[发明专利]一种减弱篦齿盘前方耗散涡的引气布局

说明书

本发明公开了一种减弱篦齿盘前方耗散涡的引气布局，在静子鼓筒面上篦齿盘的上游位置，沿周向设置多个预旋喷嘴作为引气入口，这样，引气入口引入的气流与径向内流的气流掺混后，不仅可以提高冷却品质，之后继续向下游流动，改善对篦齿盘及下游的部件的冷却效果，还能对篦齿盘前方的耗散涡结构进行冲击，减弱甚至破坏耗散涡，从而实现对压气机后轴径锥壁腔内流动结构的主动控制，使得篦齿盘前方不易形成耗散涡结构，进而降低篦齿盘前方的风阻温升，改善冷却品质。

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种减弱篦齿盘前方耗散涡的引气布局。

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，减小空气系统冷却气流的熵产，从而发掘冷却气流的全部降温潜力，是航空发动机设计成功与否的关键。

通常情况下，为了满足轴向力调节的需求，航空发动机空气系统中安装有篦齿盘结构。为了实现轴向力的调节，通常需要设计出半径较大的篦齿盘。篦齿盘与转子连接处距篦齿的距离较大，从而形成了一个“死胡同”，气体容易在这个区域形成较大范围的耗散涡结构，这使得该区域的温度分布迅速恶化。图1为传统的锥壁腔引气方案，图1中的箭头表示气流方向，在篦齿盘100前方存在显著的耗散涡结构，其耗散涡结构数值计算结果如图2所示。

在航空发动机空气系统设计中，对于锥壁腔内径向内流的引气方式而言，传统设计中通常忽略上游来流在篦齿盘前形成的耗散涡带来的温升影响。随着新一代发动机工作范围越来越广，推重比越来越高，在一些极端恶劣的工况下，发动机热端部件的温度越来越高，精细化设计空气系统流路来降低风阻温升越来越关键，对于这种引起温升的涡系结构应该加以处理。然而，目前还没有一种代价小而又能有效抑制高半径篦齿盘前方耗散涡形成的设计。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种减弱篦齿盘前方耗散涡的引气布局，用以有效抑制篦齿盘前方的耗散涡。

本发明提供的一种减弱篦齿盘前方耗散涡的引气布局：

在与篦齿盘相对的静子鼓筒面上，距离篦齿盘中位于气流上游的第一道齿8mm～10mm范围内，沿所述静子鼓筒面的周向设有一圈凸台，在所述凸台上设有多个预旋喷嘴，作为引气入口；

所述引气入口以空间角度进行预旋送气，所述引气入口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，75°≤α≤85°，30°≤β≤60°。

在一种可能的实现方式中，在本发明提供的上述减弱篦齿盘前方耗散涡的引气布局中，所述引气入口的孔径范围为1mm～2mm。

在一种可能的实现方式中，在本发明提供的上述减弱篦齿盘前方耗散涡的引气布局中，所述引气入口包含的各预旋喷嘴的孔径相同。

在一种可能的实现方式中，在本发明提供的上述减弱篦齿盘前方耗散涡的引气布局中，所述引气入口包含的预旋喷嘴的数量为8个～60个。

本发明提供的上述减弱篦齿盘前方耗散涡的引气布局，在静子鼓筒面上篦齿盘的上游位置，沿周向设置多个预旋喷嘴作为引气入口，这样，引气入口引入的气流与径向内流的气流掺混后，不仅可以提高冷却品质，之后继续向下游流动，改善对篦齿盘及下游的部件的冷却效果，还能对篦齿盘前方的耗散涡结构进行冲击，减弱甚至破坏耗散涡，从而实现对压气机后轴径锥壁腔内流动结构的主动控制，使得篦齿盘前方不易形成耗散涡结构，进而降低篦齿盘前方的风阻温升，改善冷却品质。

附图说明

图1为传统的锥壁腔引气方案示意图；