[发明专利]一种分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔

说明书

本发明公开了一种分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔，不同于传统航空发动机空气系统部件开设单一类型引气孔引气的冷却方式，而是分别在静子锥面和静子鼓筒面开设两种孔径的预旋喷嘴，在引气总流量不变的情况下，不仅能够实现冷却气流流量的合理分配和冷却部位的合理配置，从而实现精准冷却，还能缩短冷却气流在流道内的流通距离，显著降低转子对冷却气流的风阻做功量，降低气流熵产，提高冷气品质，还可以在保证锥壁获得全面良好的冷却状态下，对流出锥壁腔的气流的冷却品质进行一定的改善，使锥壁腔的下游部件获得更好的冷却效果。本发明符合空气系统流路的低熵产设计理念，可广泛应用在先进航空发动机空气系统的冷却方案设计中。

技术领域

本发明涉及航空发动机领域，尤其涉及一种分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔。

背景技术

随着航空发动机性能的不断提高，涡轮前温度越来越高，这对材料技术和航空发动机空气系统冷却技术的水平提出了更高的要求。目前，航空发动机材料技术的应用已经趋于极致状态，单靠高温材料技术无法满足全部的设计需求，剩余的冷却需求要依靠航空发动机空气系统实现。通常情况下，增大空气系统引气流量会直接提升空气系统的冷却效果，但空气系统流量的增大会导致发动机总体性能的衰减。因此，如何在保证发动机总体性能稳定的情况下，合理分配冷却气流以及减小空气系统冷却气流的熵产，从而发掘其全部降温潜力，是先进航空发动机设计成功与否的关键。

压气机后轴径流路设计是空气系统设计中的重要内容。传统的压气机后轴径锥壁腔的引气方式主要是径向内流引气方式，如图1所示，气流(如图1所示的箭头所示)由锥壁腔100(由静子锥面101和转子锥面102形成)的引气入口103引入，以径向内流的方式流过锥壁腔100，对转子进行冷却，冷却后的气流继续向下游流动以冷却下游部件(包括篦齿元件104和下游流道105)。在此种类型的引气方案中，由于冷气在流通过程中不断接收外界的热量和风阻做功，熵产变大，温度会沿流动方向逐渐升高，冷却品质逐渐显著下降。因此，锥壁的下半部分以及锥壁腔下游的部件往往不能达到良好的冷却效果。

传统的航空发动机锥壁腔所采用的上述单一位置引气的冷却方案尽管能够满足早期发动机的冷却需求，但在先进航空发动机中，温度水平的进一步提升，传统方法由于没能做到气流的合理分配和利用，因此不再适用。先进航空发动机空气系统的设计需要更为精致的气流分配和利用方法。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔，用以改善锥壁下半部分以及锥壁腔下游部件的冷却效果。

本发明提供的一种分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔，由静子锥面、与所述静子锥面相对的转子锥面、篦齿元件以及与所述篦齿元件相对的静子鼓筒面形成，其特征在于：

在所述静子锥面上沿高度方向的中间位置分别向上和向下偏差10mm范围内，沿所述静子锥面的周向设有一圈第一凸台，在所述第一凸台上设有多个第一预旋喷嘴；

在所述静子鼓筒面上，距离篦齿元件中靠近所述静子锥面的第一道齿8mm～12mm范围内，沿所述静子鼓筒面的周向设有一圈第二凸台，在所述第二凸台上设有多个第二预旋喷嘴；

各所述第一预旋喷嘴和各所述第二预旋喷嘴均以空间角度进行预旋送气；每个所述第一预旋喷嘴的空间角度为静子锥面法线以静子锥面母线为转轴顺时针旋转α，再以静子锥面法线为转轴逆时针旋转β得到；每个所述第二预旋喷嘴的空间角度为静子鼓筒面法线以静子鼓筒面母线为转轴顺时针旋转α，再以静子鼓筒面法线为转轴逆时针旋转β得到；其中，10°≤α≤85°，0°≤β≤90°；

各所述第一预旋喷嘴的孔径大于各所述第二预旋喷嘴的孔径。

在一种可能的实现方式中，在本发明提供的上述分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔中，所述第一预旋喷嘴的孔径与所述第二预旋喷嘴的孔径之比为1.3:1。