[发明专利]高压涡轮冷却供气系统和航空发动机

说明书

本公开涉及一种高压涡轮冷却供气系统和航空发动机。其中，高压涡轮冷却供气系统包括：鼓筒，设置在高压压气机的相邻叶片下方，用于连接压气机盘，其设有鼓筒孔，用于连通相邻叶片的叶根之间引气腔和压气机盘腔；和减涡管，其包括在朝着引气方向上依序设置的径向段和轴向段；其中，径向段设置在鼓筒内侧的压气机盘腔内且其长度方向与高压压气机的径向一致，轴向段轴向延伸并穿过高压压气机盘心和高压涡轮一级盘心。气流从压气机叶片根部的鼓筒孔引气进入压气机盘腔后，进入径向段和轴向段，并通过轴向段流动到涡轮盘心处，继而进入涡轮盘腔，消除了传统减涡器出口因旋流比过大和气流轴向转向导致压力损失过大的问题。

技术领域

本公开涉及航空发动机领域，尤其涉及一种高压涡轮冷却供气系统和航空发动机。

背景技术

民用燃气涡轮发动机一般采用两级高压涡轮，因温度较高，两级高压涡轮叶片均需要采用冷气进行冷却。第一级涡轮叶片冷却系统一般直接采用压气机出口的气流。第二级涡轮叶片的冷却系统一般通过压气机中间某级叶片根部引气，气流通过压气机鼓筒孔后径向向内流动，穿过压气机盘心和涡轮盘心后，通过两级涡轮盘腔之间的轴颈孔进入涡轮盘腔，并最终由涡轮盘腔进入二级涡轮叶片进口冷却涡轮叶片。这种冷却系统的冷气在压气机盘腔内部径向向内流动为自由涡，气流旋流比会变得很大，周向速度分量过高，导致气流压力损失较大。通常在流路中需采用减涡器结构。目前广泛采用的减涡器结构为管式减涡器。

图1是传统的燃气涡轮发动机高压涡轮二级动叶冷却供气系统。如图1所示，冷却系统从压气机a1的中间级引气，经鼓筒孔a2进入压气机内部盘腔，盘腔内采用减涡管a3，沿压气机a1的各盘和高压轴a4形成的通道一路往后流动，经过高压涡轮一级盘a5和高压轴a4形成的通道后进入高压涡轮轴颈a6上的轴颈孔a7，然后通过高压涡轮1级盘a5和高压涡轮2级盘a8的盘腔后进入高压涡轮二级冷却叶片9，完成整个供气过程。

传统的燃气涡轮发动机高压涡轮二级动叶冷却供气系统中广泛采用的减涡器只在压气机盘腔内有一个径向段，在减涡器内可以将气流约束到旋流比为1，但是在减涡器出口位置气流仍存在径向流动，旋流比会增长到比较大，会产生较大的压力损失，且气流变为水平方向拐弯又带来了压力损失。同时，气流从减涡器出口往后流动过程中，进入涡轮一二级盘之间的轴颈孔时，因气流速度需要较大的转折，又会产生额外的损失。因上述两种压力损失的存在，在引气压力或引气面积不变的情况下，可能导致涡轮叶片冷却流量不足，给发动机安全带来危害；若同样将涡轮叶片冷却到相应水平，需要的冷却空气流量将增大，造成气流的浪费，降低了发动机效率。

另外，气流从减涡器出口到涡轮轴颈孔之间流动时，因压气机盘的摩擦和换热，导致温度存在较大的升高，从而提高了二级涡轮叶片冷气进口温度。

发明内容

经发明人研究发现，相关技术中存在供气压力损失较大的问题。

有鉴于此，本公开实施例提供一种高压涡轮冷却供气系统和航空发动机，能够减小供气压力损失，提高发动机效率。

在本公开的一个方面，提供一种高压涡轮冷却供气系统，包括：

鼓筒，设置在高压压气机的相邻叶片下方，用于连接压气机盘，其设有鼓筒孔，用于连通相邻叶片的叶根之间引气腔和压气机盘腔；和

减涡管，其包括在朝着引气方向上依序设置的径向段和轴向段；

其中，径向段设置在鼓筒内侧的压气机盘腔内且其长度方向与高压压气机的径向一致，轴向段轴向延伸并穿过高压压气机盘心和高压涡轮一级盘心。

在一些实施例中，还包括涡轮级间轴颈，其设有与涡轮盘腔相通的轴颈孔，减涡管还包括设置在轴向段的出口端的弯头，弯头的出气口为减涡管的出气口，其朝向轴颈孔。

在一些实施例中，弯头的出气口正对轴颈孔。

在一些实施例中，弯头的出气口的中心线与轴向段的中心线的夹角为30°～60°。