[發明專利]一種減弱篦齒盤前方耗散渦的引氣布局

有效

• 申請號: 202110323485.8
• 申請日: 2021-03-26
• 公開（公告）號: CN113123879B
• 公開（公告）日: 2022-06-28
• 發明（設計）人: 邱天;丁水汀;鄧長春;王承昊;趙煜;袁奇雨;劉傳凱;劉曉靜
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: F02C7/18
• 分類號: F02C7/18
• 代理公司: 北京航智知識產權代理事務所(普通合伙) 11668
• 代理人: 黃川;史繼穎

本發明公開了一種減弱篦齒盤前方耗散渦的引氣布局，在靜子鼓筒面上篦齒盤的上游位置，沿周向設置多個預旋噴嘴作為引氣入口，這樣，引氣入口引入的氣流與徑向內流的氣流摻混后，不僅可以提高冷卻品質，之后繼續向下游流動，改善對篦齒盤及下游的部件的冷卻效果，還能對篦齒盤前方的耗散渦結構進行沖擊，減弱甚至破壞耗散渦，從而實現對壓氣機后軸徑錐壁腔內流動結構的主動控制，使得篦齒盤前方不易形成耗散渦結構，進而降低篦齒盤前方的風阻溫升，改善冷卻品質。

技術領域

本發明涉及航空發動機技術領域，尤其涉及一種減弱篦齒盤前方耗散渦的引氣布局。

背景技術

隨著航空發動機性能的不斷提高，渦輪前溫度越來越高，這對材料技術和航空發動機空氣系統冷卻技術的水平提出了更高的要求。目前航空發動機材料技術的應用已經趨于極致狀態，單靠高溫材料技術無法滿足全部的設計需求，剩余的冷卻需求要依靠航空發動機空氣系統實現。通常情況下，增大空氣系統引氣流量會直接提升空氣系統的冷卻效果，但空氣系統流量的增大會導致發動機總體性能的衰減，因此，如何在保證發動機總體性能穩定的情況下，減小空氣系統冷卻氣流的熵產，從而發掘冷卻氣流的全部降溫潛力，是航空發動機設計成功與否的關鍵。

通常情況下，為了滿足軸向力調節的需求，航空發動機空氣系統中安裝有篦齒盤結構。為了實現軸向力的調節，通常需要設計出半徑較大的篦齒盤。篦齒盤與轉子連接處距篦齒的距離較大，從而形成了一個“死胡同”，氣體容易在這個區域形成較大范圍的耗散渦結構，這使得該區域的溫度分布迅速惡化。圖1為傳統的錐壁腔引氣方案，圖1中的箭頭表示氣流方向，在篦齒盤100前方存在顯著的耗散渦結構，其耗散渦結構數值計算結果如圖2所示。

在航空發動機空氣系統設計中，對于錐壁腔內徑向內流的引氣方式而言，傳統設計中通常忽略上游來流在篦齒盤前形成的耗散渦帶來的溫升影響。隨著新一代發動機工作范圍越來越廣，推重比越來越高，在一些極端惡劣的工況下，發動機熱端部件的溫度越來越高，精細化設計空氣系統流路來降低風阻溫升越來越關鍵，對于這種引起溫升的渦系結構應該加以處理。然而，目前還沒有一種代價小而又能有效抑制高半徑篦齒盤前方耗散渦形成的設計。

發明內容

有鑒于此，本發明提供了一種減弱篦齒盤前方耗散渦的引氣布局，用以有效抑制篦齒盤前方的耗散渦。

本發明提供的一種減弱篦齒盤前方耗散渦的引氣布局：

在與篦齒盤相對的靜子鼓筒面上，距離篦齒盤中位于氣流上游的第一道齒8mm～10mm范圍內，沿所述靜子鼓筒面的周向設有一圈凸臺，在所述凸臺上設有多個預旋噴嘴，作為引氣入口；

所述引氣入口以空間角度進行預旋送氣，所述引氣入口的空間角度為靜子鼓筒面法線以靜子鼓筒面母線為轉軸順時針旋轉α，再以靜子鼓筒面法線為轉軸逆時針旋轉β得到；其中，75°≤α≤85°，30°≤β≤60°。

在一種可能的實現方式中，在本發明提供的上述減弱篦齒盤前方耗散渦的引氣布局中，所述引氣入口的孔徑范圍為1mm～2mm。

在一種可能的實現方式中，在本發明提供的上述減弱篦齒盤前方耗散渦的引氣布局中，所述引氣入口包含的各預旋噴嘴的孔徑相同。

在一種可能的實現方式中，在本發明提供的上述減弱篦齒盤前方耗散渦的引氣布局中，所述引氣入口包含的預旋噴嘴的數量為8個～60個。

本發明提供的上述減弱篦齒盤前方耗散渦的引氣布局，在靜子鼓筒面上篦齒盤的上游位置，沿周向設置多個預旋噴嘴作為引氣入口，這樣，引氣入口引入的氣流與徑向內流的氣流摻混后，不僅可以提高冷卻品質，之后繼續向下游流動，改善對篦齒盤及下游的部件的冷卻效果，還能對篦齒盤前方的耗散渦結構進行沖擊，減弱甚至破壞耗散渦，從而實現對壓氣機后軸徑錐壁腔內流動結構的主動控制，使得篦齒盤前方不易形成耗散渦結構，進而降低篦齒盤前方的風阻溫升，改善冷卻品質。

附圖說明

圖1為傳統的錐壁腔引氣方案示意圖；