涡轮叶片冷气供应装置和航空发动机的制作方法

1.本发明涉及涡轮叶轮冷却技术领域，尤其涉及一种涡轮叶片冷气供应装置和航空发动机。


背景技术：

2.发动机从压气机叶尖引气到涡轮处，对涡轮叶片等部件进行冷却。冷却气体需要通过若干引气管引出，引气管沿径向连接到涡轮机匣上的安装座，安装座径向向内连接环形集气腔。集气腔下游为涡轮导叶或涡轮级间机匣整流叶片。引气管一般沿周向均匀分布，涡轮导叶和整流叶片在周向上均是离散结构，沿周向分布有若干数量。冷气经引气管和安装座进入集气腔，然后进入涡轮导向叶片或者整流叶片，冷却叶片后进入发动机内部进行进一步冷却。
3.集气腔为发动机内部的环形腔体，用于搜集引气管的气流，通过一定程度的稳压后进入下游冷却涡轮导叶或者整流叶片。理想情况下，气流在集气腔中动压完全耗散，气流可以均匀进入下游。但实际上，集气腔尺寸有限，引气管周向的数量有限，引气管出来气流为射流状态并不能完全耗散；且集气腔下游的涡轮导叶和整流叶片等结构也是周向离散的，且数量一般大于引气管数量，因此，正对气流的叶片感受到冲击，进入的冷气流量较大，而没有正对气流的叶片压力较小，冷气流量较小，因冷气流量的差别将导致周向各叶片的温度场不均匀，进而导致叶片乃至涡轮机匣变形不均匀。相关不均匀可能导致涡轮叶片转静子之间出现碰磨情况，影响发动机安全。
4.需要说明的是，公开于本发明背景技术部分的信息仅仅旨在增加对本发明的总体背景的理解，而不应当被视为承认或以任何形式暗示该信息构成已为本领域技术人员所公知的现有技术。


技术实现要素：

5.本发明实施例提供一种涡轮叶片冷气供应装置和航空发动机，以使涡轮叶片得到更加均匀的冷却。
6.根据本发明的一个方面，提供一种涡轮叶片冷气供应装置，包括：
7.集气腔；
8.多个涡轮叶片，设置于集气腔的下游；
9.引气管，与集气腔连通以将用于冷却涡轮叶片的冷气输送至集气腔内；和
10.整流装置，设置在引气管的出口，被配置为使流出引气管的气流更加均匀。
11.在一些实施例中，整流装置包括整流板，整流板上设有多个通孔。
12.在一些实施例中，多个通孔自整流板的中心向外呈放射状分布，远离整流板中心的通孔的通流面积大于靠近整流板中心的通孔的通流面积。
13.在一些实施例中，通孔包括第一通孔和多个第二通孔，第一通孔的轴线与引气管的轴线共线，第二通孔的轴线不与引气管的轴线共线，第二通孔的轴线相对于引气管的轴
线向远离整流板中心的方向倾斜。
14.在一些实施例中，远离第一通孔的第二通孔的轴线倾斜程度大于靠近第一通孔的第二通孔的轴线倾斜程度。
15.在一些实施例中，引气管包括引气管段和位于引气管段下游的延长管段，延长管段的过轴线的截面为梯形，距离第一通孔最远的第二通孔的轴线与梯形的斜边相互平行。
16.在一些实施例中，在远离整流板中心的方向上，两个通孔之间的距离逐渐减小。
17.在一些实施例中，引气管包括引气管段和位于引气管段下游的延长管段，整流装置设置在延长管段的出口，延长管段的出口的通流面积大于引气管的出口的通流面积。
18.在一些实施例中，延长管段的通流面积沿气流流动方向逐渐增大。
19.在一些实施例中，延长管段的过轴线的截面为梯形，梯形的两斜边的延长线的夹角为30
°
～120
°
。
20.在一些实施例中，延长管段设置于集气腔的内部。
21.根据本发明的另一个方面，提供一种航空发动机，包括上述的涡轮叶片冷气供应装置。
22.基于上述技术方案，本发明实施例通过设置整流装置，使得流出引气管的气流更加均匀，也可以降低气流的射流速度，进而使各个涡轮叶片得到更加均匀的冷却，避免各个涡轮叶片因不均匀冷却而导致局部变形，进而避免涡轮叶片转静子之间出现碰磨情况，提高发动机的安全性。
附图说明
23.此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本技术的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
24.图1为本发明涡轮叶片冷气供应装置一个实施例的结构示意图。
25.图2为本发明涡轮叶片冷气供应装置一个实施例的主视图。
26.图3为本发明涡轮叶片冷气供应装置一个实施例中的部分结构示意图。
27.图4为本发明涡轮叶片冷气供应装置一个实施例中整流装置的结构示意图。
28.图中：
29.1、集气腔；2、涡轮叶片；3、引气管；31、引气管段；32、延长管段；4、整流装置；41、通孔；5、安装座；6、机匣。
具体实施方式
30.下面将结合本发明实施例中的附图，对实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
31.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“横向”、“纵向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“上”、“下”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对
本发明保护范围的限制。
32.如图1所示，在本发明提供的涡轮叶片冷气供应装置的一个实施例中，该供应装置包括集气腔1、引气管3、整流装置4和多个涡轮叶片2，多个涡轮叶片2设置于集气腔1的下游，引气管3与集气腔1连通以将用于冷却涡轮叶片2的冷气输送至集气腔1内，整流装置4设置在引气管3的出口，整流装置4被配置为使流出引气管3的气流更加均匀。
33.通过设置整流装置4，使得流出引气管3的气流更加均匀，进而使各个涡轮叶片2得到更加均匀的冷却，也可以降低气流的射流速度，避免各个涡轮叶片2因不均匀冷却而导致局部变形，进而避免涡轮叶片2转静子之间出现碰磨情况，提高发动机的安全性。
34.如图2所示，集气腔1为设置于发动机内部的环形腔体，可通过安装座5和机匣6围成。集气腔1收集引气管3所输送的气流，气流在集气腔1内经稳压后进入位于集气腔1下游的涡轮叶片2处，对涡轮叶片2进行冷却，防止涡轮叶片2受到高温冲击而变形或损坏，保证发动机的工作安全性。
35.涡轮叶片2可以为静叶，比如导向叶片或者整流叶片等，这些叶片不随涡轮的转子转动，因此不能通过叶片的转动得到均匀冷却，本发明实施例通过设置整流装置4，可以使这些叶片得到更加均匀的冷却。
36.在一些实施例中，整流装置4包括整流板，整流板上设有多个通孔41。
37.整流板为平板式结构，其上设置多个通孔41，可以避免气流成股流出，使气流流出时覆盖的面积更大，提高流出气流的均匀性。
38.整流板设置在引气管3的出口，使引气管3中的气体通过通孔41流出，从而达到整流的作用，使流出的气流更加均匀，从而使涡轮叶片2得到更加均匀的冷却。
39.在一些实施例中，多个通孔41在整流板上均匀布置，进一步提高气流的均匀性。
40.如图4所示，在一些实施例中，多个通孔41自整流板的中心向外呈放射状分布，远离整流板中心的通孔41的通流面积大于靠近整流板中心的通孔41的通流面积。该设置与引气管3出口压力呈现的中间压力高外围压力低的特点一致，可以使气流更容易地沿径向向外扩散，实现流出气流的均匀性。
41.如图3所示，在一些实施例中，通孔41包括一个第一通孔和多个第二通孔，第一通孔的轴线与引气管3的轴线共线，第二通孔的轴线不与引气管3的轴线共线，第二通孔的轴线相对于引气管3的轴线向远离整流板中心的方向倾斜。
42.第一通孔位于整流板的中心，为正对引气管3的通孔，该通孔的轴线与引气管3的轴线共线。除了正对引气管3的通孔外，其他与引气管3非正对的通孔为第二通孔，第二通孔的轴线相对于引气管3的轴线向远离整流板中心的方向倾斜，这样设置的目的是使气流流出时具有斜向向外流出的效果，更有利于流出气流的扩散，提高流出气流所覆盖的范围，从而增大可得到冷却的单个涡轮叶片2的面积或增加可得到冷却的涡轮叶片2的数量，实现多个涡轮叶片2的冷却均匀性。
43.在一些实施例中，远离第一通孔的第二通孔的轴线倾斜程度大于靠近第一通孔的第二通孔的轴线倾斜程度。在远离整流板中心的方向上，第二通孔的倾斜程度逐渐增大。
44.倾斜程度指的是第二通孔的轴线相对于引气管3的轴线所倾斜的角度，该角度为第二通孔的轴线和引气管3的轴线之间的夹角，该夹角越大，第二通孔的轴线相对于引气管3的轴线的倾斜程度越大。
45.在一些实施例中，引气管3包括引气管段31和位于引气管段31下游的延长管段32，整流装置4设置在延长管段32的出口，延长管段32的过轴线的截面为梯形，距离第一通孔最远的第二通孔的轴线与梯形的斜边相互平行。这样设置的好处是，可以使贴着延长管段32的内壁流出的气流顺着距离第一通孔最远的第二通孔流出，避免这部分气流的流出方向在经过通孔时发生改变，降低这部分气流的流出阻力，保证气流顺场地流出。
46.在一些实施例中，在远离整流板中心的方向上，两个通孔41之间的距离逐渐减小。这样设置可以使距离整流板中心较远的通孔41之间的间距更小，通孔41布置更加密集，使气流能在远离整流板中心的位置更加容易地流出。
47.在一些实施例中，引气管3包括引气管段31和位于引气管段31下游的延长管段32，整流装置4设置在延长管段32的出口，延长管段32的出口的通流面积大于引气管3的出口的通流面积。
48.通过设置延长管段32，可以增大气流流出时所能覆盖的面积，增大冷却面积，从而使冷却气流更加均匀地分配至各个涡轮叶片处，使各个涡轮叶片均能得到冷却；延长管段32还可以降低射流速度，避免直接冲击正对引气管3的涡轮叶片2，更有利于使气流沿径向分散，进一步增大冷气覆盖面积。
49.引气管段31和延长管段32可以为独立的两段管，并通过螺纹连接或者焊接连接等方式进行连接；引气管段31和延长管段32也可以一体成型。
50.在一些实施例中，延长管段32的通流面积沿气流流动方向逐渐增大。
51.如图3所示，在一些实施例中，延长管段32的过轴线的截面为梯形，梯形的两斜边的延长线的夹角为α，大小为0
°
～180
°
，可选地为30
°
～120
°
，比如30
°
、60
°
、90
°
或120
°
等。
52.在一些实施例中，延长管段32设置于集气腔1的内部。这样便于引气管3的安装。
53.在上述各个实施例中，涡轮叶片2、引气管3、整流装置4和通孔41的数量可以灵活设置。
54.通过对本发明涡轮叶片冷气供应装置多个实施例的说明，可以看到在本发明涡轮叶片冷气供应装置实施例中，气流从引气管段31进入延长管段32，然后进入整流装置4，通过通孔41进入集气腔1内。由于延长管段32的扩张效果，射流速度极大地降低；且由于整流装置4的上多个通孔41的导流作用，较低速度的射流呈放射状扩散地进入集气腔1，增加了冷气覆盖面积，冷气不再直接冲击引气管3正对着的涡轮叶片2，因气流沿周向发散，射流速度在周向上具有较大分量，使集气腔1中的气流获得周向速度，气流可以更好地输运至稍微偏离引气管3的轴线的涡轮叶片2处；因射流速度降低更容易耗散，且周向上覆盖面积增大，提高了周向输运效果；同时由于第二通孔的通流面积在远离整流板中心的方向上逐渐增大，适应了引气管3出口的射流中心压力高外围压力低的特点，进一步提高了涡轮叶片2冷却流量均匀性，从而提高了温度场和变形的均匀性，防止因冷却不均匀导致变形不均匀而发生转静子碰磨等后果。
55.本发明实施例消除了正对引气管3的涡轮叶片2受到的冲击，极大地改善了原来偏离引气管3轴线的涡轮叶片2的进气压力，消除了因引气管3出口径向射流的冲击效应导致正对引气管3的涡轮叶片2的冷气流量显著高于其他叶片的情况，降低了周向冷却不均匀性，相应的机匣周向变形不均匀性也可以缓解。
56.下面结合附图1～4对本发明涡轮叶片冷气供应装置一个实施例的结构进行详细
说明：
57.如图1和图2所示，该涡轮叶片冷气供应装置包括集气腔1、涡轮叶片2、引气管3和整流装置4，集气腔1为环形腔，由安装座5和机匣6围成。涡轮叶片2设置在集气腔1的下游，引气管3从压气机引来冷却气体送至集气腔1内。引气管3包括引气管段31和延长管段32，延长管段32连接于引气管段31的下游。延长管段32呈扩口形状，其过轴线的截面为等腰梯形形状，两条腰的延长线相交，夹角α为60
°
。
58.如图1所示，12个涡轮叶片2沿周向均匀布置，4个引气管3也沿周向均匀布置，每个引气管3正对着一个涡轮叶片2，通过将延长管段32设置为扩口形状，每个延长管段32可覆盖3个涡轮叶片2。
59.如图3所示，整流装置4包括整流板，整流板设置于延长管段32的出口。
60.如图4所示，整流板上设有多个通孔41，多个通孔41沿着远离整流板中心的方向呈放射状分布。多个通孔41包括位于整流板正中心的第一通孔，该第一通孔与延长管段32的轴线共线。多个通孔41还包括多个第二通孔，与延长管段32的轴线不共线的通孔41均为第二通孔。
61.整流板为圆形板，以第一通孔的圆心为中心，多个第二通孔布置成环形，总共5个环。第一通孔和第二通孔均为圆孔。每个环包括20个第二通孔，每个环中各个第二通孔的直径均相同，自内向外每个环中第二通孔的直径逐渐增大，且两个环之间的径向间距由内向外逐渐减小。
62.不同环中的第二通孔沿同一半径向外延伸布置。如图3所示，第二通孔的轴线相对于第一通孔的轴线倾斜布置，且自内向外第二通孔的轴线倾斜程度逐渐增大。距离第一通孔最远的第二通孔的轴线与梯形截面的腰相互平行。在同一条直径上，位于第一通孔两侧的第二通孔对称布置。
63.基于上述各个实施例中的涡轮叶片冷气供应装置，本发明还提出一种航空发动机，该航空发动机包括上述的涡轮叶片冷气供应装置。
64.上述各个实施例中涡轮叶片冷气供应装置所具有的积极技术效果同样适用于航空发动机，这里不再赘述。
65.最后应当说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：在不脱离本发明原理的前提下，依然可以对本发明的具体实施方式进行修改或者对部分技术特征进行等同替换，这些修改和等同替换均应涵盖在本发明请求保护的技术方案范围当中。