[实用新型]一种复合式减涡器结构

说明书

本实用新型公开了一种复合式减涡器结构，包括上游旋转轮盘、下游旋转轮盘、鼓筒孔环、上游段无管式减涡器、中间段无管式减涡器、偏流器和旋转轴。鼓筒孔环上周向均布鼓筒孔；在上游段和中间段布置无管式减涡器结构，喷嘴轴线与轮盘旋转切线反向呈一定角度，进口做倒圆角处理，通过固定槽和螺钉与上下游轮盘连接和固定；出口段布置带导流片的偏流器。本实用新型可以提高鼓筒孔的流通能力；无管式减涡器结构在降低进口旋流比的同时，抑制旋流比的发展；采用带导流片的偏流器能够从旋转轴提取功率，提高气流压力，降低压力损失；同时由于采用喷嘴型减涡器，可以有效降低减涡器系统重量，安装方法简单可靠，提高可靠性和稳定性。

技术领域

本实用新型涉及航空发动机和燃气轮机内部空气系统设计技术领域，尤其涉及一种复合式减涡器结构。

背景技术

随着航空发动机和燃气轮机设计技术的发展和需求的不断进步，热端部件的温度和热应力越来越高，对航空发动机内部空气系统设计技术提出了更高的要求。目前内部冷却空气主要从压气机平台引出，流经鼓筒孔后在共转盘腔内径向入流，通过轴间通道，输送至热端部件和其他地方完成冷却和密封等功能后汇入燃气主流或排入大气。

冷却空气的压力和温度直接影响其作用范围和性能表现，冷气在共转盘腔径向入流过程中由于角动量守恒，随着半径的降低，切向速度速度越来越大，表现出自由涡特征，在离心力，哥氏力和摩擦力的共同作用下导致了很大的压力损失，严重制约着冷却空气的品质。通过安装减涡器可以有效的降低压力损失。

目前常用的减涡器主要有三类：隔板式减涡器，无管式减涡器和管式减涡器。现有的一种管式减涡器为高半径悬臂支撑结构，圆形横截面导管周向均布，出鼓筒孔出来的气流在其内从高半径引导至低半径位置，导管内流动特征表现为强制涡，气流由于没有经过自由涡的发展，降低了压力损失；现有的另一种管式减涡器为低半径支撑的方式，气流从鼓筒孔流出后先经过一段距离的自由涡发展后再进入导管内，但是气流在进入导管时与入口截面有一定的角度，气流在偏折过程中会产生较大的压力损失，此外，从低半径导管流出的气流速度较大，直接冲击旋转轴后流动方向发生90度偏折，这个过程也会产生较大的压力损失；现有的一种翅片式减涡器为横跨共转盘腔盘间距的若干隔板，将整个盘腔分割成等间距不连通的腔室，约束气流在其中完成径向入流的过程；现有的一种无管式减涡器采用叶栅型喷嘴，使气流在流出喷嘴时产生一个与旋转方向相反的速度分量，降低哥氏力的作用，从而降低压力损失。

通过对类似减涡器结构专利的分析，本申请人发现，现有专利和技术至少存在以下问题：

现有的减涡器的基本原理是控制气流在共转盘腔内的速度发展，用旋流比(rotating ratio，气流旋转切向速度分量与转子周向速度之比)来表征速度特性，不同类型减涡器的区别在于控制旋流比发展的方式不同。但是单一结构的减涡器结构存在着上下游流动特征匹配性差的问题，气流在进入减涡器结构时的旋流比不够理想，甚至成为制约因素，流出减涡器的气流冲击旋转轴或者偏流板是产生的气流转向压力损失也不容小觑；除此之外，管式减涡器的振动问题，翅片式减涡器的增重问题，减涡器进出口结构尖锐结构引起的流动分离产生的压力损失以及无管式减涡器的流量特性双稳态特性都严重制约着其在发动机内部空气系统中的应用。

实用新型内容

本实用新型所要解决的技术问题是针对背景技术中所涉及到的缺陷，提供一种复合式减涡器结构。

本实用新型为解决上述技术问题采用以下技术方案：

一种复合式减涡器结构，包括上游旋转轮盘、下游旋转轮盘、鼓筒孔环、上游段无管式减涡器、中间段无管式减涡器、偏流器和旋转轴；

所述鼓筒孔环、上游段无管式减涡器、中间段无管式减涡器、偏流器由外之内设置在所述上游旋转轮盘、下游旋转轮盘之间，且鼓筒孔环、上游段无管式减涡器、中间段无管式减涡器、偏流器、上游旋转轮盘、下游旋转轮盘同轴；