[发明专利]航空发动机高压涡轮冷却气流路布置结构

说明书

技术领域

本发明涉及航空发动机涡轮冷却系统部件结构，具体涉及一种航空发动机高压涡轮冷却气流路的布置结构。

背景技术

航空发动机涡轮冷却部件设计，在确保发动机整体性能的前提下，应尽量降低零部件的工作温度，保证所有零件均能在材料的允许温度范围内工作，从而确保结构的有效性以及功能、寿命满足设计要求。除此之外，还要尽量降低零部件的重量，减少飞机自身载荷。某型号发动机高压涡轮由一级涡轮和二级涡轮构成，一级涡轮和二级涡轮的导向器叶片均采用空心强制对流冷却，其冷却气来源于高压压气机提供的未参与燃烧的二次气流。将二次气流从一级涡轮导向器前端的集气腔引导至二级涡轮导向器的集气腔，气体掺混均匀后注入到二级涡轮导向器的空心叶片中，从而实现对二级涡轮导向器叶片的冷却。二次气流常规的引气方式，是通过一级涡轮的双层机匣和二级涡轮双层机匣的环形空间，将二次气流从一级涡轮导向器前端的集气腔引导至二级涡轮导向器的集气腔。常规的这种通过双层机匣环形空间引气方式，其气路结构存在明显的不足：1双层结构机匣，机匣结构复杂且重量较大；2、连接结构较多，且外层机匣多为板金构件，加工变形大，装配复杂；3、二次气流虽然能够通过外层机匣与外涵道进行热交换，但同时也从内层机匣表面吸收热量，因此冷却气流降温效果低。

发明内容

针对现有结构的不足，本发明的目的旨在提供一种新的航空发动机高压涡轮冷却气流路布置结构，以简化零部件的结构和降低自身重量，降低冷却气体的自身温度，提高冷却效率。

基于上述发明目的，本发明提供航空发动机高压涡轮冷却气流路布置结构，其构成包括于发动机外涵道内围绕一级涡轮机匣外侧设置的若干根导流冷却气的前引气管和围绕二级涡轮机匣外侧设置的若干根导流冷却气的后引气管，所述前引气管的进口端安装在一级涡轮机匣前安装座安装孔内，出口端安装在一级涡轮机匣后安装边安装孔内，前引气管进口与一级涡轮导向器的集气腔连通；所述后引气管的出口端安装在二级涡轮机匣后安装座安装孔内，进口端安装在二级涡轮机匣前安装边安装孔内，后引气管的出口与二级涡轮导向器的集气腔连通，后引气管进口与前引气管出口相对设置连通。

在本发明的上述技术方案中，所述前引气管最好是相对于一级涡轮机匣外侧悬空均匀设置在发动机外涵道内，使得前引气管完全置于外涵道内的低温气体中，有利于热交换。

在本发明的上述技术方案中，一级涡轮机匣上的前安装座周向外缘优先设计为凸凹梅花结构，于凸缘部分设置安装孔，凹缘部分有利于减轻装置重量。

在本发明的上述技术方案中，一级涡轮机匣上的前安装座安装孔设计有用于轴向定位前引气管的止口，避免使用螺钉螺母来固定，有利于减轻装置重量。

在本发明的上述技术方案中，前引气管与前安装座安装孔相配合的一端为直管壁端，与后安装边安装孔相配合的一端为扩口端，扩口直径大于安装孔内径，有利于与后引气管口对接。

在本发明的上述技术方案中，优先将前引气管设计成其两安装端的管壁厚度大于中间主体部分的管壁厚度，既有利于中间主体管部分进行热交换，又可减小前引气管的重量。

在本发明的上述技术方案中，所述后引气管最好是相对于二级涡轮机匣外侧悬空均匀设置在发动机外涵道内，使得后引气管完全置于外涵道内的低温气体中，有利于热交换。

在本发明的上述技术方案中，二级涡轮机匣上的后安装座周向外缘优先设计为凸凹梅花结构，凸缘用于设置安装孔，凹缘有利于减轻装置重量。

在本发明的上述技术方案中，二级涡轮机匣上的后安装座安装孔设计有用于轴向定位后引气管的止口，避免使用螺钉螺母来固定，有利于减轻装置重量。

在本发明的上述技术方案中，优先将后引气管设计成其两安装端的管壁厚度大于中间主体部分的管壁厚度，既有利于中间主体管部分进行热交换，又可减小前引气管的重量。

本发明的上述方法中，前、后引气管的数量、管径和周向分布角度以及其相对于机匣的放置高度可根据需求任意选定。

与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：

1、本发明所述航空发动机高压涡轮冷却气流路布置结构，采用多根悬空均匀设置在外涵道内的引气管来导流冷却气体，相比现有技术的双层机匣引气结构，引气管道悬空位于外涵道内的低温气体中，气流流经一定行程的管路，由于引气管道内外存在较大温差，通过管壁自动产生对流换热，管内气体热量由外涵道气体带走，温度降低，换热效率大大提高，降温后的气体参与后面的冷却时，能有效提高冷却效率。