CN105888850B - 一种带整流肋的叶片式预旋喷嘴 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种带整流肋的叶片式预旋喷嘴，包括叶栅式预旋喷嘴本体，所述叶栅式预旋喷嘴本体由下壳体、上壳体、整流肋和预旋叶栅组成，所述整流肋和预旋叶栅位于下壳体和上壳体之间，下壳体和上壳体分别通过其自身的安装边装配于高压涡轮导向器的内支承上，所述预旋叶栅之间还设置有堵柱。本发明广泛用于航空发动机及燃气轮机高温转子部件，尤其是涡轮盘和涡轮工作叶片冷却系统，其预旋喷嘴使冷却空气沿着转子的旋转方向旋转，得到很高的切向速度，气流在进入旋转盘腔时相对速度较低，此过程可降低转子接触部位的感受温度，提高转子部件的实际冷却效果。
Description
技术领域
本发明属于航空发动机及燃气轮机领域，具体是涉及一种带整流肋的叶片式预旋喷嘴。
背景技术
现代燃气涡轮发动机推力的提高，很大程度上依赖于涡轮前总温的提高。发动机的内部冷却系统为各高温部件提供冷气来冷却，进而降低高温部件温度水平。在许多空气系统的应用中，冷却气的流量、压力、温度是保证高温部件冷却可靠的关键设计参数。然而，冷却气的流量通过引气面积调节，对冷却效果来讲，冷却气的压力与温度是一对矛盾的参数，在发动机自然引气状态下不能够同时满足，需要设计辅助结构来实现。目前，在国内、外已知的航空发动机和燃气轮机的应用中，冷却空气主要是通过预旋供气结构来冷却高温转子部件，为达到降温的目的，目前出现了各种各样的预旋喷嘴结构。
例如，公开号为CN105114186A的中国专利公开了一种用于预旋冷却系统的叶孔式预旋喷嘴，叶孔式预旋喷嘴采用叶片压力面与叶片吸力面形成沿喷嘴环上等间距周向偏转的斜孔流道，喷嘴流道偏转型面成渐缩形，在预旋喷嘴出口达到最小喉部面积，有效地保证预旋喷嘴的加速和偏转性能，使主流流动损失较小。预旋喷嘴相邻流道间分布有叶型固体块，在保证喷嘴喉部面积一定的条件下，通过增加叶型固体块可灵活地调节预旋喷嘴的叶高与栅距的比值，有效地改善了流道截面的狭长性，从而可降低通道内的端壁二次流损失，从而提高系统降温的效果。但是由于该喷嘴是叶孔式预旋喷嘴，是通过叶型固体块进行预旋，因此占用空间大，进而增加了零件质量。
再如，公开号为CN105464724A的中国专利公开了一种用于预旋冷却系统的气动孔型预旋喷嘴。它包含入口段、收缩段及出口段。所述入口段、收缩段及出口段的轴线重合，所述入口段垂直于轴线的截面积大于所述出口段垂直于轴线的截面积，气流从所述入口段进入，经过收缩段加速后从出口段喷出。所述入口段垂直于轴线的截面积大于所述出口段垂直于轴线的截面积，入口气流速度会降低，气流偏转产生的损失会降低，气流再通过收缩段进行加速，从而保证喷嘴的加速和偏转性能，使主流流动损失较小。但是该喷嘴是气动孔型预旋喷嘴，通过气动孔进行预旋，因此预旋效率较低。
发明内容
为解决上述技术问题，本发明提供了一种带整流肋的叶片式预旋喷嘴。该结构通过叶栅式预旋喷嘴对气流进行旋转加速降温，以达到对航空发动机及燃气轮机高温转子部件进行冷却的目的。
本发明通过以下技术方案予以实现。
一种带整流肋的叶片式预旋喷嘴，包括叶栅式预旋喷嘴本体，所述叶栅式预旋喷嘴本体由下壳体、上壳体、整流肋和预旋叶栅组成，所述整流肋和预旋叶栅位于下壳体和上壳体之间，下壳体和上壳体分别通过其自身的安装边装配于高压涡轮导向器的内支承上。
所述预旋叶栅为若干个安装在下壳体和上壳体前端。
所述预旋叶栅之间还设置有堵柱。
所述整流肋位于预旋叶栅的进口端。
本发明的有益效果在于：
本发明广泛用于航空发动机及燃气轮机高温转子部件，尤其是涡轮盘和涡轮工作叶片冷却系统，其预旋喷嘴使冷却空气沿着转子的旋转方向旋转，得到很高的切向速度，气流在进入旋转盘腔时相对速度较低，此过程可降低转子接触部位的感受温度，提高转子部件的实际冷却效果。
附图说明
图1是本发明的结构示意图；
图2是图1的D-D向视图；
图3是本发明的安装结构示意图。
图中：1-下壳体，2-上壳体，3-整流肋，4-预旋叶栅，5-堵柱，6-内支承，7-内支承集气腔，8-叶栅式预旋喷嘴本体，9-高涡转子盘前集气腔，10-高压涡轮转子。
具体实施方式
下面进一步描述本发明的技术方案，但要求保护的范围并不局限于所述。
如图1至图3所示，本发明所述的一种带整流肋的叶片式预旋喷嘴，包括叶栅式预旋喷嘴本体8，所述叶栅式预旋喷嘴本体8由下壳体1、上壳体2、整流肋3和预旋叶栅4组成，所述整流肋3和预旋叶栅4位于下壳体1和上壳体2之间，下壳体1和上壳体2分别通过其自身的安装边装配于高压涡轮导向器的内支承6上。采用本技术方案，叶栅式预旋喷嘴在工作时，引自燃烧室二股气流的冷却气经整流肋3的整流作用，轴向地流入预旋叶栅4，再经预旋叶栅4的作用，冷却气以74°～77°的入射角进入转子盘腔，对转子盘、叶进行冷却。冷却气的流量通过预旋叶栅4的喉道面积来控制。本技术方案采用叶片式预旋结构，其中叶栅式预旋喷嘴具有流通面积大，可获得的喷嘴出口预旋气流角度小、温降大的特点。
所述预旋叶栅4为若干个安装在下壳体1和上壳体2前端。本技术方案中预旋叶栅4的数量为4个。这样，可设置于预旋叶栅4之间的堵柱5位于出口端中部，从而可达到较好的调节效果。
所述预旋叶栅4之间还设置有堵柱5。必要时通过加装堵柱5来调节。
所述整流肋3位于预旋叶栅4的进口端。这样，喷嘴在工作时，先通过整流肋3整流，再通过叶片进行预旋，进而提高了预旋效率。
如图3所示，本发明在安装时，将叶栅式预旋喷嘴本体8装配于高压涡轮导向器的内支承6与高压涡轮转子10之间，引自燃烧室二股气流的冷却气先在内支承集气腔7聚集，在通过叶栅式预旋喷嘴8的预旋作用进入高涡转子盘前集气腔9，对轮盘和叶片进行冷却。其工作原理是：通过整流肋3和预旋叶栅4对气流作用，使气流获得很高的切向速度进入高压转子的旋转盘腔，降低了冷却气的相对速度，从而降低高压转子的感受温度，起到提高冷却效果的作用。
本发明所述的叶栅式预旋喷嘴已通过了部件测量试验，流量、气流角等满足设计指标需求；该叶栅式预旋喷嘴已装配到发动机上进行了整机试车考核，发动机性能达标，高涡转子的可靠性满足总体要求，即设计的叶栅式预旋喷嘴达到了设计目标。
本发明所述的叶栅式预旋喷嘴主要应用于大、中型航空发动机和燃气轮机高温转子部件的冷却气供气系统，通过对气流预旋加速，以降低转子部件感受的气流温度。通过对叶栅式预旋喷嘴的工作原理、使用条件限制、工作效率等方面的分析，针对某中型航空发动机的结构特点，在高压导向器的支承部位设计了一套叶栅式预旋喷嘴，引燃烧室高压、高温的二股气流，通过叶栅式预旋喷嘴对气流进行旋转加速降温，以达到对高压涡轮盘和叶片进行冷却的目的。
与现有的叶孔式预旋喷嘴相比，本发明是带整流肋3的叶片式预旋喷嘴，在工作时先通过整流肋3整流，再通过预旋叶栅4进行预旋。其流过相同流量气体需要的空间比叶孔式预旋喷嘴小1倍左右，大大节约了设计空间，同时减少了零件质量。与现有的气动孔型预旋喷嘴相比，气动孔型预旋喷嘴是通过气动孔进行预旋，由于本发明是先通过整流肋3整流，再通过预旋叶栅4进行预旋，因此预旋效率高；经过实际应用证明，其预旋效率比气动孔型预旋喷嘴高5.8％以上。由此可见，采用本技术方案，不但节约了设计空间，减少了零件质量，还大大提高了预旋效率。
Claims (1)
1.一种带整流肋的叶片式预旋喷嘴，其特征在于：包括叶栅式预旋喷嘴本体(8)，所述叶栅式预旋喷嘴本体(8)由下壳体(1)、上壳体(2)、整流肋(3)和预旋叶栅(4)组成，所述整流肋(3)和预旋叶栅(4)位于下壳体(1)和上壳体(2)之间，下壳体(1)和上壳体(2)分别通过其自身的安装边装配于高压涡轮导向器的内支承(6)上；所述预旋叶栅(4)为若干个安装在下壳体(1)和上壳体(2)前端；所述整流肋(3)位于预旋叶栅(4)的进口端；所述预旋叶栅(4)之间还设置有堵柱(5)。
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