一种带有篦齿间隙控制的预旋供气系统的制作方法

本发明涉及航空发动机，公开了一种带有篦齿间隙控制的预旋供气系统。

背景技术：

1、随着航空发动机性能的不断提升，以及航空发动机对寿命、可靠性需求的不断增长，涡轮前进口温度越来越高，已大大超出了金属所能承受的温度能力。需要涡轮冷却系统设计得更加高效、可靠。在涡轮冷却系统中，采用预旋供气系统使气流经过预旋喷嘴膨胀后提高冷却气流切向速度，从而显著降低涡轮转子感受的气流总温，进而提高冷却效果。

2、但气流预旋膨胀的同时，其压力也迅速下降，大大恶化了涡轮转子叶片的冷却条件。同时由于预旋喷嘴后流路中存在多处封严篦齿，这些封严篦齿在不同工作状态下间隙变化范围较大，导致预旋喷嘴出口压力波动，特别是在发动机过渡态工作中。预旋喷嘴出口压力不稳定，降低了预旋供气系统的鲁棒性，不能满足涡轮转子叶片对冷气的压力需求。

3、在预旋系统设计验证方面，主要研究集中在预旋系统流阻及温降特性方面，侧重预旋系统内部的流动特点和降温机理，研究提高温降、降低流阻的预旋供气系统设计方法和性能预测。这些研究采用的预旋系统结构都是限定在发动机某一特定工况，如篦齿间隙保持恒定，无法考虑发动机全工况差异带来的影响，特别是预旋喷嘴后流路中封严篦齿在不同工况中间隙的变化等，导致预旋系统供气压力波动大，供气鲁棒性不足，不能很好的满足高性能发动机涡轮转子叶片对冷气压力的需求。

技术实现思路

1、本发明的目的在于提供一种带有篦齿间隙控制的预旋供气系统，能够确保封严篦齿结构的间隙在不同的工况变化条件下都能保持稳定，从而规避了全工况情况下预旋喷嘴后流路流通能力变化导致的供气压力波动问题，提高了预旋供气系统供气压力鲁棒性。

2、为了实现上述技术效果，本发明采用的技术方案是：

3、一种带有篦齿间隙控制的预旋供气系统，包括：

4、内支撑环，所述内支撑环用于固定安装静子组件；

5、轮缘篦齿组件，所述轮缘篦齿组件包括第一篦齿以及第一蜂窝环，所述第一篦齿固定于转子组件上，所述第一蜂窝环一端固定于内支撑环上，另一端为自由端且延伸至与第一篦齿配合的位置；

6、第一冲击孔，所述第一冲击孔设置于内支撑环上，所述第一冲击孔用于向第一蜂窝环导入冲击冷却气流。

7、进一步地，还包括：

8、转子篦齿组件，所述转子篦齿组件包括第二篦齿和第二蜂窝环，所述第二篦齿与转子组件固定连接，所述第二蜂窝环一端固定于内支撑环上，另一端为自由端且延伸至与第二篦齿配合的位置；

9、导流盆，所述导流盆固定于内支撑环上，且导流盆与内支撑内壁面合围形成第一容腔，所述第一容腔对应的内支撑环上开设有引气孔；

10、所述导流盆上开设第二冲击孔，所述第二冲击孔设置于导流盆上，所述第二冲击孔用于向第二蜂窝环导入冲击冷却气流。

11、进一步地，多个所述引气孔以及多个所述第二冲击孔均沿转子组件周向均匀分布，且引气孔的面积大于第二冲击孔的面积。

12、进一步地，所述第一篦齿以及所述第二篦齿均为台阶篦齿。

13、进一步地，所述第一篦齿通过篦齿盘固定于转子组件上，所述篦齿盘与涡轮盘合围形成第二容腔，篦齿盘上设置有可供预旋喷嘴出口气流流入第二容腔内的导流孔，所述第二容腔设置有第三冲击孔，所述第三冲击孔用于向第二篦齿导入冲击冷却气流。

14、进一步地，所述第二容腔对应的涡轮盘轴颈上开设有排气孔。

15、与现有技术相比，本发明所具备的有益效果是：

16、1.本发明通过将第一蜂窝环一端设置为自由端，即第一蜂窝环为浮动环式结构，使得第一蜂窝环变形自由、独立，规避了第一蜂窝受涡轮静子叶片、内支撑环变形的影响的问题；而且可以提高第一蜂窝环的温度响应速度，保持过渡态过程中热膨胀量的稳定，确保轮缘处的封严篦齿结构的间隙在不同的工况变化条件下都能保持稳定，从而规避了全工况情况下预旋喷嘴后流路流通能力变化导致的供气压力波动问题，提高了预旋供气系统供气压力鲁棒性；

17、2.通过在内支撑环上开设第一冲击孔用于冲击冷却第一蜂窝环，可以降低第一蜂窝环的温度，减小第一蜂窝环的热膨胀量，使得封严篦齿的间隙受控。

技术特征：

1.一种带有篦齿间隙控制的预旋供气系统，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的带有篦齿间隙控制的预旋供气系统，其特征在于，还包括：

3.根据权利要求2所述的带有篦齿间隙控制的预旋供气系统，其特征在于，多个所述引气孔(9)以及多个所述第二冲击孔(10)均沿转子组件周向均匀分布，且引气孔(9)的面积大于第二冲击孔(10)的面积。

4.根据权利要求2所述的带有篦齿间隙控制的预旋供气系统，其特征在于，所述第一篦齿(2)以及所述第二篦齿(5)均为台阶篦齿。

5.根据权利要求2所述的带有篦齿间隙控制的预旋供气系统，其特征在于，所述第一篦齿(2)通过篦齿盘(11)固定于转子组件上，所述篦齿盘(11)与涡轮盘(19)合围形成第二容腔(12)，篦齿盘(11)上设置有可供预旋喷嘴(13)出口气流流入第二容腔(12)内的导流孔(14)，所述第二容腔(12)设置有第三冲击孔(15)，所述第三冲击孔(15)用于向第二篦齿(5)导入冲击冷却气流。

6.根据权利要求5所述的带有篦齿间隙控制的预旋供气系统，其特征在于，所述第二容腔(12)对应的涡轮盘(19)轴颈上开设有排气孔(16)。

技术总结
本发明涉及航空发动机技术领域，公开了一种带有篦齿间隙控制的预旋供气系统，通过设置第一蜂窝环为浮动环式结构，使得第一蜂窝环变形自由、独立，规避了第一蜂窝受涡轮静子叶片、内支撑环变形的影响的问题；在内支撑环上开设第一冲击孔用于冲击冷却第一蜂窝环，可以降低第一蜂窝环的温度，减小第一蜂窝环的热膨胀量，使得封严篦齿的间隙受控；而且可以提高第一蜂窝环的温度响应速度，保持过渡态过程中热膨胀量的稳定，确保轮缘处的封严篦齿结构的间隙在不同的工况变化条件下都能保持稳定，从而规避了全工况情况下预旋喷嘴后流路流通能力变化导致的供气压力波动问题，提高了预旋供气系统供气压力鲁棒性。

技术研发人员：程荣辉,徐连强,贺进,呼艳丽,康亚杰,马建栋,邹咪,苏长明
受保护的技术使用者：中国航发四川燃气涡轮研究院
技术研发日：
技术公布日：2024/1/14