可自动调节的低压涡轮冷却供气系统的制作方法

本实用新型涉及航空发动机，尤其涉及航空发动机低压蜗轮导叶的冷气供气系统。

背景技术：

为了提高民用航空涡扇发动机热效率，降低耗油率，低压涡轮前进口温度不断的提高。随之带来的问题是，高温部件所需冷气也上升。但同时，所需冷气量的上升又会导致压气机效率下降，耗油率上升。所以应尝试各种手段在保证高温部件所需冷气量的情况下，避免或弱化压气机引气带来的耗油率增大这一现象。

低压涡轮一级导叶冷却流路是从高压压气机四级叶尖引气缝引气，对低压涡轮一级导叶进行冷却。在高温起飞状态，用于低压涡轮一级导叶叶身的冷气量需要满足涡轮传热冷却设计要求。在经济巡航等涡轮叶片小热负荷状态，不需要供给与高温起飞状态冷气量相当的冷气，但目前发动机上缺乏调节手段，不利于耗油率的降低。

技术实现要素：

本实用新型的目的在于提供一种可自动调节的低压涡轮冷却供气系统。

一种可自动调节的低压涡轮冷却供气系统，包括多路冷却供气管路，所述冷却供气管路引导压气机气流到低压蜗轮，其中，所述多路冷却供气管路的至少一部分管路中连接有压力控制阀，以形成数个可控引气流路；所述压力控制阀的一侧感受压气机引气气流压力，另一侧感受低压涡轮一导排气压力，在预定压差阈值以下时保关闭，而在达到或者超过预定压差阈值时切换到打开。

在所述低压涡轮冷却供气系统的一个实施方式中，所述压力控制阀包括阀体和阀芯，所述阀芯为蝶形弹簧片，在预定压差阈值以下时保持张开，而在达到或者超过预定压差阈值时被压缩。

在所述低压涡轮冷却供气系统的一个实施方式中，所述压力控制阀设置在所述供气管路的末端。

在所述低压涡轮冷却供气系统的一个实施方式中，所述冷气供气管路的一端连接高压压气机的级间机匣，而另一端连接低压蜗轮机匣，将冷气引导到低压蜗轮的一导叶片。

在所述低压涡轮冷却供气系统的一个实施方式中，所述至少一部分管路中的一根管路对应设置一个压力控制阀。

在所述低压涡轮冷却供气系统的一个实施方式中，所述至少一部分管路中的多根管路对应设置一个压力控制阀。

前述方案在巡航状态等叶片低热负荷条件下，对冷却低压涡轮一导的冷气进行被动控制，通过管路上连接压力控制阀门，形成数个可控引气流路，对冷气流量进行控制，叶片热负荷大时提供较大的冷气量，叶片热负荷小时减少冷气量，以降低发动机耗油率，提高发动机效率。因此实现了涡轮冷却供气的被动调节供气方案，并且可显著降低发动机长时间工作点经济巡航状态叶片冷气用量，在一个计算例中其减小发动机耗油率约0.26％。

附图说明

本实用新型的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：

图1是低压涡轮一导冷却供气系统的流路示意图。

图2是压力控制阀的一个实施方式的原理图。

图3是发动机大工况时沿低压蜗轮机匣的横向截面显示的冷却供气系统的工作状态图。

图4是发动机低工况时沿低压蜗轮机匣的横向截面显示的冷却供气系统的工作状态图。

具体实施方式

下述公开了多种不同的实施所述的主题技术方案的实施方式或者实施例。为简化公开内容，下面描述了各元件和排列的具体实例，当然，这些仅仅为例子而已，并非是对本发明的保护范围进行限制。例如在说明书中随后记载的第一特征在第二特征上方或者上面形成，可以包括第一和第二特征通过直接联系的方式形成的实施方式，也可包括在第一和第二特征之间形成附加特征的实施方式，从而第一和第二特征之间可以不直接联系。另外，这些公开内容中可能会在不同的例子中重复附图标记和/或字母。该重复是为了简要和清楚，其本身不表示要讨论的各实施方式和/或结构间的关系。进一步地，当第一元件是用与第二元件相连或结合的方式描述的，该说明包括第一和第二元件直接相连或彼此结合的实施方式，也包括采用一个或多个其他介入元件加入使第一和第二元件间接地相连或彼此结合。

在本实用新型的一个实施方式中，可调供气系统如图1所示，其包括高压压气机引气缝1，压气机机匣2，冷却供气管路，低压涡轮机匣4。冷却供气管路包括引气管路3、6、7，冷却供气管路从压气机引气，冷却气流通过引气缝1，进入压气机机匣2形成的集气腔，再通过布置在机匣外的引气管路3到达低压涡轮机匣4上方，引气分为两部分，一部分通过引气管6到达级间机匣，另一部分通过引气管7到达低压涡轮机匣4，进入低压涡轮一导，用于叶片冷却。引气管路3、6、7周向有数个，其中一根或多根引气管路接入一个或多个压力控制阀。该阀门可根据感受到的压差，在发动机不同的工况，选择性地打开或关闭，以允许或阻止此流路的引气。

在发动机不同工况下，压气机引气腔压与低压涡轮机匣内腔压之间的压差显著不同，压力控制阀利用这一现象，通过感受不同的压差来控制自身的开关。阀门被设计为在固定压差阈值时启动，具体而言，当阀门所在处感受到的压差到达或超过预定压差阈值时，阀门从关闭位置启动到打开位置以允许冷却空气通过该通路流动。当所在处感受到的压差在预定压差阈值以下时，阀门保持关闭状态。

压力控制阀的实施方式有多种，例如采用专利申请号为“201810199861.5”记载的航空发动机空气管路用常闭型止回阀，通过调节该止回阀中的弹性复位机构的弹性系数，而实现根据压差大小相应地动态调节引气管的流道面积。

图2示出了压力控制阀的另一实施方式，其阀体9安装在相应的引气管路 3、6或7内上，将原来引气管分为9、10两部分，通过连接件11连这两部分，为减少流动损失，而加大阀门连接处的管径。阀芯9为蝶形弹簧片，右侧感受压气机四级引气气流压力，左侧感受低压涡轮一导排气压力。阀芯的工作状态是被压缩或展开。被压缩时，如图2所示，在管10与管8气流压差的作用下，蝶形阀芯被压缩到最大位移处，允许冷却空气通过阀体，进入引气管路8。压力控制阀，关闭时，管10与管8气流压差减小到一定值，蝶形阀芯恢复到张开状态，阻止冷却空气通过，进而阻止引气管路10到8的引气。

一种可自动调节的低压涡轮一导冷却供气系统如图3和图4所示，引气管路7被配置为周向多个，不限于周向四个，连接在低压涡轮机匣4上。选取其中一个或多个引气管排气末端，连接压力控制阀12。在发动机运行大状态，引气管路压差较高时，各路管路均进行供气，如图3供气流路所示。如图4所示，在发动机运行经济巡航状态，引气管路压差低于限定值时，压力控制阀12闭合，该引气管路不进行供气，从而减少总的冷却空气供给量，减少耗油率，提高发动机性能。

本实用新型虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本实用新型，任何本领域技术人员在不脱离本实用新型的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改。因此，凡是未脱离本实用新型技术方案的内容，依据本实用新型的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本实用新型权利要求所界定的保护范围之内。