减涡管以及航空发动机的压气机的利记博彩app
【技术领域】
[0001]本实用新型涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种减涡管以及设置该减涡管的航空发动机的压气机。
【背景技术】
[0002]在航空涡扇发动机中，为了冷却高温部件(如燃烧室、高压涡轮)及封严轴承腔和涡轮盘腔，需要从高压压气机引气。现阶段较为先进的发动机的空气系统径向内流引气的流路形式是:先从高压压气机鼓筒开孔，使冷却气体进入高压压气机盘腔，然后流向盘心处的轴心腔中，通过轴心腔流到发动机后部。由于冷却气体从高压压气机旋转盘腔内的高半径位置流向低半径位置，自由涡结构强度逐渐增强，引起很大的流动损失，通过安装减涡器的方式可以有效减弱涡结构的发展，从而有效降低压力损失。
[0003]目前，常用的减涡器结构是管式减涡器(或称:减涡管)，现有的一种管式减涡器结构其上端直接连接于鼓筒孔处，这样高压压气机主流道的气体进入减涡管后直接流至中心腔内，不再通过高压压气机的旋转盘腔，这就造成冷却气体以强制涡状态到达轴心腔内，没有经过自由涡的发展，损失相对较大。
[0004]现有的另一种管式减涡器结构，该减涡器进气端是悬臂结构，冷却气流从鼓筒孔进入高压压气机旋转盘腔后经过一段自由涡的发展，再进入减涡器内，相比于上端壁直接连接于鼓筒处的结构压力损失要小，但减涡管进气端管径较小，冷却气流以一定角度流入减涡管内，冲击管壁形成回流区，造成管口处的实际流量系数较低，损失增大。另外，在下端出口处气体流速较高，为避免气流直接冲击轴心腔并使气流沿轴向向后流动，一般会加装折流板，减涡管出口气流直接冲击在折流板上，会造成较大流动损失。
[0005]现有的又一种管式减涡器结构注意到了在减涡管出口端气体对折流板的冲击而造成的损失，在此位置增加了导流装置，但该结构的增加使减涡器形成偏心结构，在高速转动时会导致振动增强，降低系统可靠性。
[0006]本申请人发现:现有技术至少存在以下技术问题:
[0007]现有的减涡器最主要的功能就是减少冷却气体在高压压气机盘腔内的流动损失，减祸器的入口处气流旋转比(英语可翻译为rotating rat1，旋转比用于表示气流的周向速度与转子周向速度之比)随发动机工况的变化而时刻变化，不能垂直进入减涡器，而是以一定角度进入，造成较大的流动损失。另外，在减涡器出口处冷却气流对轴心腔折流板的冲击也会造成较大的流动损失。
【实用新型内容】
[0008]本实用新型的其中一个目的是提出一种减涡管以及设置该减涡管的航空发动机的压气机，解决了现有技术存在减涡器的流动损失较大的技术问题。本实用新型提供的诸多技术方案中的优选技术方案所能产生的诸多技术效果(减涡管的结构简单、便于制造、成本低廉，便于拆装且位置稳定性好等优点)详见下文阐述。
[0009]为实现上述目的，本实用新型提供了以下技术方案:
[0010]本实用新型实施例提供的减涡管，包括依次连通的入口部分、直筒部分以及出口部分，其中:
[0011]所述入口部分、所述直筒部分以及所述出口部分三者均为旋转体状且三者的轴心线相重合；
[0012]所述入口部分的内壁沿入流方向内径尺寸逐渐缩小，所述出口部分的内壁沿出流方向内径尺寸逐渐增大。
[0013]作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案的进一步优化，所述入口部分的内壁以及所述出口部分的内壁均为锥面。
[0014]作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案的进一步优化，所述入口部分的内壁与所述轴心线的夹角为15°?30°。
[0015]作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案的进一步优化，所述入口部分在所述减涡管的轴向方向上的尺寸为所述减涡管的轴向尺寸的1/4?1/5。
[0016]作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案的进一步优化，所述直筒部分的内壁沿其轴向方向各段横截面尺寸相一致，所述入口部分的内壁的最大横截面的面积为所述直筒部分的内壁的横截面的面积的2?3倍。
[0017]作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案的进一步优化，所述出口部分的内壁与所述轴心线的夹角为30°?45°。
[0018]作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案的进一步优化，所述出口部分在所述减涡管的轴向方向上的尺寸为所述减涡管的轴向尺寸的1/8?1/10。
[0019]作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案的进一步优化，所述减涡管还包括保持架，所述保持架与所述直筒部分的外壁固定连接，且所述保持架上设置有安装孔以及限位凸缘。
[0020]作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案的进一步优化，所述保持架与所述出口部分的外壁接近所述入口部分的一侧相抵接。
[0021]作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案的进一步优化，所述保持架还包括架体部以及连接部，其中:
[0022]所述安装孔设置在所述连接部上，且所述安装孔的轴向方向与所述减涡管的轴向方向相垂直；
[0023]所述架体部与所述直筒部分固定连接，且所述架体部的最大延伸方向与所述轴心线相垂直；
[0024]所述连接部沿与所述轴心线相平行的方向朝接近所述入口部分的方向延伸；
[0025]所述限位凸缘沿与所述轴心线相平行的方向朝接近所述出口部分的方向延伸。
[0026]本实用新型实施例提供的航空发动机的压气机，包括第一压气机盘、第二压气机盘、鼓筒以及至少一个本实用新型任一技术方案提供的减涡管，其中:
[0027]所述鼓筒连接在所述第一压气机盘与所述第二压气机盘之间；
[0028]所述第一压气机盘上固设有轴心腔折流板，所述鼓筒上设置有鼓筒孔；
[0029]所述减涡管的入口部分朝向所述鼓筒孔，所述减涡管的出口部分朝向所述轴心腔折流板，从所述减涡管的出口部分流出的气流能经过所述轴心腔折流板进入所述压气机的轴心腔；
[0030]所述减涡管与所述第一压气机盘和/或所述第二压气机盘固定连接。
[0031]基于上述技术方案，本实用新型实施例至少可以产生如下技术效果:
[0032]本实用新型提供的减涡管的入口部分为渐缩的结构(优选为锥形渐缩结构)该结构形成的气流入口处的气流的流通面积较大，且该入口部分的内壁可以对气流起到一定导向作用，使旋转比不等于I的气流受到减涡管入口部分渐缩的内壁(该内壁可以理解为扩张型面)的约束，旋转比逐渐过渡到I并沿径向向压气机的轴心流动，故而可以减少流入的气流的流动损失，同时，减涡管的出口部分为渐扩的结构(优选为锥形渐扩结构)该结构形成的气流出口处气流的流通面积较大，故而可以使流出的气流膨胀减速，进而减少了气流对轴心腔折流板的冲击力以及流出的气流的流动损失，所以解决了现有技术存在减涡器的流动损失较大的技术问题。
【附图说明】
[0033]此处所说明的附图用来提供对本实用新型的进一步理解，构成本申请的一部分，本实用新型的示意性实施例及其说明用于解释本实用新型，并不构成对本实用新型的不当限定。在附图中:
[0034]图1为本实用新型实施例所提供的减涡管的剖面示意图；
[0035]图2为本实用新型实施例所提供的航空发动机的压气机的盘腔的示意图；
[0036]图3为本实用新型实施例所提供的航空发动机的压气机的盘腔的局部结构的示意图；
[0037]图中标记:1、旋转轴；2、第一压气机盘；3、轴心腔折流板；4、减涡管；41、入口部分；42、直筒部分；43、出口部分；5、第二压气机盘；6、保持架；61、安装孔；62、限位凸缘