CN108798790B - 用于燃气涡轮的叶型管式喷嘴 - Google Patents

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Abstract

一种用于燃气涡轮的叶型管式喷嘴，相对于叶型孔式喷嘴，可以在不降低性能的前提下显著减少叶片数。其中，入口段为一段环形通道，收缩段包括由多个叶片分隔开的多个气流流通通道，每个气流流通通道由外周壁面、内周壁面、两相邻叶片之一的吸力面以及两相邻叶片另一个的压力面围成，该气流流通通道的入口呈扇形截面；对于每个气流流通通道，顺着气流流动方向看，从该气流流通通道的入口到出口，扇形截面逐步光滑过渡为圆形截面。出口段包括对应各个该气流流通通道的出口分别连接的、直径不沿轴线变化的圆形管道。

Description

用于燃气涡轮的叶型管式喷嘴
技术领域
本发明涉及航空燃气涡轮发动机预旋冷却系统的预旋喷嘴。
背景技术
在航空发动机的高压涡轮部件设计中，高压涡轮转子冷气通常是由压气机引气，途径燃烧室后提供的。冷气输运到高压涡轮转动盘前时，因盘转动会造成冷气的相对总温增大，不利于冷却高压涡轮。在工程设计中，通常采用预旋喷嘴来转折气流，减小冷气相对总温，降低冷气消耗量，从而提升高压涡轮冷却效果，并降低发动机耗油率。
在已经服役的国内外发动机机型和公开材料中，预旋喷嘴设计主要采用了圆形管道式和叶片式两大类型。
直圆形管道式预旋喷嘴以较少的通道数，更好的出口气流角特性，生产制造更易实现等优点得到最先应用。然而随着航空发动机循环参数的逐步提高，无论是直圆形管道式，还是通过扩大入口管径的扩口管式(现有技术1)，其较低的降温性能都变得越来越难以接受。
叶型是人类已知的转折气流流向最理想的结构，研究人员发现采用叶片式预旋喷嘴可以实现比圆形管道式更好的降温性能。然而叶片式预旋喷嘴需要采用比圆形管道式预旋喷嘴成倍增加的通道数(等于叶片数)来实现气流的转折。同时叶片式预旋喷嘴的叶片高度通常很低(3～4mm),这一方面造成了其较小的展弦比，限制了叶片式预旋喷嘴的降温性能；更重要的是还极大地增加了生产制造难度。在工业生产中，叶片式预旋喷嘴通常采用焊接或者铸造方式获得，数量较多的叶片数和较小的叶片高度使得焊接生产复杂又昂贵，铸造生产则成品率低下，故叶片式预旋喷嘴在工程应用中难度较大。
有研究人员提出了叶型孔式预旋喷嘴方案(现有技术2)，通过将叶型的吸力面和压力面分离一定间距来增厚叶片，从而减少单个流通通道的喉部宽度。设计时保持总喉部面积不改变，则可提升叶片高度。这一技术方案可在一定范围内解决叶片式预旋喷嘴叶片高度小的缺点，但是通过增大吸力面和压力面间距来增厚叶型会使得叶片前缘厚度过大、几何平钝。气流在大厚度、平度的前缘附近绕流流动时，会产生更大的气动损失，尤其是工作在雷诺数Re<4×〖10〗^5的工况时性能会衰减至扩口管式预旋喷嘴的水平，性能不及叶片式预旋喷嘴稳定。同时这种叶型孔式预旋喷嘴(现有技术2)无法在保持性能水平不下降的前提下显著减少叶片数，若将这种叶型孔式预旋喷嘴(现有技术2)应用于生产，其将仍然面临着与叶片式预旋喷嘴相同的技术困难。
发明内容
本发明的目的在于提供一种用于燃气涡轮的叶型管式喷嘴，相对于叶型孔式喷嘴，可以在不降低性能的前提下显著减少叶片数。
根据本发明的用于燃气涡轮的叶型管式喷嘴，其包括顺着气流流动方向依次相接的入口段、收缩段和出口段，所述入口段为一段环形通道，所述收缩段包括由多个叶片分隔开的多个气流流通通道，每个所述气流流通通道由外周壁面、内周壁面、两相邻叶片之一的吸力面以及所述两相邻叶片另一个的压力面围成，该气流流通通道的入口呈扇形截面；顺着气流流动方向看，对于每个所述气流流通通道，从该气流流通通道的入口到出口，扇形截面逐步光滑过渡为圆形截面，其中所述两相邻叶片设置成主导气流在该喷嘴的圆周方向的转折，而所述外周壁面、所述内周壁面设置成主导气流在该喷嘴的半径方向的转折；所述出口段包括对应各个该气流流通通道的出口分别连接的、直径不沿轴线变化的圆形管道。
在一实施例中，所述出口段为以螺旋线为轴线的螺旋管，所述螺旋线过所述圆形截面的圆心，所述螺旋线在所述圆形截面圆心处的切线与所述圆形截面的法向量平行。
在一实施例中，所述圆形截面的圆心与所述圆形管道的出口之间的沿所述圆形管道的轴线的轴向距离，为所述圆形管道的轴向长度，处在0.1～5倍于所述圆形截面的直径之间。
在一实施例中，所述出口段为以直线为轴线的直管，所述轴线通过所述圆形截面的圆心，并平行于所述圆形截面的法向量。
在一实施例中，所述入口段为一段环形通道。
在一实施例中，所述圆形管道以一直线的投影线为轴线，所述投影线为所述直线在所述圆形管道的起始圆形截面圆心所在的回转面上的投影，所述回转面是以所述起始圆形截面的圆心至该叶型管式喷嘴的轴心的垂线为直径且沿平行于该叶型管式喷嘴的轴向拉伸的圆柱面。
在一实施例中，所述叶型管式喷嘴用于航空发动机高压涡轮中的预旋冷却系统，将冷气折转后再送入高压涡轮转子叶根。
如前所述，叶片式预旋喷嘴的工程设计中有增大叶片间距、减少叶片数、提高叶片高度来降低生产制造难度的要求。叶片式预旋喷嘴无法在不降低性能时提高叶片高度，但圆管式具有尺寸合适、易于生产实现的优点；同时叶片式在显著减少叶片数时叶型设计十分困难，叶片性能下降严重，而圆管式本身具有通道数少的优点，但性能却较差。圆管式预旋喷嘴气动性能较差的主要原因是其在入口段气流转折过大，会有较大的分离流动存在，即使是扩口管式预旋喷嘴其气动性能仍然提升有限，远不及叶片式性能优异。
根据本发明的叶型管式喷嘴满足具有通道数少、易于生产制造等优点，同时又与叶片式预旋喷嘴性能处在相近水平的预旋喷嘴，相对于叶型孔式喷嘴，可以在不降低性能的前提下显著减少叶片数。其采用叶型控制扇形流道截面逐步光滑地收缩为圆管形状，并保持一段长度的圆形管道至出口，圆形管道的直径不沿轴线变化，从而实现了叶片和圆形管道融合设计的新型叶型管式预旋喷嘴。叶片以较低的气动损失转折气流，圆形管道则可稳定气流出口方向，叶片与圆形管道之间光滑过渡；而叶型孔式预旋喷嘴是从扇形面过渡到扇形面，并且流道一直在收缩。叶型管式预旋喷嘴的圆形管道基于圆管式预旋喷嘴进行设计，显著降低了叶片数，提高了叶片出口高度尺寸。根据本发明的叶型管式预旋喷嘴起到气流转折功能的流道则是基于叶片式预旋喷嘴进行设计的，流道截面沿叶型光滑收缩为圆管形状，克服了叶型孔预旋喷嘴前缘附近厚度过大、前缘平钝等不足，避免了出现性能在稍低雷诺数工况下衰减，使得叶型管式预旋喷嘴具有了与叶片式相近的性能水平和性能稳定工作范围。
附图说明
本发明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为根据本发明的叶型管式喷嘴的立体图，其中其出口侧以横向剖面被示出。
图2为根据本发明的叶型管式喷嘴的主视图，其中其入口侧以横向剖面被示出。
图3为根据本发明的叶型管式喷嘴的后视图，其中其出口侧以横向剖面被示出。
图4为根据本发明的叶型管式喷嘴的侧向半剖视图。
图5为根据本发明的叶型管式喷嘴的50％叶高回转面分割体侧视图。
图6为根据本发明的叶型管式喷嘴的50％叶高回转面分割体立体图。
图7为根据本发明的另一实施例的叶型管式喷嘴的50％叶高回转面分割体立体图。
图8为根据本发明的又一实施例的叶型管式喷嘴的50％叶高回转面分割体立体图。
具体实施方式
下面结合具体实施例和附图对本发明作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本发明，但是本发明显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施例的内容限制本发明的保护范围。
需要注意的是，附图均仅作为示例，其并非是按照等比例的条件绘制的，并且不应该以此作为对本发明实际要求的保护范围构成限制。
图1至图6显示了本发明的一实施例。图7显示了本发明的另一实施例。图8显示了本发明的又一实施例。
如图1至图6所示，在本发明的一实施例中，叶型管式喷嘴101包括外周侧壁110、内周侧壁111、多个叶片105以及多个圆形管道104。外周侧壁110和内周侧壁111为环形构件，内周侧壁位于外周侧壁110内，多个叶片105连接并固定在外周侧壁110、内周侧壁111之间，多个圆形管道104也连接固定在外周侧壁110、内周侧壁111之间。叶片105的叶型可以按照已有的叶片式预旋喷嘴的叶片来提供，其包括前缘、后缘、压力面和吸力面、基端和顶端。基端与内周侧壁111的外周面连接固定，顶端与外周侧壁110的内周面连接固定，前缘位于后述气流流通通道的入口，后缘位于气流流通通道的出口。
叶型管式喷嘴101包括入口段108、收缩段107、出口段106。叶型管式喷嘴101的优选的实体型态可以是一个铸造单体，入口段108、收缩段107、出口段106可以是对该铸造单体不同几何位置的描述。入口段108与出口段106依靠收缩段107来实现光滑过渡，从而形成了一个完整连续的流通通道。入口段108为外周侧壁110和内周侧壁111之间限定的一段环形通道，其可以用于将叶型管式喷嘴101安装在燃烧室内机匣外壁。收缩段107由外周侧壁110、内周侧壁111以及多个叶片105共同围成，其中两相邻叶片105与外周侧壁110的内壁面、内周侧壁111的外壁面共同围成一个气流流通通道，多个气流流通通道沿叶型管式喷嘴101的整个周向分布。在后面以一个气流流通通道为例进行说明，其描述也适合于其他的气流流通通道。
如图2所示，气流流通通道的入口102呈扇形，此处所述扇形可以理解成由外周侧壁110、内周侧壁111分别限定的弧形分别与其中一个叶片105的吸力面112限定的直线、相邻叶片的压力面113限定的直线相交形成的形状。
如图4所示，气流流通通道的出口为圆形截面103。
如图1至图6所示，对于一个气流流通通道，从气流流动的方向来看，从入口102到出口103为渐缩的形状，一方面，外周侧壁110和内周侧壁111之间的距离逐渐收窄，另一方面，相对的吸力面112和压力面113之间的距离也逐渐收窄，并且，气流通道的截面形状从扇形形状逐渐收缩为圆形。叶片105配置成主导气流流通通道的气流在叶型管式喷嘴101的圆周方向的转折，而外周侧壁110和内周侧壁111则配置成主导气流在叶型管式喷嘴101的半径方向的转折。
如图5和图6所示，对应于每一个气流流通通道，出口段106提供一段直径不沿轴线变化的圆形管道104，圆形管道104以螺旋线109为轴线，螺旋线109过圆形截面103的圆心。螺旋线109在圆形截面103圆心处的切线与圆形截面103的法向量平行。
圆形截面103圆心与圆形管道104出口间的轴向距离，为圆形管道104的轴向长度，可处在0.1～5倍于圆形截面103的直径之间。
收缩段107的叶片数可为8～40个，在如图所示的实施例中为26个叶片105。
前述实施例采用两相邻叶片105的叶型来控制扇形流道截面逐步光滑地收缩为圆管形状，并保持一段长度的圆形管道104至喷嘴的出口，圆形管道104的直径不沿轴线变化，从而实现了叶片105和圆形管道104融合设计的新型叶型管式预旋喷嘴。叶片105以较低的气动损失转折气流，圆形管道104则可稳定气流出口方向，叶片105与圆形管道104之间光滑过渡。
如图所示的叶型管式预旋喷嘴的圆形管道104是基于圆管式预旋喷嘴进行设计的，显著降低了叶片数，提高了叶片高度尺寸，相对于叶型孔式预旋喷嘴具有明显的优点，因为叶型孔式预旋喷嘴只能通过减小单通道喉部宽度达到提高叶片高度的效果，无法在不降低性能的前提下显著减少叶片数。根据前述实施例的叶型管式预旋喷嘴较少的叶片数、更大的叶片高度尺寸，克服了叶片式预旋喷嘴及其改型的不足，可以降低生产制造难度，提高成品率。
继续参照图1到图6，根据本发明的叶型管式预旋喷嘴的圆形管道104之前的气流流通通道是基于叶片式预旋喷嘴进行设计的，流道截面沿叶型光滑收缩为圆管形状，从而不会出现叶型孔式预旋喷嘴的前缘附近厚度过大、前缘平钝等问题。叶型孔式预旋喷嘴的前缘平钝、厚度大使得喷嘴性能在稍低雷诺数工况下性能衰减严重，而叶型管式预旋喷嘴则具有与叶片式相近的性能水平和性能稳定工作范围。
图7示出了本发明的另一实施例，本实施例选择性地省略了相同技术内容的说明。关于省略部分的说明可参照前述实施例，本实施例不再重复赘述。
如图7所示的实施例与前述实施例不同点在于，出口段206为一段直径不沿轴线变化的圆形管道204，圆形管道204以直线209为轴线，直线209过圆形截面203的圆心，平行于圆形截面203的法向量。
图8示出了本发明的另一实施例中，本实施例选择性地省略了相同技术内容的说明。关于省略部分的说明可参照前述实施例，本实施例不再重复赘述。如图8所示，本实施例与图1至图6所示的不同点在于，出口段306为一段直径不沿轴线变化的圆形管道304，圆形管道304以直线309的投影线310为轴线。投影线310为直线309在圆形截面303圆心所在的回转面上的投影，所述回转面是以圆形截面303圆心至叶型管式喷嘴101的轴心的垂线为直径且沿平行于叶型管式喷嘴101的轴向拉伸的圆柱面。
根据发明人的试验，同类型预旋喷嘴在压比1.6附近的流量系数范围列表如下：
其中，参考文献
[1]A CFD ANALYSIS TOWARDS FLOW CHARACTERISTICS OF THREE PRE-SWIRLDESIGNS Adrien Dulac Master of Science Thesis Royal Institute of Technology,Sweden
[2]扩口孔型预旋喷嘴流动与温降特性刘高文等推进技术2013.4 34卷第3期
[3]叶型孔式预旋喷嘴流动叶型数值研究刘育心等推进技术2016.2 37卷第2期
[4]长径比对预旋孔流动特性影响的数值研究刘高文等推进技术2013.5 34卷第5期
本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改。因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明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，均落入本发明权利要求所界定的保护范围之内。

Claims (7)

1.用于燃气涡轮的叶型管式喷嘴，其特征在于，包括顺着气流流动方向依次相接的入口段、收缩段和出口段，所述入口段为一段环形通道，所述收缩段包括由多个叶片分隔开的多个气流流通通道，每个所述气流流通通道由外周壁面、内周壁面、两相邻叶片之一的吸力面以及所述两相邻叶片另一个的压力面围成，该气流流通通道的入口呈扇形截面；顺着气流流动方向看，对于每个所述气流流通通道，从该气流流通通道的入口到出口，扇形截面逐步光滑过渡为圆形截面，其中所述两相邻叶片设置成主导气流在该喷嘴的圆周方向的转折，而所述外周壁面、所述内周壁面设置成主导气流在该喷嘴的半径方向的转折；所述出口段包括对应各个该气流流通通道的出口分别连接的、直径不沿轴线变化的圆形管道。
2.如权利要求1所述的叶型管式喷嘴，其特征在于，所述出口段为以螺旋线为轴线的螺旋管，所述螺旋线过所述圆形截面的圆心，所述螺旋线在所述圆形截面圆心处的切线与所述圆形截面的法向量平行。
3.如权利要求1所述的叶型管式喷嘴，其特征在于，所述圆形截面的圆心与所述圆形管道的出口之间的沿所述圆形管道的轴线的轴向距离，为所述圆形管道的轴向长度，处在0.1～5倍于所述圆形截面的直径之间。
4.如权利要求1所述的叶型管式喷嘴，其特征在于，所述出口段为以直线为轴线的直管，所述轴线通过所述圆形截面的圆心，并平行于所述圆形截面的法向量。
5.如权利要求1所述的叶型管式喷嘴，其特征在于，所述入口段为一段环形通道。
6.如权利要求1所述的叶型管式喷嘴，其特征在于，所述圆形管道以一直线的投影线为轴线，所述投影线为所述直线在所述圆形管道的起始圆形截面圆心所在的回转面上的投影，所述回转面是以所述起始圆形截面的圆心至该叶型管式喷嘴的轴心的垂线为直径且沿平行于该叶型管式喷嘴的轴向拉伸的圆柱面。
7.如权利要求1所述的叶型管式喷嘴，其特征在于，所述叶型管式喷嘴用于航空发动机高压涡轮中的预旋冷却系统，将冷气折转后再送入高压涡轮转子叶根。
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Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110370158B (zh) * 2019-08-20 2020-12-08 西北工业大学 应用于航空发动机预旋喷嘴内腔表面光整的磨粒流工装
CN112412544A (zh) * 2020-11-23 2021-02-26 东方电气集团东方汽轮机有限公司 一种带进口过渡段的燃机气动孔型预旋喷嘴

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105114186A (zh) * 2015-08-04 2015-12-02 西北工业大学 一种用于预旋冷却系统的叶孔式预旋喷嘴
CN105464724A (zh) * 2015-12-30 2016-04-06 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种用于预旋冷却系统的气动孔型预旋喷嘴
CN205669438U (zh) * 2016-06-12 2016-11-02 贵州航空发动机研究所 一种带整流肋的叶片式预旋喷嘴结构

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
IT1138616B (it) * 1980-10-02 1986-09-17 Carrier Corp Compressore centrifugo
US5245821A (en) * 1991-10-21 1993-09-21 General Electric Company Stator to rotor flow inducer
US5402636A (en) * 1993-12-06 1995-04-04 United Technologies Corporation Anti-contamination thrust balancing system for gas turbine engines
US6234746B1 (en) * 1999-08-04 2001-05-22 General Electric Co. Apparatus and methods for cooling rotary components in a turbine
JP4067709B2 (ja) * 1999-08-23 2008-03-26 三菱重工業株式会社 ロータ冷却空気供給装置
DE10043906A1 (de) * 2000-09-06 2002-03-14 Rolls Royce Deutschland Vordralldüsenträger
GB0818047D0 (en) 2008-10-03 2008-11-05 Rolls Royce Plc Turbine cooling system
US8613199B2 (en) * 2010-04-12 2013-12-24 Siemens Energy, Inc. Cooling fluid metering structure in a gas turbine engine
US8584469B2 (en) * 2010-04-12 2013-11-19 Siemens Energy, Inc. Cooling fluid pre-swirl assembly for a gas turbine engine
US8926267B2 (en) * 2011-04-12 2015-01-06 Siemens Energy, Inc. Ambient air cooling arrangement having a pre-swirler for gas turbine engine blade cooling
RU2484264C2 (ru) * 2011-05-05 2013-06-10 Юрий Игоревич Гладков Безотрывный переходный канал между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления двухконтурного авиационного двигателя
US9228436B2 (en) * 2012-07-03 2016-01-05 Solar Turbines Incorporated Preswirler configured for improved sealing
DE102013011350A1 (de) * 2013-07-08 2015-01-22 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbine mit Hochdruckturbinenkühlsystem
US9938841B2 (en) * 2014-09-18 2018-04-10 Solar Turbines Incorporated Diaphragm assembly with a preswirler
EP3124743B1 (en) * 2015-07-28 2021-04-28 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Nozzle guide vane and method for forming a nozzle guide vane

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105114186A (zh) * 2015-08-04 2015-12-02 西北工业大学 一种用于预旋冷却系统的叶孔式预旋喷嘴
CN105464724A (zh) * 2015-12-30 2016-04-06 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种用于预旋冷却系统的气动孔型预旋喷嘴
CN205669438U (zh) * 2016-06-12 2016-11-02 贵州航空发动机研究所 一种带整流肋的叶片式预旋喷嘴结构

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