一种用于航空发动机的新型复合式减涡器引气系统的制作方法

本发明涉及航空发动机压气机二次空气系统减涡技术领域，尤其涉及一种用于航空发动机的新型复合式减涡器引气系统。

背景技术：

随着航空发动机技术的不断提高，如涡轮叶片等部件的工作环境温度、压力也随之不断提高，为了确保高温部件的可靠性和耐久性，新型高效材料以及高效冷却技术不断被应用。对于高效冷却技术，主要是通过从压气机某级引出高压冷却气体，进行相关部件的冷却及封严工作，在引气过程中需要考虑沿程的压降、温升问题，这使得设计出高效的引气流路变得尤为关键。因此引气流路的设计目标主要是减小引气过程的压力损失、保证高温部件冷却气体的供给压力以及封严压力。

现阶段较为先进的航空发动机采用在压气机级间开孔的方式实现由径向引气到轴向，但是在径向引气过程中，由于气体由高半径向低半径流动，自由涡发展较为剧烈，产生的压力损失较大，通过安装减涡器的形式可以有效的减弱涡流的发展，从而达到降低径向内流过程的压力损失。

目前单一管式减涡器装置，通过安装减涡管，将气流从主流通道引入中心轴腔，能减小进气压力损失。但是单一管式减涡器装置的减涡管在较长时，压力损失较小，此时减涡器运行过程中较容易产生振动，一定程度上威胁了发动机稳定的运行。

技术实现要素：

本发明所要解决的技术问题是针对背景技术中所涉及到的缺陷，提供一种用于航空发动机的新型复合式减涡器引气系统。

本发明为解决上述技术问题采用以下技术方案：

一种用于航空发动机的新型复合式减涡器引气系统，所述航空发动机压气机的引气通道内设置压气机盘腔，所述新型减涡器设置在所述的压气机盘腔内，所述新型减涡器结构包括第一减涡盘、第二减涡盘、支撑环、若干减涡管、以及若干翅片；

所述第一减涡盘、第二减涡盘均呈圆环状，分别固定在压气机盘腔的两个盘腔面的内壁上，且均和压气机盘腔同轴；

所述支撑环设置在第一减涡盘和第二减涡盘之间，两侧分别和第一减涡盘、第二减涡盘固连，且支撑环和压气机盘腔同轴；

所述支撑环的侧壁沿其周向均衡设有若干和所述减涡管一一对应的通孔，所述若干减涡管一一对应设置在支撑环侧壁的通孔中、位于同一平面，且减涡管的轴线均指向支撑环的圆心；

所述若干翅片在所述第一减涡盘靠近支撑环的一侧周向均衡设置、和所述第一减涡盘垂直固连；所述若干翅片同时设置在支撑环外侧或内侧，且翅片所在平面经过第一减涡盘的圆心。

作为本发明一种用于航空发动机的新型复合式减涡器引气系统进一步的优化方案，所述减涡管的截面形状为圆形或正多边形。

作为本发明一种用于航空发动机的新型复合式减涡器引气系统进一步的优化方案，所述翅片的数量和所述减涡管的数量相同，且翅片和减涡管一一对应，减涡管的轴线位于其对应翅片所在平面上。

作为本发明一种用于航空发动机的新型复合式减涡器引气系统进一步的优化方案，所述第一减涡盘、第二减涡盘周向均匀设有若干螺纹孔，分别和压气机盘腔的两个盘腔面的内壁通过螺栓固连。

本发明还公开了另外一种用于航空发动机的新型复合式减涡器引气系统，所述航空发动机压气机的引气通道内设置压气机盘腔，所述新型减涡器设置在所述的压气机盘腔内，所述新型减涡器结构包括第一减涡盘、第二减涡盘、支撑环、若干减涡管、以及若干隔板；

所述第一减涡盘、第二减涡盘均呈圆环状，分别固定在压气机盘腔的两个盘腔面的内壁上，且均和压气机盘腔同轴；

所述支撑环设置在第一减涡盘和第二减涡盘之间，两侧分别和第一减涡盘、第二减涡盘固连，且支撑环和压气机盘腔同轴；

所述支撑环的侧壁沿其周向均衡设有若干和所述减涡管一一对应的通孔，所述若干减涡管一一对应设置在支撑环侧壁的通孔中、位于同一平面，且减涡管的轴线均指向支撑环的圆心；

所述若干隔板在所述第一减涡盘、第二减涡盘之间周向均衡设置、分别和所述第一减涡盘、第二减涡盘垂直固连；所述若干隔板同时设置在支撑环外侧或内侧，且隔板所在平面经过第一减涡盘的圆心。

作为该另一种用于航空发动机的新型复合式减涡器引气系统进一步的优化方案，所述减涡管的截面形状为圆形或正多边形。

作为该另一种用于航空发动机的新型复合式减涡器引气系统进一步的优化方案，所述隔板的数量和所述减涡管的数量相同，且隔板和减涡管一一对应，减涡管的轴线位于其对应隔板所在平面上。

作为该另一种用于航空发动机的新型复合式减涡器引气系统进一步的优化方案，所述第一减涡盘、第二减涡盘周向均匀设有若干螺纹孔，分别和压气机盘腔的两个盘腔面的内壁通过螺栓固连。

本发明采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：

本发明通过复合翅片或隔板减小减涡管长度，弥补了单一管式减涡器振动问题，较好的解决了径向内流盘腔内自由涡发展剧烈的问题，降低了引气过程中的压力损失。

附图说明

图1是根据本发明的复合式减涡器在压气机盘腔中安装的一个实施例的示意图；

图2是根据本发明的翅片和减涡管复合的一种减涡器结构立体示意图；

图3是根据本发明的翅片和减涡管复合的一种减涡器结构俯视图；

图4是根据本发明的隔板和减涡管复合的一种减涡器结构立体示意图；

图5是根据本发明的翅片和减涡管复合的一种减涡器结构俯视图；

图6是根据本发明的隔板和减涡管复合的一种减涡器结构立体示意图；

图7是根据本发明的翅片和减涡管复合的一种减涡器结构立体示意图；

图8是根据本发明的带六边形减涡管的减涡器结构俯视图。

图中标号：1-进气鼓筒孔，2-翅片，3-第二减涡盘，4-第一减涡盘，5-螺纹孔，6-压气机的一个盘腔，7-压气机的另一个盘腔，8-减涡管，9-支撑环。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的技术方案做进一步的详细说明：

本发明可以以许多不同的形式实现，而不应当认为限于这里所述的实施例。相反，提供这些实施例以便使本公开透彻且完整，并且将向本领域技术人员充分表达本发明的范围。在附图中，为了清楚起见放大了组件。

如图1所示，本发明公开了一种一种用于航空发动机的新型复合式减涡器引气系统，所述航空发动机压气机的引气通道内设置压气机盘腔，所述新型减涡器设置在所述的压气机盘腔内，所述新型减涡器结构包括第一减涡盘、第二减涡盘、支撑环、若干减涡管、以及若干翅片；

所述第一减涡盘、第二减涡盘均呈圆环状，分别固定在压气机盘腔的两个盘腔面的内壁上，且均和压气机盘腔同轴；

所述支撑环设置在第一减涡盘和第二减涡盘之间，两侧分别和第一减涡盘、第二减涡盘固连，且支撑环和压气机盘腔同轴；

所述支撑环的侧壁沿其周向均衡设有若干和所述减涡管一一对应的通孔，所述若干减涡管一一对应设置在支撑环侧壁的通孔中、位于同一平面，且减涡管的轴线均指向支撑环的圆心；

如图2所示，所述若干翅片在所述第一减涡盘靠近支撑环的一侧周向均衡设置、和所述第一减涡盘垂直固连；所述若干翅片同时设置在支撑环外侧或内侧，且翅片所在平面经过第一减涡盘的圆心。

如图3所示，所述减涡管的截面形状为圆形或正多边形。比较好的一个方案是，翅片的数量和所述减涡管的数量相同，且翅片和减涡管一一对应，减涡管的轴线位于其对应翅片所在平面上。

图1中可以看出，所述第一减涡盘、第二减涡盘周向均匀设有若干螺纹孔，分别和压气机盘腔的两个盘腔面的内壁通过螺栓固连。

如图4所示，本发明还公开了另外一种用于航空发动机的新型复合式减涡器引气系统，所述航空发动机压气机的引气通道内设置压气机盘腔，所述新型减涡器设置在所述的压气机盘腔内，所述新型减涡器结构包括第一减涡盘、第二减涡盘、支撑环、若干减涡管、以及若干隔板；

所述第一减涡盘、第二减涡盘均呈圆环状，分别固定在压气机盘腔的两个盘腔面的内壁上，且均和压气机盘腔同轴；

所述支撑环设置在第一减涡盘和第二减涡盘之间，两侧分别和第一减涡盘、第二减涡盘固连，且支撑环和压气机盘腔同轴；

如图6所示，所述支撑环的侧壁沿其周向均衡设有若干和所述减涡管一一对应的通孔，所述若干减涡管一一对应设置在支撑环侧壁的通孔中、位于同一平面，且减涡管的轴线均指向支撑环的圆心；

所述若干隔板在所述第一减涡盘、第二减涡盘之间周向均衡设置、分别和所述第一减涡盘、第二减涡盘垂直固连；所述若干隔板同时设置在支撑环外侧或内侧，且隔板所在平面经过第一减涡盘的圆心。

如图5所示，采用隔板时，所述减涡管的截面形状为圆形或正多边形。比较好的一种方案是，隔板的数量和所述减涡管的数量相同，且隔板和减涡管一一对应，减涡管的轴线位于其对应隔板所在平面上。

图2是翅片在支撑环外侧的示意图，而图7是翅片在支撑环内侧的示意图。

如图8所示，减涡管的截面形状采用正六边形时的示意图，采用相同截面积的六边形截面管的压力损失要小于采用圆形截面管。

本发明的复合式减涡器引气系统，弥补了单一管式减涡器振动问题，较好的解决了径向内流盘腔内自由涡发展剧烈的问题，降低了引气过程中的压力损失。

本技术领域技术人员可以理解的是，除非另外定义，这里使用的所有术语（包括技术术语和科学术语）具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。

以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。