减涡器及航空发动机制造技术

本发明专利技术公开了一种减涡器及航空发动机，所述减涡器包括减涡管及支撑环，所述减涡管插设于所述支撑环，所述减涡器还设有气流通道，所述气流通道顺次流经所述支撑环、所述减涡管的管壁、所述支撑环。通过在减涡器内设置气流通道，该气流通道内能够通入自压气机引入的冷却气流，该冷却气流通过减涡管与减涡管内流过的径向气流发生热交换，从而能够有效地降低径向气流的温度，进而使得径向气流能够保持更低的温度，也保证了航空发动机冷却系统的性能。也保证了航空发动机冷却系统的性能。也保证了航空发动机冷却系统的性能。

【技术实现步骤摘要】
减涡器及航空发动机


[0001]本专利技术涉及航空发动机领域，特别涉及一种减涡器及航空发动机。

技术介绍

[0002]径向引流减涡器通常位于航空发动机压气机的转子盘的盘腔中,径向引流减涡器通过抑制气流周向速度的发展从而降低空气系统引气过程中的压力损失,对于提升发动机效率有着十分重要的作用。
[0003]减涡器通常包括减涡管及支撑环，减涡管的一端插设于支撑环。径向气流能够直接流过减涡管及支撑环。径向气流的温度通常较高，需要降温，减涡器难以有效地对径向气流进行降温。

技术实现思路

[0004]本专利技术要解决的技术问题是为了克服现有技术中的减涡器难以对径向气流进行降温的上述缺陷，提供一种减涡器及航空发动机。
[0005]本专利技术是通过下述技术方案来解决上述技术问题：
[0006]一种减涡器，所述减涡器包括减涡管及支撑环，所述减涡管插设于所述支撑环，所述减涡器还设有气流通道，所述气流通道顺次流经所述支撑环、所述减涡管的管壁、所述支撑环。
[0007]在本方案中，通过采用以上结构，通过在减涡器内设置气流通道，该气流通道内能够通入自压气机引入的冷却气流，该冷却气流通过减涡管与减涡管内流过的径向气流发生热交换，从而能够有效地降低径向气流的温度，进而使得径向气流能够保持更低的温度，也保证了航空发动机冷却系统的性能。
[0008]较佳地，所述气流通道包括入口段、冷却段及出口段，所述入口段及所述出口段均设于所述支撑环，所述冷却段设于所述管壁。
[0009]在本方案中，通过采用以上结构，使得气流通道的结构功能相对集中，能够简化气流通道的设计，也能提高对径向气流的降温效果。
[0010]较佳地，所述冷却段包括相连通的直通管及盘绕管，所述直通管自所述减涡管的第一端直通至所述减涡管的第二端，所述盘绕管自所述减涡管的第二端直通至所述减涡管的第一端；
[0011]所述减涡管的第一端为所述减涡管靠近所述支撑环的一端，所述减涡管的第二端为所述减涡管远离所述支撑环的一端。
[0012]在本方案中，通过采用以上结构，冷却气流经直通管直接流动至减涡管的第二端，冷却气流自第二端流入盘绕管，使得位于第二端的盘绕管内的冷却气流的温度相对更低，从而与径向气流的温度差较大，进而能够更加高效、迅速地与径向气流发生热交换，能够更加有效地降低径向气流的温度。冷却气流自第二端流动至第一端，冷却气流与径向气流不停的发生热交换，冷却气流的温度逐渐上升，径向气流的温度逐渐均匀地下降，能够使得径
向气流的温度更加稳定，避免靠近管壁的径向气流与远离管壁的径向气流之间温差过大，也能提高航空发动机冷却系统的稳定性及可靠性。
[0013]较佳地，所述盘绕管整体呈螺旋状，自所述减涡管的第二端至所述减涡管的第一端整体呈螺旋状；
[0014]或者，所述盘绕管包括若干首尾相连通的U型管，所述U型管沿所述减涡管的轴线方向设置；
[0015]或者，所述冷却段整体呈折线状，折线状的所述冷却段自所述减涡管的第一端直通至所述减涡管的第二端往复设置。
[0016]在本方案中，通过采用以上结构，均能简化盘绕管的结构形式，增加冷却气流与径向气流之间热交换的面积，能够提高径向气流的冷却效果。
[0017]较佳地，所述入口段及所述出口段沿所述支撑环的轴向顺次排列。
[0018]在本方案中，通过采用以上结构，便于冷却气流自入口段流入，也便于冷却气流自出口段流出，而后流至其他区域。
[0019]较佳地，所述减涡器包括多个所述减涡管，多个所述减涡管沿所述支撑环的周向间隔设置，所述气流通道与所述减涡管一一相应设置。
[0020]在本方案中，通过采用以上结构，能够更加均匀、有效地降低径向气流的温度，提高航空发动机冷却系统的稳定性及可靠性。
[0021]较佳地，所述气流通道还包括连通环段，所述连通环段沿所述支撑环的周向设置，所述连通环段与所述气流通道的入口段或者所述气流通道的出口段相连通；
[0022]或者，所述连通环段的数量为两个，两个所述连通环段分别连通所述气流通道的入口段、所述气流通道的出口段。
[0023]一种航空发动机，所述航空发动机包括如上所述的减涡器，从所述航空发动机的压气机引入的冷却气流沿所述气流通道流动。
[0024]在本方案中，通过采用以上结构，航空发动机采用如上的减涡器，从而能够提高航空发动机冷却系统的稳定性及可靠性，进而能够提高航空发动机的性能及可靠性。
[0025]较佳地，所述航空发动机还包括封严装置，所述封严装置设于所述气流通道的入口段与所述气流通道的出口段之间。
[0026]在本方案中，通过采用以上结构，封严装置使得冷却气流更加彻底的流入气流通道，能够提高冷却气流的利用率，避免冷却气流直接流走。
[0027]较佳地，所述航空发动机还包括气流导管，自所述气流通道流出的气体流入所述气流导管。
[0028]在本方案中，通过采用以上结构，气流导管能够更好地引导冷却气流流动，避免冷却气流与径向气流混合。
[0029]在符合本领域常识的基础上，上述各优选条件，可任意组合，即得本专利技术各较佳实例。
[0030]本专利技术的积极进步效果在于：
[0031]本专利技术通过在减涡器内设置气流通道，该气流通道内能够通入自压气机引入的冷却气流，该冷却气流通过减涡管与减涡管内流过的径向气流发生热交换，从而能够有效地降低径向气流的温度，进而使得径向气流能够保持更低的温度，也保证了航空发动机冷却
系统的性能。
附图说明
[0032]图1为本专利技术较佳实施例的航空发动机的结构示意图，图中仅显示减涡器及转子盘。
[0033]图2为图1中的航空发动机的剖视结构示意图。
[0034]图3为图1中的减涡器的结构示意图，其中，图中显示了冷却气流的流动路径。
[0035]图4为图1中的减涡器的结构示意图，其中，图中盘绕管整体呈螺旋状。
[0036]附图标记说明：
[0037]航空发动机100
[0038]封严装置11
[0039]气流导管12
[0040]转子盘13
[0041]引气孔14
[0042]减涡器20
[0043]减涡管21
[0044]第一端211
[0045]第二端212
[0046]管壁213
[0047]支撑环22
[0048]气流通道30
[0049]入口段31
[0050]冷却段32
[0051]直通管321
[0052]盘绕管322
[0053]出口段33
[0054]径向气流A
[0055]冷却气流B
[0056]轴线C
具体实施方式
[0057]下面通过实施例的方式并结合附图来更清楚完整地说明本专利技术，但并不因此将本专利技术限制在实施例的范围之中。
[0058]如图1至图2所示，本实施例为一种本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种减涡器，所述减涡器包括减涡管及支撑环，所述减涡管插设于所述支撑环，其特征在于，所述减涡器还设有气流通道，所述气流通道顺次流经所述支撑环、所述减涡管的管壁、所述支撑环。2.如权利要求1所述的减涡器，其特征在于，所述气流通道包括入口段、冷却段及出口段，所述入口段及所述出口段均设于所述支撑环，所述冷却段设于所述管壁。3.如权利要求2所述的减涡器，其特征在于，所述冷却段包括相连通的直通管及盘绕管，所述直通管自所述减涡管的第一端直通至所述减涡管的第二端，所述盘绕管自所述减涡管的第二端直通至所述减涡管的第一端；所述减涡管的第一端为所述减涡管靠近所述支撑环的一端，所述减涡管的第二端为所述减涡管远离所述支撑环的一端。4.如权利要求3所述的减涡器，其特征在于，所述盘绕管整体呈螺旋状，自所述减涡管的第二端至所述减涡管的第一端整体呈螺旋状；或者，所述盘绕管包括若干首尾相连通的U型管，所述U型管沿所述减涡管的轴线方向设置；或者，所述冷却段整体呈折线状，折线状的所述冷却段自所述减涡管的第一端直通至所述减涡管的第二端往复设置。5.如权利要求2所述的减涡器，其特征在于，所...

【专利技术属性】
技术研发人员：陆晓锋，张雯棋，程凡解，
申请(专利权)人：中国航发商用航空发动机有限责任公司，
类型：发明
国别省市：