一种低损失的发动机预旋供气系统的制作方法

1.本发明属于航空发动机及燃气轮机技术领域，具体涉及一种低损失的发动机预旋供气系统。


背景技术：

2.现代航空发动机涡轮前温度不断提高，涡轮工作叶片的冷却越来越重要，自meierhofer和franklin最早通过对比实验证明预旋系统可以大幅降低冷却空气温度以来，预旋供气系统在航空发动机领域被广泛采用。在已服役的国内、外发动机型号和公开材料中，预旋供气系统按喷嘴构型可分为孔式和叶型式。孔式喷嘴由于制造简单在早期得到了较多应用,随着现代航空发动涡轮前温度普遍达1800～2000k并有进一步提高的趋势，叶型式喷嘴由于其更好温降效果和更低的气动损失在航空发动机领域得到了更为广泛的应用。
3.通过对现有技术的检索表明目前已存在部分可用预旋供气系统技术方案。公开号为cn105464724a的中国专利一种用于预旋冷却的气动孔型预旋喷嘴，如图5所示，该发明专利采用收缩过渡的“台阶孔”降低进口气流速度，在保证冷气加速和偏转的前提下降低气动损失。但是该技术方案虽然在加工制造方面有一定优势，但是预旋效率低，气动损失大。公开号为cn105888850b的中国专利一种带整流肋的叶片式预旋喷嘴，如图6所示，该发明在叶型式喷嘴上游增加整流肋保证喷嘴轴向进气，降低喷嘴气动损失并提高预选效率，但是该方案包括整流肋或整流叶片、预旋盖板等结构，零件数量多、结构复杂。公开号为cn110145374a的中国专利一种发动机预旋系统，如图7所示，该发明在叶型式喷嘴上游采用整流叶片替代常规圆柱型进气孔降低进气损失，并运用整流叶片减小预旋喷嘴进口攻角以降低气动损失，但是该技术局限于喷嘴的改进创新，缺少全局流路优化，气动损失大。
4.因此，需提供一种可明显降低发动机预旋供气系统气动损失并减少零件数量的低损失发动机预旋供气系统。


技术实现要素：

5.为了解决上述问题，本发明的目的在于提供一种可明显降低发动机预旋供气系统气动损失并减少零件数量的低损失发动机预旋供气系统。
6.为了实现上述目的，本发明提供了如下技术方案，一种低损失的发动机预旋供气系统，所述供气系统包括与燃烧室二股流通道出口连接的空气流路，所述空气流路包括依次联通的引气孔、集气腔、预旋喷嘴、预旋腔和接受孔，所述集气腔和预旋腔均为环形腔，所述预旋喷嘴包括形成喷嘴流道的喷嘴外环和喷嘴内环，以及设置在喷嘴流道内的喷嘴叶片，所述喷嘴外环和喷嘴内环子午型线为双向收缩。
7.本发明所提供的低损失的发动机预旋供气系统，还具有这样的特征，所述引气孔包括周向均布在集气腔壁面上的多个圆柱形孔。
8.本发明所提供的低损失的发动机预旋供气系统，还具有这样的特征，所述集气腔
的子午面视图呈渐扩式。
9.本发明所提供的低损失的发动机预旋供气系统，还具有这样的特征，所述喷嘴流道与接受孔的径向高度差为：其中，为预旋喷嘴出口与接受孔的轴向距离，vr为预旋喷嘴出口气流的径向流速，vz为预旋喷嘴出口气流的轴向流速，v
φ
为预旋喷嘴出口气流的周向流速，r
p
为喷嘴流道的中心线与发动机中心线距离，喷嘴流道与接受孔的径向高度差指接受孔的几何中心与发动机中心线距离rr和喷嘴流道的中心线与发动机中心线距离r
p
的差值。
10.本发明所提供的低损失的发动机预旋供气系统，还具有这样的特征，所述接受孔为均布在发动机的涡轮挡板上的多个跑道型孔，所述跑道型孔数量与发动机涡轮转子叶片数量相同。
11.本发明所提供的低损失的发动机预旋供气系统，还具有这样的特征，所述喷嘴外环的收缩角为β1，所述喷嘴内环的收缩角为β2，则，10
°
＜β1＜30
°
，10
°
＜β2＜30
°
。
12.本发明所提供的低损失的发动机预旋供气系统，还具有这样的特征，所述引气孔的数量n为：其中，为引气流量，t*为总温、p*为总压、k为气体常数、m为引气马赫数、ds为单个引气孔2的孔径，q（m）为流量函数。
13.本发明所提供的低损失的发动机预旋供气系统，还具有这样的特征，ds范围为15mm-25mm，引气马赫数m为0.1-0.2。
14.有益效果：本发明所提供的低损失的发动机预旋供气系统通过集气腔、喷嘴叶型、接受孔的改进创新可显著降低预旋供气系统的流动损失和冷却空气盘腔耗功，减少耗功量占高压涡轮总功率的0.5%；本发明所提供的预旋供气系统预旋效率高，预旋温降达85k。
附图说明
15.为了更清楚地说明本公开实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本公开的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
16.图1为本发明实施例所提供的低损失发动机预旋供气系统的结构示意图；图2为本发明实施例中引气孔分布位置示意图；图3a为本发明实施例中预旋喷嘴局部位置的子午面视图；图3b为本发明实施例中预旋喷嘴局部位置的俯视切面图；图4为图1中涡轮挡板a-a截面局部视图；图5为现有技术1的结构示意图；
图6为现有技术2的结构示意图；图7为现有技术3的结构示意图，其中，1：内承力环；2：引气孔；3：集气腔；4：预旋喷嘴；5：喷嘴外环；6：预旋腔；7：涡轮挡板；8：接受孔；9：叶片供气腔；10：喷嘴内环；11：喷嘴叶片。
具体实施方式
17.下面结合附图与实施例对本发明作进一步的详细说明，但应当说明的是，这些实施方式并非对本发明的限制，本领域普通技术人员根据这些实施方式所作的功能、方法、或者结构上的等效变换或替代，均属于本发明的保护范围之内。
18.在本发明实施例的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明创造和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明创造的限制。
19.此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明创造的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
20.术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明创造中的具体含义。
21.如图1-2所示，本发明实施例提供了一种低损失的发动机预旋供气系统，所述供气系统包括与燃烧室二股流通道出口连接的空气流路，所述空气流路包括依次联通的引气孔2、集气腔3、预旋喷嘴4、预旋腔6和接受孔8，所述集气腔3和预旋腔6均为环形腔，所述预旋喷嘴4包括形成喷嘴流道的喷嘴外环5和喷嘴内环10，以及设置在喷嘴流道内的喷嘴叶片11，所述喷嘴外环5和喷嘴内环10子午型线为双向收缩。
22.在部分实施例中，所述引气孔2包括周向均布在集气腔3壁面上的多个圆柱形孔。其中，集气腔3为由内承力环1、喷嘴外环5和喷嘴内环10构成的环形腔，该腔室可改善预旋喷嘴4进口气流均匀性、降低预旋供气系统对燃烧室二股流边界流动的敏感性，喷嘴外环5、喷嘴内环10通过焊接固定在内承力环1。引气孔2具体设置在内承力环1上，引气孔2的孔径15mm-25mm，孔内气流马赫数控制在0.1～0.2之间，所述实例孔径为18mm、马赫数为0.2。
23.在部分实施例中，所述集气腔3的子午面视图呈渐扩式。渐扩式形成“心”型通道，环形腔子午型线通过直线和圆弧构造成型，便于制造加工。
24.在部分实施例中，所述喷嘴流道与接受孔8的径向高度差为：其中，为预旋喷嘴4出口与接受孔8的轴向距离，vr为预旋喷嘴4出口气流的径向
流速，vz为预旋喷嘴4出口气流的轴向流速，v
φ
为预旋喷嘴4出口气流的周向流速，r
p
为喷嘴流道的中心线与发动机中心线距离，喷嘴流道与接受孔8的径向高度差指接受孔8的几何中心与发动机中心线距离rr和喷嘴流道的中心线与发动机中心线距离r
p
的差值。
25.在上述实施例中，喷嘴流道与接受孔8的径向高度差也即接受孔8的几何中心与发动机中心线距离和喷嘴流道的中心线与发动机中心线距离的差值降低了空气在预旋腔内流动损失，提高了供气腔内的流动均匀性。
26.在部分实施例中，接受孔8联通预旋腔6和叶片供气腔9，所述接受孔8为均布在发动机的涡轮挡板7上的多个跑道型孔，所述跑道型孔数量与发动机涡轮转子叶片数量相同。跑道型孔的a-a截面如图4所示，型线由两段直线段和两段半圆弧构成，所述圆弧和线段连接处相切，所述圆弧、线段尺寸在涡轮挡板满足强度要求前提下尽可能大，确保接受孔8流通面积足够大以降低流阻损失，在一具体实施案例中圆弧、线段尺寸均为6mm。
27.在部分实施例中，预旋喷嘴4进出口气流压比，所述喷嘴外环5的收缩角为β1，所述喷嘴内环10的收缩角为β2，则，10
°
＜β1＜30
°
，10
°
＜β2＜30
°
。如图3a所示实施例中，β1=20
°
、β2=30
°
，出口流道为平直段。在如图3b所示的实施例中，喷嘴叶片11叶型为前缘、尾缘、吸力面、压力面四段曲线构成，前缘为直径d1为3.2mm左右的圆弧，能够在较大范围内适应来流攻角的变化，尾缘为直径d2为1.0mm的圆弧，吸力面和压力面为高阶贝塞尔曲线，各段曲线连接位置确保曲率连续。所述喷嘴叶片11安装角γ=34
°
，出口气流与发动机额线夹角α=12.4
°
，所述喷嘴通道喉部宽度d3为3.3mm。
28.在部分实施例中，所述引气孔2的数量n为：其中，为引气流量，t*为总温、p*为总压、k为气体常数、m为引气马赫数、ds为单个引气孔2的孔径，q（m）为流量函数。
29.在部分实施例中，ds范围为15mm-25mm，引气马赫数m为0.1-0.2。
30.在部分实施例中，预旋腔6为喷嘴外环5、喷嘴内环10和涡轮挡板7构成的一段环形腔。
31.以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变型，这些改进和变型也应视为本发明的保护范围。

技术特征：
1.一种低损失的发动机预旋供气系统，其特征在于，所述供气系统包括与燃烧室二股流通道出口连接的空气流路，所述空气流路包括依次联通的引气孔（2）、集气腔（3）、预旋喷嘴（4）、预旋腔（6）和接受孔（8），所述集气腔（3）和所述预旋腔（6）均为环形腔，所述预旋喷嘴（4）包括形成喷嘴流道的喷嘴外环（5）和喷嘴内环（10），以及设置在喷嘴流道内的喷嘴叶片（11），所述喷嘴外环（5）和所述喷嘴内环（10）子午型线为双向收缩。2.根据权利要求1所述的低损失的发动机预旋供气系统，其特征在于，所述引气孔（2）包括周向均布在所述集气腔（3）壁面上的多个圆柱形孔。3.根据权利要求1所述的低损失的发动机预旋供气系统，其特征在于，所述集气腔（3）的子午面视图呈渐扩式。4.根据权利要求1所述的低损失的发动机预旋供气系统，其特征在于，所述喷嘴流道与所述接受孔（8）的径向高度差为：其中，为所述预旋喷嘴（4）出口与所述接受孔（8）的轴向距离，v
r
为所述预旋喷嘴（4）出口气流的径向流速，v
z
为所述预旋喷嘴（4）出口气流的轴向流速，v
φ
为所述预旋喷嘴（4）出口气流的周向流速，r
p
为喷嘴流道的中心线与发动机中心线距离，喷嘴流道与所述接受孔（8）的径向高度差指所述接受孔（8）的几何中心与发动机中心线距离r
r
和喷嘴流道的中心线与发动机中心线距离r
p
的差值。5.根据权利要求1所述的低损失的发动机预旋供气系统，其特征在于，所述接受孔（8）为均布在发动机的涡轮挡板（7）上的多个跑道型孔，所述跑道型孔数量与发动机涡轮转子叶片数量相同。6.根据权利要求1所述的低损失的发动机预旋供气系统，其特征在于，所述喷嘴外环（5）的收缩角为β1，所述喷嘴内环（10）的收缩角为β2，则，10
°
＜β1＜30
°
，10
°
＜β2＜30
°
。7.根据权利要求1所述的低损失的发动机预旋供气系统，其特征在于，所述引气孔（2）的数量n为：其中，为引气流量，t*为总温、p*为总压、k为气体常数、m为引气马赫数、d
s
为单个引气孔（2）的孔径，q（m）为流量函数。8.根据权利要求7所述的低损失的发动机预旋供气系统，其特征在于，d
s
范围为15mm-25mm，引气马赫数m为0.1-0.2。

技术总结
本发明提供了一种低损失的发动机预旋供气系统，属于航空发动机及燃气轮机技术领域，包括与燃烧室二股流通道出口连接的空气流路，所述空气流路包括依次联通的引气孔、集气腔、预旋喷嘴、预旋腔和接受孔，所述集气腔和预旋腔均为环形腔，所述预旋喷嘴包括形成喷嘴流道的喷嘴外环和喷嘴内环，以及设置在喷嘴流道内的喷嘴叶片，所述喷嘴外环和喷嘴内环子午型线为双向收缩。该低损失的发动机预旋供气系统通过集气腔、喷嘴叶型、接受孔的改进创新可显著降低预旋供气系统的流动损失和冷却空气盘腔耗功，减少耗功量占高压涡轮总功率的0.5%；预旋效率高，预旋温降达85K。预旋温降达85K。预旋温降达85K。


技术研发人员：黄维娜 刘海祥 王彬 刘强军 陈丹青 谢强 杨家超 程域钊 魏东
受保护的技术使用者：中国航发四川燃气涡轮研究院
技术研发日：2023.05.08
技术公布日：2023/6/7