一种扩压及整流一体化扩压器制造技术

本发明专利技术公开了一种扩压及整流一体化扩压器，包括一体成型的离心压气机轮盘和径向管式扩压段，其中：离心压气机轮盘的周向均布有若干整流叶片，相邻两整流叶片之间形成气流整流通道；沿径向管式扩压段的周向自内而外开设有若干分散的通孔，通孔与径向管式扩压段的径向夹角为20‑30°。本发明专利技术提供的扩压及整流一体化扩压器，可有效降低因扩压引起的压力损失，提高燃烧室的工作效率，同时整流叶片的形状设计限制了气流的流动方向，从而缩短了扩压器通道的总体结构尺寸，进一步提高工作效率；且一体化成型的结构设计，降低了扩压和导流的装配难度，减轻了发动机整体重量，大大提升了发动机的燃油经济性和总体性能。

【技术实现步骤摘要】
一种扩压及整流一体化扩压器
本专利技术涉及涡桨发动机
，尤其涉及一种扩压及整流一体化扩压器。
技术介绍
航空发动机中的压气机、涡轮和燃烧室为三大核心部件，一般情况下，航空发动机压气机出口的空气绝对速度达到120-220m/s，而在现代先进航空发动机中，为了进一步提高压气机增压比，气流速度甚至更高。这部分动能必须有效地转换为静压能，同时需要收集及引出导流气体，所以在压气机和燃烧室之间增加扩压器，扩压器引出的气体进入火焰筒助力燃油稳定而高效的燃烧，使得燃油的化学能稳定的转化为热能，推动涡轮做功，最终将燃油的化学能转化为发动机装置的机械能。然而，扩压器的气流流经燃烧室时，由于存在摩擦、扩压、进气、掺混以及燃烧加热等一系列物理化学过程，不可避免地会使气流的总压下降。总压损失是不可避免的，但希望它尽可能小一些，因为任何总压损失都会降低气流在涡轮及尾喷管内膨胀做功的能力，使得发动机的推力及经济性下降。燃烧室的总压损失包含没有热释放情况下的“冷”损失及有热量释放过程中附加的热损失组成；其中冷损失是主要的组成部分，它由火焰筒的压力损失和扩压器损失扩压损失组成，其中火焰筒的总压损失对于燃烧过程和稀释过程是有利的，可称为有用损失，而扩压引起的任何压力损失都对燃烧过程没有任何作用，只会降低燃烧室的工作效率，称为无用损失。如中国已公开专利CN108386389A披露了一种叶片与机匣和轮毂相融合的离心压气机扩压器结构，其主要技术方案是通过将径向扩压器与轴向扩压器连成一体和将前缘设计为锐边来降低损失，减小扩压器外径，并将叶片与扩压器机匣和轮毂相融合来减小扩压器叶片的扭曲程度，方便叶片设计和加工。该压气机扩压器结构可直接应用于小型航空发动机，能够在不增加加工成本和不降低压气机性能的前提下减小发动机外径，提高发动机推重比。但其存在扩压过程中仍不可避免引起较大的压力损失，严重降低燃烧室的工作效率。又如中国已公开专利CN109139262一种航空发动机燃烧室扩压器，为一体式结构，由外环、内环及空心支板组成，通过24个沿周向均匀分布的空心支板连接外环和内环构成。从压气机出来的高速气流通过扩压器的环形扩张通道进行减速增压，以达到燃烧室稳定燃烧所需的流速，根据计算选取合适的扩压器长度和扩张角度来获取低的总压损失，总压损失仅为1.2％。但其存在装配难度上升、制造工艺复杂、总体尺寸较大以及重量过大的缺陷。因此，针对现有技术中所存在的缺陷，如何降低扩压损失、是否可以通过优化扩压器的设计降低重量提升发动机的推重比已成为本领域技术人员亟待解决的技术问题。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题是：针对上述现有技术中扩压器压力损失大的缺陷，提出的一种扩压及整流一体化扩压器。为实现上述目的，本专利技术采用以下技术方案：本专利技术的第一个方面是提供一种扩压及整流一体化扩压器，包括一体成型的离心压气机轮盘和径向管式扩压段，其中：所述离心压气机轮盘的周向边缘均布有若干整流叶片，相邻两所述整流叶片之间形成气流整流通道；沿所述径向管式扩压段的周向自内而外开设有若干分散的通孔，所述通孔与所述径向管式扩压段的径向夹角为20-30°。进一步地，在所述的扩压及整流一体化扩压器上，若干所述通孔之间等距间隔布置，且相邻两所述通孔之间的间距为35-50mm。进一步地，在所述的扩压及整流一体化扩压器上，所述通孔沿其导流方向为直径逐渐缩小的锥形结构，且其横截面呈圆形或椭圆形。进一步地，在所述的扩压及整流一体化扩压器上，所述径向管式扩压段的顶部设置有连接法兰，所述连接法兰端面开设有若干安装孔，并通过螺栓连接于压气机外机匣上。进一步地，在所述的扩压及整流一体化扩压器上，所述径向管式扩压段的顶部设置有中部连接板，所述中部连接板呈环形锥体式结构布置于连接法兰的外侧，并与燃烧室外机匣焊接连接。进一步地，在所述的扩压及整流一体化扩压器上，所述离心压气机轮盘的内侧壁上设置有内部焊接板，所述内部焊接板呈环形锥体式结构，并与轴承座焊接连接。进一步优选地，在所述的扩压及整流一体化扩压器上，所述整流叶片沿所述离心压气机轮盘的轴线方向呈逆时针偏转2-10°。进一步优选地，在所述的扩压及整流一体化扩压器上，若干所述整流叶片之间等距间隔布置，且相邻两所述整流叶片之间的间距为15-25mm。进一步地，在所述的扩压及整流一体化扩压器上，所述离心压气机轮盘与所述径向管式扩压段为一体化加工制造而成。本专利技术采用上述技术方案，与现有技术相比，具有如下技术效果：(1)通过在离心压气机轮盘上设置径向管式扩压段，可有效降低因扩压引起的压力损失，提高燃烧室的工作效率，而且降低了加工难度与成本；(2)同时整流叶片的形状设计限制了气流的流动方向，从而缩短了扩压器通道的总体结构尺寸，进一步提高了扩压器的工作效率；(3)扩压器采用一体化成型的结构设计，降低了扩压和导流的装配难度，提高了安装精度和可靠性；同时，减轻了发动机整体重量，大大提升了燃油经济性和总体性能；(4)该一体化扩压器，结构设计新颖、简单，实用性强，扩压性能优越，广泛应用于各类功能的航空发动机。附图说明图1为本专利技术一种扩压及整流一体化扩压器的立体结构示意图；图2为本专利技术一种扩压及整流一体化扩压器的剖视结构示意图；图3为本专利技术一种扩压及整流一体化扩压器装配时的剖视结构示意图；图4为本专利技术一种扩压及整流一体化扩压器装配时的侧视结构示意图；其中，各附图标记为：10-扩压器，11-离心压气机轮盘，12-整流叶片，13-径向管式扩压段，14-通孔，15-连接法兰，16-中部连接板，17-内部连接板；20-压气机外机匣；30-轴承座。具体实施方式下面通过具体实施例对本专利技术进行详细和具体的介绍，以使更好的理解本专利技术，但是下述实施例并不限制本专利技术范围。实施例1请参阅图1和图2所示，本实施例提供一种扩压及整流一体化扩压器，所述扩压器10装设于航空发动机上，包括一体成型的离心压气机轮盘11和同轴设置于所述离心压气机轮盘11顶部的径向管式扩压段13，其中：所述离心压气机轮盘11的周向均布有若干整流叶片12，相邻两所述整流叶片12之间形成气流整流通道；沿所述径向管式扩压段13的周向自内而外开设有若干分散的通孔14，所述通孔14与所述径向管式扩压段13的径向夹角为20-30°。该一体化扩压器10通过在离心压气机轮盘11上设置径向管式扩压段13，可有效降低因扩压引起的压力损失，提高燃烧室的工作效率，而且降低了加工难度与成本。在本实施例中，请继续参阅图1和图2所示，若干所述通孔14之间等距间隔布置，且相邻两所述通孔14之间的间距为35-50mm；优选地，相邻两所述通孔14之间的间距为40-45mm。所述通孔14沿其导流方向为直径逐渐缩小的锥形结构，且其横截面呈圆形或椭圆形；优选地，所述通孔14的其横截面呈椭圆形。在本实施例中，为更可有效的降低因扩压本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种扩压及整流一体化扩压器(10)，其装设于航空发动机上，其特征在于，包括一体成型的离心压气机轮盘(11)和径向管式扩压段(13)，其中：/n所述离心压气机轮盘(11)的周向均布有若干整流叶片(12)，相邻两所述整流叶片(12)之间形成气流整流通道；/n沿所述径向管式扩压段(13)的周向自内而外开设有若干分散的通孔(14)，所述通孔(14)与所述径向管式扩压段(13)的径向夹角为20-30°。/n

【技术特征摘要】
1.一种扩压及整流一体化扩压器(10)，其装设于航空发动机上，其特征在于，包括一体成型的离心压气机轮盘(11)和径向管式扩压段(13)，其中：
所述离心压气机轮盘(11)的周向均布有若干整流叶片(12)，相邻两所述整流叶片(12)之间形成气流整流通道；
沿所述径向管式扩压段(13)的周向自内而外开设有若干分散的通孔(14)，所述通孔(14)与所述径向管式扩压段(13)的径向夹角为20-30°。


2.根据权利要求1所述的扩压及整流一体化扩压器，其特征在于，若干所述通孔(14)之间等距间隔布置，且相邻两所述通孔(14)之间的间距为35-50mm。


3.根据权利要求1所述的扩压及整流一体化扩压器，其特征在于，所述通孔(14)沿其导流方向为直径逐渐缩小的锥形结构，且其横截面呈圆形或椭圆形。


4.根据权利要求1所述的扩压及整流一体化扩压器，其特征在于，所述径向管式扩压段(13)的顶部设置有连接法兰(15)，所述连接法兰(15)通过螺栓连接于压气机外机匣(20)上。

【专利技术属性】
技术研发人员：张礼强，陈波，高华，戴奎，王石柱，
申请(专利权)人：上海尚实能源科技有限公司，
类型：发明
国别省市：上海;31