涡轮导向叶片冷却气流量调节装置的制作方法

1.本发明涉及航空发动机领域，具体涉及一种涡轮导向叶片冷却气流量调节装置。


背景技术：

2.航空发动机涡轮导向叶片工作环境恶劣，随着航空发动机涡轮前温度越来越高，对涡轮导向叶片的冷却要求越来越高，随着航空发动机技术的进步，对冷却气量的要求也越来越苛刻，出于对航空发动机燃油耗油率和效率的平衡要求，对发动机变循环变冷气的要求也越来越高，要求发动机在不同工况具有不同的冷却气量。
3.通常的高压涡轮导向叶片一般采用冷却气不可调节的结构形式，冷却气进气窗口的面积固定，在发动机工作过程中通过调节冷却气压力达到调节冷却气流量的目的，由于冷却气进口的面积一定，不具有大的冷却气调节能力。


技术实现要素：

4.本发明提供了一种涡轮导向叶片冷却气流量调节装置，以达到实现流量调节的目的。
5.本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种涡轮导向叶片冷却气流量调节装置，包括：本体，呈下端开口上端封闭的筒状结构，本体的筒壁上端设置有第一进气孔，本体的筒壁下端设置有第二进气孔，且第一进气孔与第二进气孔均与本体的内腔连通；进气机匣，呈两端开口状，进气机匣的上端开口与本体的下端开口连接；高压涡轮导向叶片，设置在进气机匣的下端出口处；活塞，设置在本体的内腔中并能够相对于本体上下移动，活塞的下端设置有能够与第二进气孔连通的过流孔组，且过流孔组的过流面积小于第二进气孔的过流面积。
6.进一步地，活塞呈阶梯筒状结构，活塞的上端受力面积大于活塞的下端受力面积。
7.进一步地，本体包括筒体和内部支撑部，内部支撑部的上端套设在筒体内，内部支撑部的内壁直径小于筒体的内壁直径，活塞的上端外壁与筒体的内壁滑动密封配合，活塞的下端外壁与内部支撑部的内壁滑动密封配合。
8.进一步地，活塞的上端外壁和活塞的下端外壁均设置有密封槽，密封槽内设置有用于密封的密封圈。
9.进一步地，第二进气孔设置在内部支撑部的下部。
10.进一步地，第二进气孔为多个，沿内部支撑部的周向间隔均布，过流孔组也为多个，多个第二进气孔与多个过流孔组的位置一一对应连通。
11.进一步地，每个过流孔组均包括至少两个间隔设置的过流孔，且至少两个间隔设置的过流孔的过流面积和小于对应的第二进气孔均的过流面积。
12.进一步地，涡轮导向叶片冷却气流量调节装置还包括第一进气管路和第二进气管路，第一进气管路的入口和第二进气管路的入口均与气源连通，第一进气管路的出口与第一进气孔连通，第二进气管路的出口与第二进气孔连通。
13.进一步地，第一进气管路的入口与第二进气管路连接，且第一进气管路上设置有用于调节开度的调节阀。
14.本发明的有益效果是，通过使活塞上下移动来调节冷却气的供气窗口面积，实现冷却气的节流，从而控制进入高压涡轮导向叶片的冷却气量，实现在不同的工况下高压涡轮导向叶片的冷却气量不同，本发明实施例结构简单、装拆方便，互换性及经济性较好。
附图说明
15.为了更清楚地说明本技术实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
16.图1为本发明实施例的结构示意图；图2为本发明实施例中活塞的结构示意图；图3为本发明实施例中内部支撑部的结构示意图。
17.图中附图标记：1、筒体；2、活塞；3、金属密封圈；4、安装螺栓；5、进气机匣；6、内部支撑部；7、高压涡轮导向叶片；8、安装机匣；9、节流孔组；10、密封圈安装部；11、活塞的上端；12、活塞的下端；13、第二进气孔。
具体实施方式
18.需要说明的是，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
19.如图1至图3所示，本发明实施例提供了一种涡轮导向叶片冷却气流量调节装置，包括本体、进气机匣5、高压涡轮导向叶片7和活塞2。本体呈下端开口上端封闭的筒状结构，本体的筒壁上端设置有第一进气孔，本体的筒壁下端设置有第二进气孔13，且第一进气孔与第二进气孔13均与本体的内腔连通；进气机匣5呈两端开口状，进气机匣5的上端开口与本体的下端开口连接；高压涡轮导向叶片7，设置在进气机匣5的下端出口处；活塞2设置在本体的内腔中并能够相对于本体上下移动，活塞2的下端设置有能够与第二进气孔13连通的过流孔组，且过流孔组的过流面积小于第二进气孔13的过流面积。
20.通过使活塞2上下移动来调节冷却气的供气窗口面积，实现冷却气的节流，从而控制进入高压涡轮导向叶片7的冷却气量，实现在不同的工况下高压涡轮导向叶片7的冷却气量不同，本发明实施例结构简单、装拆方便，互换性及经济性较好。
21.活塞2呈阶梯筒状结构，活塞的上端11受力面积大于活塞的下端12受力面积。在接入相同压力的气体时，活塞的上端11受力大于活塞的下端12受力，从而能够使过流孔组与第二进气孔13连通，实现节流的目的。本实施例中，由第一进气孔进来的气体能够在活塞2位于上部极限位置时作用于活塞的上端11。
22.优选地，在活塞2 上端外周壁和下端外周壁设置有密封圈安装部10，上述密封圈安装部10可以为多条间隔设置的密封槽，且每条密封槽内均可以设置用于密封的密封圈。
23.本实施例中本体包括筒体1和内部支撑部6，内部支撑部6的上端套设在筒体1内，内部支撑部6的内壁直径小于筒体1的内壁直径，活塞2的上端外壁与筒体1的内壁滑动密封配合，活塞2的下端外壁与内部支撑部6的内壁滑动密封配合。其中，上述的第二进气孔13设
置在内部支撑部6的下部。
24.内部支撑部6的上端与筒体1的顶壁之间形成活塞2的滑动空间，活塞2的上端与筒体1的内壁密封连接，且能够相对于筒体1滑动。活塞2的下端与内部支撑部6的内壁密封连接且能够滑动。
25.优选地，第二进气孔13为多个，沿内部支撑部6的周向间隔均布，过流孔组也为多个，多个第二进气孔13与多个过流孔组的位置一一对应连通。
26.本实施例中将第二进气孔13设置为多个，可以确保节流与非节流时的流量差距在设定范围内，同时通过改变第二进气孔13的数量可以控制非节流时与节流时的流量差，以满足不同工况需求。
27.本实施例中，每个过流孔组均包括至少两个间隔设置的过流孔，且至少两个间隔设置的过流孔的过流面积和小于对应的第二进气孔13均的过流面积。
28.本实施例并不对过流孔组和第二进气孔13的形状进行限制，凡是满足各种需求的孔型均应该在本技术的保护范围内。
29.优选地，涡轮导向叶片冷却气流量调节装置还包括第一进气管路和第二进气管路，第一进气管路的入口和第二进气管路的入口均与气源连通，第一进气管路的出口与第一进气孔连通，第二进气管路的出口与第二进气孔13连通。
30.本实施例中第一进气管路和第二进气管路可以连接于不同压力的气源上，以实现第一进气孔与第二进气孔13的压力差，从而推动活塞2运动。
31.进一步地，第一进气管路的入口与第二进气管路连接，且第一进气管路上设置有用于调节开度的调节阀。
32.当然，本实施例还可以设置在相同气源上，在第一进气管路与第二进气管路均导通时，由于活塞的上端11受力大于活塞的下端12受力，从而会推动活塞2下移实现节流操作。
33.当不需要进行节流时，通过调节阀关闭第一进气管路上，即可完成活塞2的上移操作，使第二进气孔13直接向高压涡轮导向叶片7处供气。
34.应用本发明工作时：步骤一、将筒体1、活塞2、金属密封圈3、安装螺栓4、进气机匣5、内部支撑部6安装到高压涡轮导向叶片7上端的安装机匣8上；步骤二、第二进气孔接通燃烧室二股流冷却气；步骤三、当筒体1上腔接发动机外涵低压气时，活塞2上端腔压低，活塞2在气体压力差作用下向上运动，节流孔组9与第二进气孔13错开，燃烧室二股流冷却气通过内部支撑部6上的第二进气孔13进入高压涡轮导向叶片7与进气机匣5形成的冷却气腔，该状态为大流量状态；步骤四、当筒体1上腔接燃烧室二股流高压气时，活塞的上端11和活塞的下端12腔压一样，但由于活塞的上端11受力面积大，压力大，活塞的下端12受力面积小，压力小，活塞2在气体压力差作用下向下运动，节流孔组9与第二进气孔13对齐，燃烧室二股流冷却气通过第二进气孔13进入高压涡轮导向叶片7进气机匣5形成的冷却气腔，该状态为节流状态。
35.从以上的描述中，可以看出，本发明上述的实施例实现了如下技术效果：通过接通使活塞2上下移动来调节冷却气的供气窗口面积，实现冷却气的节流，从而控制进入高压涡
轮导向叶片7的冷却气量，实现在不同的工况下高压涡轮导向叶片7的冷却气量不同，本发明实施例结构简单、装拆方便，互换性及经济性较好。
36.以上所述，仅为本发明的具体实施例，不能以其限定发明实施的范围，所以其等同组件的置换，或依本发明专利保护范围所作的等同变化与修饰，都应仍属于本专利涵盖的范畴。另外，本发明中的技术特征与技术特征之间、技术特征与技术方案之间、技术方案与技术方案之间均可以自由组合使用。