端出口的轴向方向与所述旋流分离管的外周壁相切，且开口朝向与预旋主体的旋转方向相同。
[0012]进一步地，所述气流入口轴向方向与所述旋流分离管的外周壁相切，且开口方向
与预旋主体的旋转方向相反。
[0013]进一步地，所述预旋主体和旋流分离管为一体式结构。
[0014]进一步地，所述调节装置包括：
[0015]调整锥，一端间隙配合的插入设置在所述第一热端出口内，另一端设置有平板部，所述平板部与预旋主体之间设置有用于调节平板部与预旋主体之间的出气间隙的调整垫。
[0016]进一步地，所述调节装置包括：
[0017]调整锥，一端间隙配合的插入设置在所述第一热端出口内，另一端设置有平板部；
[0018]电调机构，固定设置在预旋主体，且输出端与所述平板部驱动连接，用于调节平板部与预旋主体之间的出气间隙。
[0019]进一步地，所述电调机构包括：
[0020]旋转电机，固定在预旋主体上；
[0021]旋转螺杆，一端与所述调整电机的输出端相连接，另一端与所述平板部上设置的螺纹孔螺纹配合。
[0022]进一步地，所述电调机构包括：
[0023]直线电机，固定在所述预旋主体上；
[0024]推拉杆，一端与所述调整电机的输出端相连接，另一端与所述平板部固定连接。
[0025]本申请还提供了一种航空发动机，包括：
[0026]如所述的航空发动机预旋结构；
[0027]涡轮轴，与所述航空发动机预旋结构的中心孔相配合，所述涡轮轴外周壁设置有与航空发动机预旋结构中心孔内壁相配合的封严篦齿环，所述航空发动机预旋结构、封严篦齿环和涡轮轴之间合围形成有热端集气腔，所述涡轮轴上还设置有与所述热端集气腔相连通的轴流通孔。
[0028]相比现有技术，本申请具有以下有益效果：
[0029]本申请提供了一种基于冷热旋流分离的航空发动机预旋结构及航空发动机，所述预旋结构包括预旋主体、旋流分离管、调节装置，在现有发动机中，预旋结构的存在主要是降低冷却气流经盘心狭窄通道时造成的巨大流动损失，本申请是针对现有预旋结构的缺陷进行针对性改进，将冷热旋流分离管整合预旋主体得到旋流分离预旋结构，改善预旋结构作用单一的情况；本申请能够在满足冷却加热功能要求的同时，缩减零件数量，使结构紧凑；本申请将单一来源气流经过旋流分离，对现有的空气系统进行温度补偿，实现对现有冷却气流的降温和加热结构的升温目的；本申请可根据当前温度对冷热气流流量比例进行相应调节，适应性强，灵活可靠。
[0030]除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本专利技术还有其它的目的、特征和优点。下面将参照附图，对本专利技术作进一步详细的说明。
附图说明
[0031]构成本申请的一部分的附图用来提供对本专利技术的进一步理解，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：
[0032]图1为本申请优选实施例的基于冷热旋流分离的航空发动机预旋结构的剖视示意图。
[0033]图2为本申请优选实施例的旋流分离管立体结构示意图。
[0034]图3为本申请优选实施例的基于冷热旋流分离的航空发动机预旋结构的立体结构示意图。
[0035]图4为本申请另一优选实施例的基于冷热旋流分离的航空发动机预旋结构的剖视结构示意图。
[0036]图中：1、引气源；2、调整垫；3、气流入口；4、调整锥；5、第一热端出口；6、第二热端出口；7、热端集气腔；8、轴流通孔；9、涡轮轴；10、封严篦齿环；11、旋流分离管；12、旋流分离腔；13、预旋喷嘴；14、冷端出口；15、预旋主体；16、进气集气腔；17、燃烧室；18、电调机构。
具体实施方式
[0037]需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本专利技术。
[0038]参照图1和图3，本专利技术的优选实施例提供了一种基于冷热旋流分离的航空发动机预旋结构，包括：
[0039]预旋主体，整体呈环形，所述预旋主体的一侧沿周向均匀设置有第一热端出口5，另一侧沿周向对应设置有预旋喷嘴13，所述预旋主体的外周壁中部设置有与临近燃烧室17的引气源1相连通的进气集气腔16，内周壁靠近第一热端出口5的一端设置有热出气口；
[0040]旋流分离管11，沿周向均匀设置在预旋主体15上，所述旋流分离管11的一端同轴设置有轴向通孔本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于冷热旋流分离的航空发动机预旋结构，其特征在于，包括：预旋主体(15)，整体呈环形，所述预旋主体(15)的一侧沿周向均匀设置有第一热端出口(5)，另一侧沿周向对应设置有预旋喷嘴(13)，所述预旋主体(15)的外周壁中部设置有与临近燃烧室(17)的引气源(1)相连通的进气集气腔(16)，内周壁靠近第一热端出口(5)的一端设置有热出气口；旋流分离管(11)，沿周向均匀设置在预旋主体(15)上，所述旋流分离管(11)的一端同轴设置有轴向通孔与第一热端出口(5)相连通，另一端同轴设置有与所述预旋喷嘴(13)相连通的冷端出口(14)，所述旋流分离管(11)靠近冷端出口(14)的外周壁上设置有与所述进气集气腔(16)相连通的气流入口(3)，所述旋流分离管(11)靠近第一热端出口(5)一端的外周壁上设置有与热出气口连通的第二热端出口(6)；调节装置，设置在所述预旋主体的一侧且与第一热端出口(5)相配合，用于调节气流出口温度以及流量比例。2.根据权利要求1所述的基于冷热旋流分离的航空发动机预旋结构，其特征在于，所述第二热端出口(6)的数量为两个以上，沿所述旋流分离管(11)外周壁均匀地周向设置。3.根据权利要求1或2所述的基于冷热旋流分离的航空发动机预旋结构，其特征在于，所述第二热端出口(6)的轴向方向与所述旋流分离管(11)的外周壁相切，且开口朝向与预旋主体(15)的旋转方向相同。4.根据权利要求1所述的基于冷热旋流分离的航空发动机预旋结构，其特征在于，所述气流入口(3)轴向方向与所述旋流分离管(11)的外周壁相切，且开口方向与预旋主体(15)的旋转方向相反。5.根据权利要求1所述的基于冷热旋流分离的航空发动机预旋结构，同其特征在于，所述预旋主...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈振华，蒋康河，张若昀，马莉，
申请(专利权)人：中国航发湖南动力机械研究所，
类型：发明
国别省市：