[发明专利]一种管式减涡器引气系统

说明书

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，特别是发动机空气系统中减涡器引气流路的设计。

背景技术

航空发动机空气系统的引气流路设计的目标之一是降低压力损失、保证高温部件冷却供气的压力以及封严压力。

传统的引气系统通过设置外部管路实现，这给发动机重量及外部管路布局都带来了不利影响。现阶段较为先进的发动机采用压气机鼓筒开孔的形式实现了内部引气，避免了这些不利因素。但是，在内部引气过程中，由于气体从压气机盘腔内的高半径位置流向低半径位置，自由涡发展剧烈，导致流动损失较大，通过安装减涡器的方式可以有效减弱涡流的剧烈发展，从而降低压力损失。由此减涡器的设计对于现代航空发动机性能具有一定的影响。

专利文献US7086830公开了一种管式减涡器结构，该结构直接把压气机主流道的气体引入减涡管后直至中心腔内，这种方式使得减涡管进气端固定，造成气流以强制涡状态到达中心腔内，流动损失比从自由涡到强制涡的转换状态要大。专利文献US7159402公开了另一种管式减涡器结构，该减涡器进气端是悬臂结构，比直接安装在鼓筒处(US7086830)压力损失要小。然而，这些现有的管式减涡器对降低压力损失的效果仍不能令人满意。

发明内容

本发明在现有技术的基础上提出了一种新的减涡器引气系统形式，充分考虑了气动特性，可以实现降低流动损失的目的。

根据本发明的用于航空发动机的管式减涡器引气系统包括构成压气机盘腔的压气机右盘、压气机左盘和与所述压气机右盘连接固定的支撑环，多个减涡管径向排布于压气机盘腔内并固定在所述支撑环上，其中，所述减涡管的入口段沿周向偏转角度α，所述角度α等于减涡管的入口气流相对速度方向与减涡管的固定位置处的径向方向的夹角。

根据一种实施方式，当入口气流周向速度小于所述减涡管的周向速度时，减涡管的所述入口段向发动机转子旋转方向偏转角度α。

根据另一种实施方式，当入口气流周向速度大于所述减涡管的周向速度时，减涡管的所述入口段相反于发动机转子旋转方向偏转角度α。

有利地，所述角度α为5°～85°。更优选地，所述角度α为10°～80°。最佳地，所述角度α为15°～75°。

进一步地，所述减涡管的入口截面与入口气流相对速度方向垂直。

进一步地，所述减涡管的入口段的外表面为由曲线构成的封闭曲面。

可选地，所述减涡管的入口段的外表面为由直线构成的封闭平面。

本发明的管式减涡器引气系统从降低气流进入减涡管产生的局部损失入手，由于减涡器入口处气流速度由周向分速度、径向分速度、轴向分速度构成，并且轴向分速度比其他方向分速度小很多，基本上可以不考虑，所以气流在相对坐标系下主要为相对周向分速度及径向分速度构成的合速度，与径向方向有一定的角度。为了保证气流能够较为顺畅的进入减涡管，将减涡管的入口段设计为向周向有所偏转的形式以正对气流方向，能够有效减少压力损失，保证了航空发动机空气系统冷却供气压力。

附图说明

本发明的其它特征以及优点将通过以下结合附图详细描述的具体实施方式更好地理解，附图中，相同的附图标记标识相同或相似的部件，其中：

图1为根据本发明用于航空发动机的管式减涡器引气系统结构的示意性透视图；

图2为移除压气机左盘后示出的减涡管在压气机盘腔中排布的示意性透视图；

图3为减涡管安装结构在轴向径向平面的剖视图；

图4为沿图3中线A-A的剖视图，示出了减涡管的入口气流周向速度小于减涡管周向速度的情况下减涡管的入口段结构；

图5为图4所示情况下根据另一种优选实施方式的减涡管的入口段结构的示意图；

图6为沿图3中线A-A的剖视图，示出了减涡管的入口气流周向速度大于减涡管周向速度的情况下减涡管的入口段结构；

图7为图6所示情况下根据另一种优选实施方式的减涡管的入口段结构的示意图。

附图标记说明

1    压气机右盘          2    压气机左盘

3    鼓筒孔              4    减涡管

401  入口段              5    鼓筒轴

7    支撑环              8    旋转轴

101  切线方向            102  减涡管径向方向

103  减涡管几何中心线    104  减涡管入口截面

具体实施方式