CN106640212B - 一种航空燃气涡轮发动机高压涡轮盘腔冷却空气斜向预旋进气喷嘴 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种航空燃气涡轮发动机高压涡轮盘腔冷却空气斜向预旋进气喷嘴，对传统预旋喷嘴进行优化，改变预旋喷嘴出流径向速度分量为径向向下，形成α角。径向分量向下可使叶片进口流量增加，优化叶片冷却；使顶部出口流量略微减小，但仍可满足密封流量的最小流量；使盘面平均温度降低；对于底部出口流量影响不大。

Description

一种航空燃气涡轮发动机高压涡轮盘腔冷却空气斜向预旋进 气喷嘴

技术领域

本发明涉及航空发动机涡轮叶片冷却技术领域，具体是一种航空燃气涡轮发动机高压涡轮盘腔冷却空气斜向预旋进气喷嘴。

背景技术

随着航空发动机性能的提升，涡轮前燃气温度也随之不断提高，这使得发动机部件承受着严酷的热负荷和机械负荷，因此需要对高温部件进行冷却。目前对涡轮转子叶片的冷却普遍使用预旋进气方式。通过预旋喷嘴使气体膨胀，喷嘴出口处产生较大的周向速度分量，降低气流与转盘之间的相对速度，从而达到降低相对总温的目的。近年来，国内外学者对预旋系统进行了一系列富有成效的研究。El-Oun和Owen¹²对直导式预旋系统进行了研究，运用雷诺相似原理，发现了气流相对总温和旋流比之间的关系。Popp³运用CFD软件对盖板预旋系统进行了研究，发现接受孔和预旋孔的面积比对预旋温降效果起着关键作用。Karabay等⁴通过理论分析和试验，对预旋系统的预旋性能进行了进一步分析。国内学者也对预旋系统进行了大量研究。刘高文⁵对预旋系统进行了简化，研究了静止条件下预旋喷嘴对盘腔内流动特性的影响。朱晓华⁶对盖板预旋系统的温降和压力损失进行了数值研究，发现了预旋系统中影响温降的因素。王锁芳⁷对涡轮盘腔进行简化，对直导式预旋系统进行了数值模拟和试验研究。

已有研究对预旋喷嘴的结构进行了较大的优化，研究表明对于一定的盘腔结构，存在一最优的预旋角度使盘面最大温度及平均温度水平降低。目前的预旋喷嘴设计主要从预旋喷嘴面积、预旋喷嘴角度、预旋喷嘴的轴向长度和喷嘴径向位置方面优化，也可以达到降低盘面最高温度及平均温度水平的目的。

发明内容

针对上述问题，本发明提出航空燃气涡轮发动机高压涡轮盘腔冷却空气斜向预旋进气喷嘴，优化了的旋转涡轮盘腔预旋喷嘴角度的视角，可以进一步优化冷气的品质和盘腔内流动结构以达到增加叶片流量、降低盘面平均温度水平。

本发明航空燃气涡轮发动机高压涡轮盘腔冷却空气斜向预旋进气喷嘴，改变预旋喷嘴出流径向速度分量为径向向下，使预旋喷嘴的预旋角度不仅具有预旋喷嘴出流方向在涡轮盘转轴与喷嘴轴线处的切向方向形成的平面上的投影与涡轮盘转轴间的夹角；还具有预旋喷嘴出流方向在涡轮盘转轴与喷嘴轴线处的径向方向形成的平面上的投影与涡轮盘转轴间的夹角。进而可使叶片进口流量增加，优化叶片冷却；使顶部出口流量略微减小，但仍可满足密封流量的最小流量；使盘面平均温度降低；对于底部出口流量影响不大。

本发明的优点在于：

1、本发明航空燃气涡轮发动机高压涡轮盘腔冷却空气斜向预旋进气喷嘴，可降低旋转盘面平均温度水平；提高流入叶片流量，优化叶片冷却；略微降低顶部封严篦齿流量；增加流入盘腔的总流量；对其他流热方面的影响较小；

2、本发明航空燃气涡轮发动机高压涡轮盘腔冷却空气斜向预旋进气喷嘴，在设计时无需改动其他相关联的结构。

附图说明

图1为喷嘴型预旋进气喷嘴示意图；

图2为图1中喷嘴型预旋进气喷嘴的A-A剖视图；

图3为图2中喷嘴型预旋进气喷嘴的B-B剖视图；

图4为叶栅型预旋进气喷嘴示意图；

图5为图4中叶栅型预旋进气喷嘴C-C剖视图；

图6为图5中叶栅型预旋进气喷嘴的D-D剖视图；

图7为本发明预旋喷嘴计算模型示意图；

图8为不同组合预旋角度下涡轮盘盘面平均温度云图；

图9为不同组合预旋角度下叶片进口流量云图；

图10为不同组合预旋角度下涡轮盘腔总流量云图；

图11为不同组合预旋角度下顶部出口流量云图；

图12为底部出口流量云图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步详细说明。

传统喷嘴型与叶栅型预旋喷嘴的预旋角度，定义沿径向从盘心指向盘缘为正方向，仅设计预旋喷嘴具有切向夹角θ，即预旋喷嘴出流方向在涡轮盘转轴与喷嘴轴线处的切向方向形成的平面上的投影与涡轮盘转轴间的夹角；其中，传统喷嘴型预旋喷嘴预旋角度如图1、图3所示；传统叶栅型预旋喷嘴预旋角度如图4、图6所示。

本发明航空燃气涡轮发动机高压涡轮盘腔冷却空气斜向预旋进气喷嘴，对喷嘴型与叶栅型预旋喷嘴的预旋角度进行优化设计，定义沿径向从盘心指向盘缘为正方向，设计预旋喷嘴具有上述切向夹角θ的同时，还具有轴向夹角α，即预旋喷嘴出流方向在涡轮盘转轴与喷嘴轴线处的径向方向形成的平面上的投影与涡轮盘转轴间的夹角；其中传统喷嘴型预旋喷嘴预旋角度，如图2所示；传统叶栅型预旋喷嘴预旋角度，如图5所示。

下面在具体复杂盘腔构型下，分析本发明中优化后的预旋角度对盘腔流动特性的影响。由于换热对涡轮叶片冷气供应影响较小，所以给几类热边界并不妨碍对问题的讨论，本次计算流固交界面(中右侧边)给恒定二类热边界，其余壁面均绝热处理，进、出口均给压力边界。如图7所示，为计算模型，为一进三出系统。进口预旋喷嘴采用本发明优化后的预旋角度形式。

通过试验校正过的计算模型分析本发明设计的预旋角度对盘腔流动的影响。图8为预旋角度α，θ在不同的组合下涡轮盘盘面平均温度云图，图中纵坐标表示预旋喷嘴出流气体径向速度分量相对于轴向速度分量的相对值，代表α角的大小及方向，值的绝对值越大说明α越大，正值表示入流方向为沿径向从盘心指向盘缘，负值表示入流方向为沿径向从盘缘指向盘心；横坐标为预旋喷嘴出流气体切向速度分量相对于轴向速度分量的相对值，代表θ角的大小，绝对值越大说明θ越大，都是正值，说明入流方向都是与盘的转向一致。从图8中可以看出径向速度分量一定时，切向速度分量越大，盘面平均温度越低；径向分量对盘面平均温度影响不大，也就是说流体进入到盘腔后径向向上或径向向下流动对盘面平均温度影响不大。

图9为预旋角度α，θ在不同的组合下叶片进口流量云图。从图9中可以看出切向速度分量越小，叶片进口流量越大，这有利于叶片的冷却；径向速度分量是负值，而且其绝对值越大时，叶片进口流量越大，也即的径向速度向下且越大，流入叶片的流量越大，越有利于叶片的冷却。

图10为预旋角度α，θ在不同的组合下涡轮盘腔总流量云图。预旋角度对盘腔总流量的影响规律与对叶片进口流量的影响规律差不多。切向速度分量越小，盘腔总流量越大；径向速度分量是负值，而且其绝对值越大时，盘腔总流量越大，也即预旋喷嘴出流的气体的径向速度向下且越大，流入盘腔的流量越大。

图11为预旋角度α，θ在不同的组合下顶部出口流量云图。切向速度分量越小，顶部出口流量越大；径向速度分量是正值，而且其绝对值越大时，顶部出口流量越大，也即预旋喷嘴出流的气体的径向速度向上且越大，通过顶部封严篦齿流量的越大。但实际上，顶部篦齿起封严作用，流量足够封严即可，不必太大，否则就是造成不必要的浪费。

图12为预旋角度α，θ在不同的组合下底部出口流量云图。切向速度分量越小，底部出口流量越大；径向速度分量对底部出口流量影响甚小，也即底部出口流量对径向速度分量的大小及分量不敏感。

因此，基于上述分析，预旋喷嘴可进行本发明提出的优化方式进行优化。改变预旋喷嘴出流径向速度分量为径向向下，形成α角。径向分量向下可使叶片进口流量增加，优化叶片冷却；使顶部出口流量略微减小，但仍可满足密封流量的最小流量；使盘面平均温度降低；对于底部出口流量影响不大。且当预旋角度的径向分量相对于涡轮轴轴向为负时，效果最好。即当径向预旋角度α向下时，对盘腔的影响是积极的。本实施例中建议选取0°～45°之间。

对于喷嘴型预旋喷嘴，如果方便在盘面上进行机加工，可以将一组预旋喷嘴周向排布，与盘腔盘面直接加工为一体，预旋进气孔的具体结构则根据需求加工为合适的截面积及轴向长度；当改变预旋角度时，可以直接更换整个盘面。几何结构图如1所示。

对于叶栅型预旋喷嘴，由于不方便整体加工，且对于对叶栅造型有严格要求的喷嘴，需要单独对叶栅加工或铸造。因此，可采取如下方案：喷嘴设计为环状结构，且独立加工或铸造得到要求的叶栅；而将叶栅周向排列，分别与喷嘴内外环形固定焊接在一起；安装时将预旋喷嘴与盘腔盘面通过螺栓连接，更换不同预旋角度的喷嘴就可以达到改变预旋角度的目的。其几何结构如4所示。

Claims (1)

1.一种航空燃气涡轮发动机高压涡轮盘腔冷却空气斜向预旋进气喷嘴，具有预旋进气喷嘴出流方向在涡轮盘转轴与喷嘴轴线处的切向方向形成的平面上的投影与涡轮盘转轴间的夹角；其特征在于：还具有预旋进气喷嘴出流方向在涡轮盘转轴与喷嘴轴线处的径向方向形成的平面上的投影与涡轮盘转轴间的夹角；

对于喷嘴型预旋进气喷嘴，将一组预旋进气喷嘴周向排布，与盘腔盘面直接加工为一体，对于叶栅型预旋进气喷嘴，喷嘴设计为环状结构，且独立加工叶栅，将叶栅周向排列，分别与喷嘴内外环形固定焊接在一起；安装时将预旋进气喷嘴与盘腔盘面通过螺栓连接；

预旋进气喷嘴轴线的出流速度径向分量与涡轮盘转轴间的夹角相对于涡轮轴轴向为负；

预旋进气喷嘴出流方向在涡轮盘转轴与径向方向形成的平面上的投影与转轴的夹角取0°～45°之间。