本技術屬于航空發(fā)動機核心機渦輪工作葉片冷卻引氣設計，具體涉及一種航空發(fā)動機核心機渦輪工作葉片冷卻引氣結構。

背景技術：

1、航空發(fā)動機核心機包括依次連接的壓氣機1、燃燒室2、渦輪3，其中，壓氣機1與渦輪3之間通過高壓軸4連接，壓氣機1對氣流進行加壓，供給燃燒室2進行燃燒，產生高溫燃氣，進而驅動渦輪3轉動，通過高壓軸4對壓氣機1進行做功，如圖1所示。

2、航空發(fā)動機核心機中燃燒室2包括燃燒室外壁5、燃燒室內壁6、擴壓器7、火焰筒8，其中，燃燒室內壁6設置在燃燒室外壁5內側，燃燒室內壁6、燃燒室外壁5之間設置火焰筒8，擴壓器7設置在火焰筒8前部，來自壓氣機1的高壓氣經(jīng)擴壓器7擴壓后，部分流向火焰筒8進行燃燒，產生高溫燃氣，部分流入到燃燒室外壁5、火焰筒8之間的環(huán)形流道中，用以對火焰筒8外壁進行冷卻，部分流入到燃燒室內壁6、火焰筒8之間的環(huán)形流道中，用以對火焰筒8外壁進行冷卻。

3、航空發(fā)動機核心機中渦輪3進口部位設置高導葉片9、高導葉片9后設置高渦工作葉片10，火焰筒8產生的高溫燃氣，進入渦輪3，經(jīng)高導葉片9整流后，驅動高渦工作葉片10轉動，進而通過高壓軸4對壓氣機1進行做功，帶動壓氣機1進行做功。

4、航空發(fā)動機核心機中渦輪3的高渦工作葉片10工作環(huán)境惡劣，受高溫燃氣的沖擊，承受上千度的高溫，為保證高渦工作葉片10不受高溫損傷，主要采用以下兩種方式進行冷卻。

5、方式一、在高導葉片9內開設徑向氣流通道，徑向氣流通道連通燃燒室外壁5、火焰筒8之間環(huán)形流道的出口部位，以及在高導葉片9根部設置連通徑向氣流通道的預旋噴嘴，航空發(fā)動機工作時，燃燒室外壁5、火焰筒8之間環(huán)形流道內的部分氣流可通過徑向氣流通道，由預旋噴嘴噴出，噴向高渦工作葉片10，對高渦工作葉片10進行冷卻，該種技術方案存在以下缺陷：

6、1)需要在高導葉片9內開設徑向氣流通道，高導葉片9葉型通常較窄，難以設置徑向氣流通道，設計難度大；

7、2)冷卻氣流通道結構固定，不能夠對冷卻氣量進行調節(jié)，而不同工況下，高渦工作葉片10對冷卻氣的需求量有差異，且大量冷卻氣會影響航空發(fā)動機的工作性能，不利于航空發(fā)動機全工況范圍內的性能尋優(yōu)；

8、3)冷卻氣流經(jīng)高導葉片9內開設的徑向氣流通道后，對高渦工作葉片10進行冷卻，會在高導葉片9內被高溫燃氣進行加熱，對高渦工作葉片10的冷卻效果不佳，為保證對高渦工作葉片10的冷卻效果通常需要設置冷卻器對冷卻氣進行冷卻，且為了保證在短距內對冷卻氣的冷卻效果，通常需要設計冷卻器具有較大的換熱面積及其體積，重量較大，會在整體上增大航空發(fā)動機的體積及其質量，且會增加氣流流阻，影響發(fā)動機的整體性能；

9、方式二、在擴壓器7、火焰筒8之間穿管，將燃燒室外壁5、火焰筒8之間環(huán)形流道內的部分氣流自內側引向高渦工作葉片10，對高渦工作葉片10進行冷卻，并設置閥門調節(jié)機構對冷卻氣流量根據(jù)工況進行調節(jié)，該種技術方案存在以下缺陷：

10、1)在擴壓器7、火焰筒8之間穿管，占用擴壓器7、火焰筒8之間的長度空間，會增加燃燒室2的軸向長度，影響燃燒室2的性能；

11、2)以閥門調節(jié)機構對冷卻氣流量進行調節(jié)，多為機械式調節(jié)機構，長期使用后，會發(fā)生磨損、變形，致使構件配合精度降低，無法保證調節(jié)精度，且多是以增壓泵提供運動動力，增加了整機燃油系統(tǒng)的復雜性，為滿足燃油供給，需增加輸油管路設計，增大了外部管路的敷設難度，并需要設計燃油接口、氣路接口、電路接口等多處功能用接口，復雜度高，此外，需要的構件較多，在航空發(fā)動機有限緊湊結構內布置困難，同時極大增加了整機重量。

12、鑒于上述技術缺陷的存在提出本技術。

技術實現(xiàn)思路

1、本技術的目的是提供一種航空發(fā)動機核心機渦輪工作葉片冷卻引氣結構，以克服或減輕已知存在的至少一方面的技術缺陷。

2、本技術的技術方案是：

3、一種航空發(fā)動機核心機渦輪工作葉片冷卻引氣結構，包括：

4、支撐環(huán)，在燃燒室內壁、高壓軸之間設置，其內具有多個沿周向分布的支撐通道，后端端面具有連通各個支撐通道的支撐孔；燃燒室內壁后端具有多個沿周向分布的引氣槽；

5、多個磁性座，在各個支撐通道內設置；

6、多個閥桿，前端自各個支撐孔插入到支撐通道中，連接各個磁性座；

7、多個閥片，在燃燒室內壁、火焰筒之間設置，貼靠在燃燒室內壁上，具有彎折部位；各個彎折部位穿過各個引氣槽連接到各個閥桿后端；

8、多個彈簧，設置在各個支撐通道中，兩端抵靠在各個支撐通道前端、磁性座之間，依靠彈性力，使各個彎折部位保持抵靠在各個引氣槽的后方，各個閥片封堵各個引氣槽；

9、多個引線管，一端為封堵端，另一端為開孔端，其中，各個引線管的封堵端自前端穿過燃燒室外壁、擴壓器、燃燒室外壁設置，到達支撐環(huán)前端，在周向上與各個閥桿位置對應；

10、多個電磁轉換器，設置在各個引線管的封堵端內；

11、多個電磁控制引線，一端連接各個電磁轉換器，另一端自各個引線管的開孔端引出，通入電流，能夠使電磁轉換器產生磁力，與各個磁性座作用，帶動各個閥桿克服彈簧的彈性力移動，使各個閥片解除對各個引氣槽的封堵。

12、根據(jù)本技術的至少一個實施例，上述的航空發(fā)動機核心機渦輪工作葉片冷卻引氣結構中，燃燒室內壁后端具有多個沿周向分布的引氣孔；

13、所述航空發(fā)動機核心機渦輪工作葉片冷卻引氣結構具有：

14、壓音速巡航引氣狀態(tài)：各個電磁控制引線不通電，各個彎折部位抵靠在各個引氣槽的后方，各個閥片完全封堵各個引氣槽；

15、亞音速超音速過渡巡航引氣狀態(tài)：各個電磁控制引線通入較小電流，各個彎折部位到達各個引氣槽的中間部位，各個閥片部分解除對各個引氣槽的封堵；

16、超音速巡航引氣狀態(tài)：各個電磁控制引線通入較大電流，各個彎折部位抵靠在各個引氣槽的前方，各個閥片完全解除對各個引氣槽的封堵。

17、根據(jù)本技術的至少一個實施例，上述的航空發(fā)動機核心機渦輪工作葉片冷卻引氣結構中，各個支撐環(huán)通過多個支撐片連接燃燒室內壁。

18、根據(jù)本技術的至少一個實施例，上述的航空發(fā)動機核心機渦輪工作葉片冷卻引氣結構中，還包括：

19、多個支撐片，連接在支撐環(huán)后端，自各個引氣槽伸出，貼靠在各個引氣槽前方，且抵靠到各個閥片內側。

20、根據(jù)本技術的至少一個實施例，上述的航空發(fā)動機核心機渦輪工作葉片冷卻引氣結構中，還包括：

21、導流筒，在燃燒室內壁、高壓軸之間設置，前端通過外向折邊連接支撐環(huán)后端。

22、根據(jù)本技術的至少一個實施例，上述的航空發(fā)動機核心機渦輪工作葉片冷卻引氣結構中，還包括：

23、多組金屬封嚴絲，纏繞在各個閥桿上，與各個支撐通道之間形成密封。

24、根據(jù)本技術的至少一個實施例，上述的航空發(fā)動機核心機渦輪工作葉片冷卻引氣結構中，各個引線管側壁內具有夾層，夾層中填充隔熱棉。

25、本技術至少存在以下有益技術效果：

26、提供一種航空發(fā)動機核心機渦輪工作葉片冷卻引氣結構，在航空發(fā)動機工作時，可通過各個電磁控制引線向電磁轉換器通入電流，使電磁轉換器產生磁力，與各個磁性座作用，帶動各個閥桿克服彈簧的彈性力移動，使各個閥片解除對各個引氣槽的封堵，將燃燒室內壁6、火焰筒8之間環(huán)形流道內的部分氣流，作為冷卻氣，自各個引氣槽引出，用以對高渦工作葉片10進行冷卻，且能夠根據(jù)工況的不同，調整通入電流的大小，調節(jié)各個閥片對各個引氣槽的封堵程度，調節(jié)冷卻氣的流量，利于保證航空發(fā)動機在全工況范圍內的性能尋優(yōu)。