[發明專利]一種高半徑出口的反旋翅片式減渦系統

在審

• 申請號: 202011173526.1
• 申請日: 2020-10-28
• 公開（公告）號: CN112377308A
• 公開（公告）日: 2021-02-19
• 發明（設計）人: 羅翔;白陽;何建
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: F02C3/04
• 分類號: F02C3/04;F01D9/04;F01D25/00;F04D29/40;F04D29/66
• 代理公司: 北京萬思博知識產權代理有限公司 11694
• 代理人: 孫黎生

本申請公開了一種高半徑出口的反旋翅片式減渦系統，涉及航空發動機。系統包括若干個反旋翅片，其安裝在前面級壓氣機盤處，且沿前面級壓氣機盤的周向均勻布置，每一反旋翅片與兩側壓氣機盤同軸，每一反旋翅片的結構相同，每一反旋翅片的安裝半徑相同，每一反旋翅片具有反旋翅片入口和反旋翅片出口，每一反旋翅片出口位置反旋，以限制氣流的周向速度，抑制了自由渦的發展，減少了流動阻礙。反旋翅片相較于減渦管流通面積大，避免了引氣過程中出現流動通道的突闊和突縮，從而減少了因氣流摻混所引發的粘性耗散，降低了氣流總壓損失。

技術領域

本申請涉及航空發動機二次空氣系統壓氣機引氣段的減阻技術領域，尤其涉及一種航空發動機的高半徑出口的反旋翅片式減渦系統。

背景技術

對于航空發動機所采用的布雷頓循環而言，渦輪前溫度的提升可以有效地提高發動機效率和推重比。然而，不斷提高的渦輪前溫度使航空發動機中的渦輪等高溫部件所處的工作環境不斷惡化，其工作溫度已經超出了目前高溫材料的耐溫極限，這就需要熱端部件高效冷卻技術的提高。目前渦輪處所采用的冷卻方式多為氣膜冷卻，其所需要的冷卻氣體通常是從壓氣機的適當位置抽取高壓氣體，經由發動機主流道周圍各種特殊的引流結構引致渦輪段，實現渦輪葉片和渦輪盤的冷卻。上述冷卻氣體主要由高壓壓氣機主流進行引氣。由于所引走的氣流經過了壓氣機的增壓消耗了渦輪功，但不參與燃燒室燃燒和渦輪中的膨脹做功。因此為減少渦輪功損失，同時提高冷卻效率，引氣流路的設計需要采取措施解決沿程的壓降和溫升問題。

目前現有的航空發動機多采用在壓氣機級間的鼓筒處進行開孔的方式，經由壓氣機兩級盤間的盤腔沿徑向引氣到軸向段。這一徑向引氣段處于高離心力場下，且由于自由渦發展，哥氏力的存在同樣對氣體的徑向內流造成阻礙。在引氣盤腔間進行減渦器的安裝可以有效限制自由渦的發展，從而降低哥氏力和離心力，減少氣體的壓力損失。

現階段應用較為廣泛的減渦器形式為直管式減渦器。這種直管式減渦器形式是在上述徑向引氣腔中安裝直管式減渦器對氣流進行引流。但直管式減渦器會在其出入口產生氣流通道的擴張和收縮引起氣流的粘性耗散且流通面積較小，不利于氣流流動。

發明內容

本申請的目的在于克服上述問題或者至少部分地解決或緩減解決上述問題。

本申請提供了一種高半徑出口的反旋翅片式減渦系統，布置在航空發動機二次空氣系統的壓氣機的徑向引流段處，所述壓氣機包括在兩側對應布置的前面級壓氣機盤和后面級壓氣機盤，沿兩側壓氣機盤的外緣處垂直延伸而成的鼓筒，兩側的壓氣機盤與鼓筒形成內部的盤腔，所述鼓筒處設有若干鼓筒孔，每一鼓筒孔用于引入氣流，每一鼓筒孔配置成能夠提升氣流在鼓筒孔處的流通能力，所述曲管式減渦系統包括：

若干個反旋翅片，安裝在所述前面級壓氣機盤處，且沿所述前面級壓氣機盤的周向均勻并呈間隔布置，每一反旋翅片與所述兩側壓氣機盤同軸，每一反旋翅片的結構相同，每一反旋翅片的安裝半徑相同，每一反旋翅片具有反旋翅片入口和反旋翅片出口，每一反旋翅片出口位置反旋，以限制氣流的周向速度；

在所述壓氣機運行狀態，所述若干個反旋翅片與所述兩側的壓氣機盤同軸、同速、同向的旋轉，氣流流經所述若干個鼓筒孔進入所述壓氣機的盤腔內，經由所述反旋翅片引流進入所述壓氣機的軸向通道。

可選地，所述反旋翅片出口平面和和所述反旋翅片出口中心點所在圓周切線形成夾角β，所述夾角β為0°～30°。

可選地，所述反旋翅片入口平面和所述反旋翅片入口中心點所在圓周切線形成夾角α，所述夾角α為45°～90°。

可選地，每一壓氣機盤的外半徑為R_b、每一壓氣機盤的內半徑為R_a，所述反旋翅片入口中心半徑為R₁，所述反旋翅片出口中心半徑為R₂，其中，R₁為0.7R_b～0.9R_b，R₂為0.5R_b。