一种分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔

摘要

本发明公开了一种分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔，不同于传统航空发动机空气系统部件开设单一类型引气孔引气的冷却方式，而是分别在静子锥面和静子鼓筒面开设两种孔径的预旋喷嘴，在引气总流量不变的情况下，不仅能够实现冷却气流流量的合理分配和冷却部位的合理配置，从而实现精准冷却，还能缩短冷却气流在流道内的流通距离，显著降低转子对冷却气流的风阻做功量，降低气流熵产，提高冷气品质，还可以在保证锥壁获得全面良好的冷却状态下，对流出锥壁腔的气流的冷却品质进行一定的改善，使锥壁腔的下游部件获得更好的冷却效果。本发明符合空气系统流路的低熵产设计理念，可广泛应用在先进航空发动机空气系统的冷却方案设计中。

权利要求

1.一种分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔，由静子锥面、与所述静子锥面相对的转子锥面、篦齿元件以及与所述篦齿元件相对的静子鼓筒面形成，其特征在于：在所述静子锥面上沿高度方向的中间位置分别向上和向下偏差10mm范围内，沿所述静子锥面的周向设有一圈第一凸台，在所述第一凸台上设有多个第一预旋喷嘴；

在所述静子鼓筒面上，距离篦齿元件中靠近所述静子锥面的第一道齿8mm～12mm范围内，沿所述静子鼓筒面的周向设有一圈第二凸台，在所述第二凸台上设有多个第二预旋喷嘴；

各所述第一预旋喷嘴和各所述第二预旋喷嘴均以空间角度进行预旋送气；每个所述第一预旋喷嘴的空间角度为静子锥面法线以静子锥面母线为转轴顺时针旋转α，再以静子锥面法线为转轴逆时针旋转β得到；每个所述第二预旋喷嘴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，

10°≤α≤85°，0°≤β≤90°；

各所述第一预旋喷嘴的孔径大于各所述第二预旋喷嘴的孔径。

2.如权利要求1所述的分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔，其特征在于，所述第一预旋喷嘴的孔径与所述第二预旋喷嘴的孔径之比为1.3:1。

3.如权利要求2所述的分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔，其特征在于，所述第一预旋喷嘴的孔径范围为1.3mm～4mm。

4.如权利要求1所述的分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔，其特征在于，各所述第一预旋喷嘴的孔径相同。

5.如权利要求1所述的分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔，其特征在于，各所述第二预旋喷嘴的孔径相同。

6.如权利要求1所述的分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔，其特征在于，所述第一预旋喷嘴的数量为4个～60个。

7.如权利要求1所述的分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔，其特征在于，所述第二预旋喷嘴的数量为4个～60个。

8.一种航空发动机压气机，其特征在于，包括如权利要求1～7任一项所述的分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔。

9.一种航空发动机，其特征在于，包括如权利要求8所述的航空发动机压气机。

说明书

一种分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔

技术领域

[0001] 本发明涉及航空发动机领域，尤其涉及一种分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔。

背景技术

[0002] 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，合理分配冷却气流以及减小空气系统冷却气流的熵产，从而发掘其全部
降温潜力，是先进航空发动机设计成功与否的关键。

[0003] 压气机后轴径流路设计是空气系统设计中的重要内容。传统的压气机后轴径锥壁腔的引气方式主要是径向内流引气方式，如图1所示，气流(如图1所示的箭头所示)由锥壁
腔100(由静子锥面101和转子锥面102形成)的引气入口103引入，以径向内流的方式流过锥
壁腔100，对转子进行冷却，冷却后的气流继续向下游流动以冷却下游部件(包括篦齿元件
104和下游流道105)。在此种类型的引气方案中，由于冷气在流通过程中不断接收外界的热
量和风阻做功，熵产变大，温度会沿流动方向逐渐升高，冷却品质逐渐显著下降。因此，锥壁
的下半部分以及锥壁腔下游的部件往往不能达到良好的冷却效果。

[0004] 传统的航空发动机锥壁腔所采用的上述单一位置引气的冷却方案尽管能够满足早期发动机的冷却需求，但在先进航空发动机中，温度水平的进一步提升，传统方法由于没
能做到气流的合理分配和利用，因此不再适用。先进航空发动机空气系统的设计需要更为
精致的气流分配和利用方法。

发明内容

[0005] 有鉴于此，本发明提供了一种分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔，用以改善锥壁下半部分以及锥壁腔下游部件的冷却效果。

[0006] 本发明提供的一种分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔，由静子锥面、与所述静子锥面相对的转子锥面、篦齿元件以及与所述篦齿元件相对的静子鼓筒面形成，其
特征在于：

[0007] 在所述静子锥面上沿高度方向的中间位置分别向上和向下偏差10mm范围内，沿所述静子锥面的周向设有一圈第一凸台，在所述第一凸台上设有多个第一预旋喷嘴；

[0008] 在所述静子鼓筒面上，距离篦齿元件中靠近所述静子锥面的第一道齿8mm～12mm范围内，沿所述静子鼓筒面的周向设有一圈第二凸台，在所述第二凸台上设有多个第二预
旋喷嘴；

[0009] 各所述第一预旋喷嘴和各所述第二预旋喷嘴均以空间角度进行预旋送气；每个所述第一预旋喷嘴的空间角度为静子锥面法线以静子锥面母线为转轴顺时针旋转α，再以静
子锥面法线为转轴逆时针旋转β得到；每个所述第二预旋喷嘴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，10°≤α≤85°，0°≤β≤90°；

[0010] 各所述第一预旋喷嘴的孔径大于各所述第二预旋喷嘴的孔径。

[0011] 在一种可能的实现方式中，在本发明提供的上述分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔中，所述第一预旋喷嘴的孔径与所述第二预旋喷嘴的孔径之比为1.3:1。

[0012] 在一种可能的实现方式中，在本发明提供的上述分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔中，所述第一预旋喷嘴的孔径范围为1.3mm～4mm。

[0013] 在一种可能的实现方式中，在本发明提供的上述分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔中，各所述第一预旋喷嘴的孔径相同。

[0014] 在一种可能的实现方式中，在本发明提供的上述分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔中，各所述第二预旋喷嘴的孔径相同。

[0015] 在一种可能的实现方式中，在本发明提供的上述分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔中，所述第一预旋喷嘴的数量为4个～60个。

[0016] 在一种可能的实现方式中，在本发明提供的上述分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔中，所述第二预旋喷嘴的数量为4个～60个。

[0017] 本发明还提供了一种航空发动机压气机，包括本发明提供的上述分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔。

[0018] 本发明还提供了一种航空发动机，包括本发明提供的上述航空发动机压气机。

[0019] 本发明提供的上述分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔，不同于传统航空发动机空气系统部件经常采用的开设单一类型引气孔引气的冷却方式，而是分别在静子锥
面和静子鼓筒面开设两种孔径的预旋喷嘴，在引气总流量不变的情况下，不仅能够实现冷
却气流流量的合理分配和冷却部位的合理配置，从而实现精准冷却，还能缩短冷却气流在
流道内的流通距离，显著降低转子对冷却气流的风阻做功量，降低气流熵产，提高冷气品
质，并且，还可以在保证锥壁获得全面良好的冷却状态下，对流出锥壁腔的气流的冷却品质
进行一定的改善，使锥壁腔的下游部件获得更好的冷却效果。本发明符合空气系统流路的
低熵产设计理念，可以广泛应用在先进航空发动机空气系统的冷却方案设计中。

附图说明

[0020] 图1为传统的航空发动机压气机后轴径锥壁腔的结构示意图；

[0021] 图2为本发明提供的一种分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔的结构示意图；

[0022] 图3为本发明提供的一种分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔的局部结构示意图；

[0023] 图4为本发明提供的一种分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔中第一预旋喷嘴的空间角度示意图。

[0024] 附图标记说明：静子锥面1、转子锥面2、篦齿元件3、静子鼓筒面4、第一预旋喷嘴5、第一凸台6、第二预旋喷嘴7、下游流道8。

具体实施方式

[0025] 下面将结合本发明实施方式中的附图，对本发明实施方式中的技术方案进行清楚、完整的描述，显然，所描述的实施方式仅仅是作为例示，并非用于限制本发明。

[0026] 本发明提供的一种分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔，如图2所示，由静子锥面1、与静子锥面1相对的转子锥面2、篦齿元件3以及与篦齿元件3相对的静子鼓筒面4
形成；

[0027] 在静子锥面1上沿高度方向的中间位置分别向上和向下偏差10mm范围内，沿静子锥面1的周向设有一圈第一凸台，在第一凸台上设有多个第一预旋喷嘴5(图2仅示出一个第
一预旋喷嘴5)；由于静子件是薄壁件，为了使第一预旋喷嘴5达到设计的预旋效果，不能直
接在静子件上开孔，因此，在静子件的制造过程中在静子锥面1上需要开设第一预旋喷嘴5
的位置，采用车削的工艺加工出一圈第一凸台6(如图3所示)，在第一凸台6上采用钻孔工艺
开设多个第一预旋喷嘴5(图3示出三个第一预旋喷嘴5)，第一凸台6的具体尺寸无明确规
定，只需满足钻孔需求即可；

[0028] 在静子鼓筒面4上，距离篦齿元件3中靠近静子锥面1的第一道齿(如图2所示的A所示)8mm～12mm范围内，沿静子鼓筒面4的周向设有一圈第二凸台，在第二凸台上设有多个第
二预旋喷嘴7(图2仅示出一个第二预旋喷嘴7)；

[0029] 各第一预旋喷嘴5和各第二预旋喷嘴7均以空间角度进行预旋送气；下面以第一预旋喷嘴5为例说明第一预旋喷嘴5的空间角度的确定方法，如图4所示，转子按逆时针方向旋
转(如图4所示的粗线箭头所示)，假设第一预旋喷嘴5的初始状态的中轴线为静子锥面法线
(如图4所示的B所示)，首先将第一预旋喷嘴5以过中轴线的静子锥面母线(如图4所示的C所
示)为转轴进行顺时针旋转，旋转角度为α，α的可调范围为10°～85°，然后将第一预旋喷嘴5
以静子锥面法线为转轴进行逆时针旋转，旋转角度为β，β的可调范围为0°～90°，从而得到
第一预旋喷嘴5的空间角，即每个第一预旋喷嘴5的空间角度为静子锥面法线以静子锥面母
线为转轴顺时针旋转α，再以静子锥面法线为转轴逆时针旋转β得到；第二预旋喷嘴7的空间
角度的确定方法与第一预旋喷嘴5的空间角度的确定方法类似，在此不做赘述，即每个第二
预旋喷嘴7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，10°≤α≤85°，0°≤β≤90°；

[0030] 冷却气流从各第一预旋喷嘴5以强预旋的状态射入到锥壁腔中后分成两路：一路径向外流(如图2所示的流道内向上的箭头)冷却锥壁上半部分；另一路径向内流(如图2所
示的流道内向下的箭头)冷却锥壁下半部分。锥壁腔内的冷却气流被分成两路，每路冷却气
流在流道内的流通距离显著缩短，风阻做功量大幅降低，因此两路冷却气流都不会产生过
高的风阻温升，与传统冷却方案由于流通距离过长而产生较大熵产进而影响锥壁下半部分
及锥壁腔下游部件的冷却效果相比，可以改善对锥壁的冷却效果，尤其可以改善对锥壁下
半部分及锥壁腔下游部件的冷却效果。这打破了传统引气方案中由于流通距离过长而产生
较大熵产进而影响锥壁下半部分及锥壁腔下游部件冷却效果的束缚，最终可使锥壁获得较
为良好的整体冷却效果。并且，径向内流的气流冷却锥壁下半部分后与静子鼓筒面上的各
第二预旋喷嘴7引入的少量新鲜冷气掺混，冷却品质可以得到一定的改善后再向下游流通，
继续对锥壁腔下游部件(包括下游篦齿元件3和下游流道8)进行冷却，这样，能够进一步改
善下游部件的冷却效果。通过流热耦合数值计算验证可知，上述冷却方案较传统冷却方案
相比，锥壁下半部分及篦齿元件3处的最高温降可以达到150K；

[0031] 由于径向内流的冷却气流包括第一预旋喷嘴5引入的部分气流和第二预旋喷嘴7引入的气流，而径向外流的冷却气流只包含第一预旋喷嘴5引入的部分气流，因此，为了保
证整个锥壁的冷却效果均衡，可以设计各第一预旋喷嘴5的孔径大于各第二预旋喷嘴7的孔
径。

[0032] 优选地，在本发明提供的上述分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔中，可以将第一预旋喷嘴的孔径与第二预旋喷嘴的孔径之比设计为1.3:1。当然，第一预旋喷嘴的
孔径与第二预旋喷嘴的孔径之比并非局限于1.3:1，可以根据实际情况调整第一预旋喷嘴
的孔径与第二预旋喷嘴的孔径之比，在此不做限定。

[0033] 在具体实施时，在本发明提供的上述分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔中，预旋喷嘴的孔径由冷却气流的引气总流量确定，具体地，可以将第一预旋喷嘴的孔径控
制在1.3mm～4mm范围，在第一预旋喷嘴的孔径与第二预旋喷嘴的孔径之比和第一预旋喷嘴
的孔径确定之后，即可确定第二预旋喷嘴的孔径。

[0034] 优选地，为了保证整个锥壁的冷却效果均衡，在本发明提供的上述分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔中，可以将各第一预旋喷嘴的孔径设计为相同。

[0035] 优选地，为了保证锥壁腔下游部件的冷却效果均衡，在本发明提供的上述分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔中，可以将各第二预旋喷嘴的孔径设计为相同。

[0036] 在具体实施时，在本发明提供的上述分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔中，预旋喷嘴的数量由冷却气流的引气总流量确定，可以沿静子锥面的周向设置4～60个第
一预旋喷嘴。当然，第一预旋喷嘴的数量并非局限于此范围，可以根据锥壁腔的类型和所需
冷却效果等因素调整第一预旋喷嘴的数量，在此不做限定。

[0037] 在具体实施时，在本发明提供的上述分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔中，预旋喷嘴的数量由冷却气流的引气总流量确定，可以沿静子鼓筒面的周向设置4～60个
第二预旋喷嘴。当然，第二预旋喷嘴的数量并非局限于此范围，可以根据锥壁腔的类型和所
需冷却效果等因素调整第二预旋喷嘴的数量，在此不做限定。

[0038] 本发明提供的上述分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔，不同于传统航空发动机空气系统部件经常采用的开设单一类型引气孔引气的冷却方式，而是分别在静子锥
面和静子鼓筒面开设两种孔径的预旋喷嘴，在引气总流量不变的情况下，不仅能够实现冷
却气流流量的合理分配和冷却部位的合理配置，从而实现精准冷却，还能缩短冷却气流在
流道内的流通距离，显著降低转子对冷却气流的风阻做功量，降低气流熵产，提高冷气品
质，并且，还可以在保证锥壁获得全面良好的冷却状态下，对流出锥壁腔的气流的冷却品质
进行一定的改善，使锥壁腔的下游部件获得更好的冷却效果。本发明符合空气系统流路的
低熵产设计理念，可以广泛应用在先进航空发动机空气系统的冷却方案设计中。

[0039] 基于同一发明构思，本发明还提供了一种航空发动机压气机，包括本发明提供的上述分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔。本发明提供的上述航空发动机压气机的
具体实施与本发明提供的上述分流冷却的航空发动机压气机后轴径锥壁腔的具体实施类
似，在此不做赘述。

[0040] 基于同一发明构思，本发明还提供了一种航空发动机，包括本发明提供的上述航空发动机压气机。本发明提供的上述航空发动机的具体实施与本发明提供的上述分流冷却
的航空发动机压气机的具体实施类似，在此不做赘述。

[0041] 显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围
之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。