CN110905606A - 一种带旁路引气的涡轮盘腔封严结构 - Google Patents
一种带旁路引气的涡轮盘腔封严结构 Download PDFInfo
- Publication number
- CN110905606A CN110905606A CN201911237613.6A CN201911237613A CN110905606A CN 110905606 A CN110905606 A CN 110905606A CN 201911237613 A CN201911237613 A CN 201911237613A CN 110905606 A CN110905606 A CN 110905606A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- air
- cold air
- bypass
- turbine
- support ring
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Withdrawn
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/02—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages by non-contact sealings, e.g. of labyrinth type
- F01D11/04—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages by non-contact sealings, e.g. of labyrinth type using sealing fluid, e.g. steam
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
- F01D25/12—Cooling
Abstract
本发明涉及一种带旁路引气的涡轮盘腔封严结构，包括内支撑环组件和前挡板组件，在内支撑环组件上设有旁路引气槽，所述旁路引气槽为第三路冷气的第二流路，通过所述第二流路的冷气在主流通道入口与第一流路冷气掺混；封严冷气出口的气流速度和预旋角度增加，可减小与导叶根部出口主流燃气的速度三角形差异，减小封严冷气与主流的掺混，提高涡轮的效率，保证动叶根部工作在设计工况。
Description
技术领域
本发明属于燃气涡轮发动机领域，具体涉及一种带旁路引气的涡轮盘腔封严结构。
背景技术
燃气涡轮发动机的工作原理是利用压气机的压缩空气和燃料混合燃烧后产生的高温高压燃气驱动涡轮高速旋转，而涡轮又通过涡轮轴带动压气机，从而形成持续运转。涡轮由静止的导叶(组成静子部件)和转动的动叶(组成转子部件)组成。为保障涡轮转子的可靠运转，避免转静子间的碰磨，在转静子涡轮盘之间都存在一定的间隙。导叶和动叶根部之间轴向和径向间隙的存在，可能导致涡轮通道高温燃气通过该间隙入侵涡轮盘腔，从而造成涡轮盘温度过高而影响涡轮盘的工作安全和使用寿命。因此通常在涡轮盘腔中引入高压压气机出口的冷气作为封严气体，阻止燃气入侵涡轮盘腔，同时也对涡轮盘进行冷却。虽然引入封严冷气可以防止主流燃气入侵烧蚀盘腔，但是由于进入主流通道的封严冷气流速较低，气流预旋角度较小(相比导叶根部出口预旋角度)，封严冷气会在封严缝出口与主流燃气进行强烈的掺混，导致损失增加，涡轮效率降低。随着涡轮转速、涡轮前温度以及效率要求的提高，转静子间封严冷气的低流速和低预旋角度导致的涡轮性能下降日益明显。因此，需要对涡轮转静子间的盘腔封严结构进行优化设计，以满足涡轮性能提高的要求。
现有的一种典型涡轮盘腔封严结构如图1所示。该涡轮盘腔封严结构的工作原理是：从压气机前引入的冷气内支撑环上的进气孔进入集气腔，经过预旋喷嘴的降压加速，分成三股冷气。第一股冷气直接通过前挡板进气孔进入动叶集气腔冷却动叶。第二股冷气向下通过两篦齿和蜂窝结构组成的封严间隙进入涡轮盘根部冷却涡轮盘。第三股冷气向上先通过三篦齿和蜂窝组成的封严间隙，进入转静子组成的封严腔，接下来再经过单篦齿和蜂窝组成的封严间隙，最后由转静子间的封严缝进入主流通道，实现对导叶和动叶根部的冷却，以及防止主流高温燃气的入侵。
现有涡轮盘腔封严结构的缺陷是：图1中，第三股冷气经过两处封严篦齿和蜂窝组成的封严结构后，冷气的总压损失较大，冷气速度和冷气的预旋角度都较低，这就与导叶根部主流燃气存在很大差异，导致封严冷气进入到主流通道后会与主流的高速流体存在径向和周向掺混，并使进入动叶根部的主流气体出现很大负攻角状态，导致动叶根部工作在非设计点工况，这会增加动叶根部气流分离的风险以及增强通道二次流损失的强度，最终使涡轮通道的流动损失增加，涡轮效率降低，性能下降。对于高效涡轮而言，这种影响尤其明显。
发明内容
发明目的：针对目前所用涡轮盘腔封严结构的缺点，本发明提出了一种带旁路引气的新型的涡轮盘腔封严结构，其目的是增加封严缝出口冷气的速度和预旋角度，从而减小封严冷气与主流的掺混，提高涡轮的效率。
本发明实现上述目的的方案：
本发明提供一种带旁路引气的涡轮盘腔封严结构，包括内支撑环组件1和前挡板组件2，在内支撑环组件1上设有旁路引气槽104，所述旁路引气槽104为第三路冷气的第二流路，通过所述第二流路的冷气在主流通道入口与第一流路冷气掺混。
优选的，所述的一种带旁路引气的涡轮盘腔封严结构，所述旁路引气槽104的气流出口为出气孔105，所述出气孔105与发动机中心线成75°夹角。
优选的，所述的一种带旁路引气的涡轮盘腔封严结构，所述出气孔105沿内支撑环组件1周向均布。
优选的，所述的一种带旁路引气的涡轮盘腔封严结构，所述内支撑环组件1还包括第一蜂窝结构101、单篦齿结构102、三篦齿结构103；
所述前挡板组件2包括前挡板进气孔201、两篦齿结构202、第二蜂窝结构203、第三蜂窝结构204；
所述第一蜂窝结构101与两篦齿结构202构成封严间隙；
所述单篦齿结构102与第二蜂窝结构203构成封严间隙；
所述三篦齿结构103与第三蜂窝结构204构成封严间隙。
优选的，所述的一种带旁路引气的涡轮盘腔封严结构，还包括预旋喷嘴3，所述预旋喷嘴3位于内支撑环组件1内，冷气通过内支撑环组件1上的进气孔进入集气腔，经过预旋喷嘴3的降压加速，分成三股冷气。
优选的，所述的一种带旁路引气的涡轮盘腔封严结构，
第三股冷气经过单篦齿结构102与第二蜂窝结构203组成的封严间隙降压增速后分为两路；
第一流路冷气路经过三篦齿结构103与第三蜂窝结构204组成的封严间隙，最后由封严缝流出；
第二流路冷气由旁路引气槽104流进，气流经过折转后，再由出气孔105高速喷射流出与第一流路冷气掺混。
优选的，所述的一种带旁路引气的涡轮盘腔封严结构，
第一股冷气通过所述前挡板进气孔201进入动叶集气腔冷却动叶；
第二股冷气通过所述第一蜂窝结构101与两篦齿结构202构成的封严间隙进入涡轮盘根部冷却涡轮盘。
本发明的有益效果是：
本发明采用带旁路引气的盘腔封严结构后，封严冷气出口的气流速度和预旋角度增加，可减小与导叶根部出口主流燃气的速度三角形差异，保证动叶根部工作在设计工况，如图5和图6所示。现有盘腔封严结构的封严冷气出口绝对速度大小和方向都与导叶出口主流差异很大，在动叶转速一定的情况下，导致动叶进口的封严冷气相对速度与主流燃气的相对速度差异也大，从而影响动叶工况。采用本发明盘腔封严结构后，封严冷气出口绝对速度大小和方向与主流燃气差异很小，从而保证封严冷气相对动叶进口的相对速度大小和方向与主流差异很小，这样可减小掺混损失，保证动叶根部工作在设计工况。
采用本发明盘腔封严结构后，动叶根部工作在设计工况，动叶通道二次流损失大幅减小。与现有盘腔封严结构相比，采取本发明后可使涡轮效率提高0.5％以上。
本发明结构简单，经济性和可实现性好。
附图说明
图1为现有的盘腔封严结构图；
图2为本发明的盘腔封严结构图；
图3为本发明的内支撑环组件结构图；
图4为本发明内支撑环组件结构B-B剖视图；
其中：1-内支撑环组件、2-前挡板组件、3-预旋喷嘴；
101-第一蜂窝结构、102-单篦齿结构、103-三篦齿结构、104-旁路引气槽、105-出气孔；
201-前挡板进气孔、202-两篦齿结构、203-第二蜂窝结构、204-第二蜂窝结构；
图5为现有盘腔封严结构下冷气速度三角形示意图；
图6为本发明结构下冷气速度三角形示意图；
其中：S-导叶，R-动叶，V-主流绝对速度，U-旋转速度，W-主流相对速度，Vseal-封严绝对速度，Wseal-封严相对速度。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，以下结合具体实施例，并参照附图，对本发明进一步详细说明。
本发明提出的带旁路引气的涡轮盘腔封严结构如图2所示。
包括内支撑环组件1和前挡板组件2，内支撑环组件1内设有预旋喷嘴3。
所述内支撑环组件1还包括第一蜂窝结构101、单篦齿结构102、三篦齿结构103；
所述前挡板组件2包括前挡板进气孔201、两篦齿结构202、第二蜂窝结构203、第三蜂窝结构204；
所述第一蜂窝结构101与两篦齿结构202构成封严间隙；
所述单篦齿结构102与第二蜂窝结构203构成封严间隙；
所述三篦齿结构103与第三蜂窝结构204构成封严间隙。
与现有盘腔封严结构相比，本发明主要优化了第三股冷气的流路结构，在内支撑环组件1上部增加了旁路引气流路，以增加封严缝出口冷气的速度和预旋角度。内支撑环组件1的详细结构如图3所示，旁路引气流路上的引气槽和出气孔B-B剖视图如图4所示。
本发明的涡轮盘腔封严结构工作原理是：从压气机前引入的冷气通过内支撑环组件1上的进气孔进入集气腔，经过预旋喷嘴3的降压加速，分成三股冷气，分别流经内支撑环组件1和前挡板组件2之间形成三路冷气通道。第一股冷气直接通过前挡板组件2上的前挡板进气孔201进入动叶集气腔冷却动叶。第二股冷气向下通过内支撑环组件1上的第一蜂窝结构101与前挡板组件2上的两篦齿结构202构成的封严间隙进入涡轮盘根部冷却涡轮盘。上面两股冷气与现有盘腔封严结构一致，但第三股冷气在经过由支撑环组件1的单篦齿结构102与前挡板组件2上的第二蜂窝结构203组成的封严间隙降压增速后分为两路，第一流路经过由内支撑环组件1上的三篦齿结构103与前挡板组件2上的第三蜂窝结构204组成的封严间隙，最后由封严缝流出，该路流速低，流量小；第二流路冷气由内支撑环组件1上的旁路引气槽104流进，气流经过折转后，再由与发动机中心线成75°夹角周向均布的出气孔105高速喷射流出，实现气流的加速和增加预旋角度。该股带预旋的高速冷气与流路一中的低速低预旋冷气进行掺混，使流出转静子封严缝的封严冷气流速和预旋角度都增加，接近或达到导叶根部出口的流速和预旋角度，减小两者的掺混，使动叶根部进口的气流达到动叶设计状态，从而减小二次流损失，达到增加涡轮做功能力，提高涡轮效率的目的。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变型，这些改进和变型也应视为本发明的保护范围。
Claims (7)
1.一种带旁路引气的涡轮盘腔封严结构，包括内支撑环组件和前挡板组件，其特征在于，在内支撑环组件上设有旁路引气槽，所述旁路引气槽为第三路冷气的第二流路，通过所述第二流路的冷气在主流通道入口与第一流路冷气掺混。
2.根据权利要求1所述的一种带旁路引气的涡轮盘腔封严结构，其特征在于，所述旁路引气槽的气流出口为出气孔，所述出气孔与发动机中心线成75°夹角。
3.根据权利要求2所述的一种带旁路引气的涡轮盘腔封严结构，其特征在于，所述出气孔沿内支撑环组件周向均布。
4.根据权利要求2所述的一种带旁路引气的涡轮盘腔封严结构，其特征在于，所述内支撑环组件还包括第一蜂窝结构、单篦齿结构、三篦齿结构；
所述前挡板组件包括前挡板进气孔、两篦齿结构、第二蜂窝结构、第三蜂窝结构；
所述第一蜂窝结构与两篦齿结构构成封严间隙；
所述单篦齿结构与第二蜂窝结构构成封严间隙；
所述三篦齿结构与第三蜂窝结构构成封严间隙。
5.根据权利要求4所述的一种带旁路引气的涡轮盘腔封严结构，其特征在于，还包括预旋喷嘴，所述预旋喷嘴位于内支撑环组件内，冷气通过内支撑环组件上的进气孔进入集气腔，经过预旋喷嘴的降压加速，分成三股冷气。
6.根据权利要求5所述的一种带旁路引气的涡轮盘腔封严结构，其特征在于，
第三股冷气经过单篦齿结构与第二蜂窝结构组成的封严间隙降压增速后分为两路；
第一流路冷气路经过三篦齿结构与第三蜂窝结构组成的封严间隙，最后由封严缝流出；
第二流路冷气由旁路引气槽流进，气流经过折转后，再由出气孔高速喷射流出与第一流路冷气掺混。
7.根据权利要求5所述的一种带旁路引气的涡轮盘腔封严结构，其特征在于，
第一股冷气通过所述前挡板进气孔进入动叶集气腔冷却动叶；
第二股冷气通过所述第一蜂窝结构与两篦齿结构构成的封严间隙进入涡轮盘根部冷却涡轮盘。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201911237613.6A CN110905606A (zh) | 2019-12-05 | 2019-12-05 | 一种带旁路引气的涡轮盘腔封严结构 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201911237613.6A CN110905606A (zh) | 2019-12-05 | 2019-12-05 | 一种带旁路引气的涡轮盘腔封严结构 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN110905606A true CN110905606A (zh) | 2020-03-24 |
Family
ID=69822569
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201911237613.6A Withdrawn CN110905606A (zh) | 2019-12-05 | 2019-12-05 | 一种带旁路引气的涡轮盘腔封严结构 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN110905606A (zh) |
Cited By (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111927560A (zh) * | 2020-07-31 | 2020-11-13 | 中国航发贵阳发动机设计研究所 | 一种低位进气叶型式预旋喷嘴结构 |
| CN112302731A (zh) * | 2020-10-27 | 2021-02-02 | 西北工业大学 | 一种用于涡轮盘多排渐缩型圆柱孔状的径向轮缘密封结构 |
| CN112324698A (zh) * | 2020-11-03 | 2021-02-05 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种引气封严装置及其压气机引气封严结构 |
| CN112594014A (zh) * | 2020-12-15 | 2021-04-02 | 中国科学院工程热物理研究所 | 一种用于跨音速涡轮平面叶栅实验的封严供气装置 |
| CN112855283A (zh) * | 2021-01-11 | 2021-05-28 | 中国科学院工程热物理研究所 | 一种可提高接收孔流量系数的发动机预旋系统 |
| CN113638775A (zh) * | 2021-10-13 | 2021-11-12 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 带旁路引气的预旋喷嘴结构 |
| CN114151141A (zh) * | 2021-10-20 | 2022-03-08 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 一种航空发动机涡轮盘腔集气导流结构 |
| CN115680789A (zh) * | 2022-12-29 | 2023-02-03 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种导叶下缘板咬嘴封严结构 |
| CN117090643A (zh) * | 2023-10-20 | 2023-11-21 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种强效冷却的涡轮转子叶片供气结构 |
| CN117145592A (zh) * | 2023-10-31 | 2023-12-01 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 一种基于异型节流通道的预旋系统及其设计方法 |
| CN117287267A (zh) * | 2023-11-24 | 2023-12-26 | 成都中科翼能科技有限公司 | 一种燃气轮机的涡轮盘腔结构 |
-
2019
- 2019-12-05 CN CN201911237613.6A patent/CN110905606A/zh not_active Withdrawn
Cited By (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111927560A (zh) * | 2020-07-31 | 2020-11-13 | 中国航发贵阳发动机设计研究所 | 一种低位进气叶型式预旋喷嘴结构 |
| CN112302731A (zh) * | 2020-10-27 | 2021-02-02 | 西北工业大学 | 一种用于涡轮盘多排渐缩型圆柱孔状的径向轮缘密封结构 |
| CN112302731B (zh) * | 2020-10-27 | 2022-11-18 | 西北工业大学 | 一种用于涡轮盘多排渐缩型圆柱孔状的径向轮缘密封结构 |
| CN112324698A (zh) * | 2020-11-03 | 2021-02-05 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种引气封严装置及其压气机引气封严结构 |
| CN112594014B (zh) * | 2020-12-15 | 2022-05-20 | 中国科学院工程热物理研究所 | 一种用于跨音速涡轮平面叶栅实验的封严供气装置 |
| CN112594014A (zh) * | 2020-12-15 | 2021-04-02 | 中国科学院工程热物理研究所 | 一种用于跨音速涡轮平面叶栅实验的封严供气装置 |
| CN112855283B (zh) * | 2021-01-11 | 2022-05-20 | 中国科学院工程热物理研究所 | 一种可提高接收孔流量系数的发动机预旋系统 |
| CN112855283A (zh) * | 2021-01-11 | 2021-05-28 | 中国科学院工程热物理研究所 | 一种可提高接收孔流量系数的发动机预旋系统 |
| CN113638775A (zh) * | 2021-10-13 | 2021-11-12 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 带旁路引气的预旋喷嘴结构 |
| CN114151141A (zh) * | 2021-10-20 | 2022-03-08 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 一种航空发动机涡轮盘腔集气导流结构 |
| CN114151141B (zh) * | 2021-10-20 | 2023-06-30 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 一种航空发动机涡轮盘腔集气导流结构 |
| CN115680789A (zh) * | 2022-12-29 | 2023-02-03 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种导叶下缘板咬嘴封严结构 |
| CN117090643A (zh) * | 2023-10-20 | 2023-11-21 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种强效冷却的涡轮转子叶片供气结构 |
| CN117090643B (zh) * | 2023-10-20 | 2024-01-02 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种强效冷却的涡轮转子叶片供气结构 |
| CN117145592A (zh) * | 2023-10-31 | 2023-12-01 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 一种基于异型节流通道的预旋系统及其设计方法 |
| CN117145592B (zh) * | 2023-10-31 | 2024-01-09 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 一种基于异型节流通道的预旋系统及其设计方法 |
| CN117287267A (zh) * | 2023-11-24 | 2023-12-26 | 成都中科翼能科技有限公司 | 一种燃气轮机的涡轮盘腔结构 |
| CN117287267B (zh) * | 2023-11-24 | 2024-01-23 | 成都中科翼能科技有限公司 | 一种燃气轮机的涡轮盘腔结构 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN110905606A (zh) | 一种带旁路引气的涡轮盘腔封严结构 | |
| US3936215A (en) | Turbine vane cooling | |
| CN109139122B (zh) | 一种燃气轮机2级透平转子的内部冷却系统 | |
| EP2206902A2 (en) | Turbine cooling air from a centrifugal compressor | |
| CN109630209A (zh) | 一种带预旋引气的涡轮盘腔封严结构 | |
| CA2963914A1 (en) | Centrifugal compressor diffuser passage boundary layer control | |
| KR20080057183A (ko) | 불노우즈형 밀봉 터빈 스테이지 | |
| EP2390466A1 (en) | A cooling arrangement for a gas turbine | |
| US10683758B2 (en) | Inter-stage cooling for a turbomachine | |
| CN107762963B (zh) | 一种用于压气机级间的双重径向封严结构 | |
| JP2016121690A (ja) | エンジンおよび前記エンジンを作動させる方法 | |
| CN109458229A (zh) | 一种带旁路引气的涡轮盘腔封严结构 | |
| US8561997B2 (en) | Adverse pressure gradient seal mechanism | |
| US20140064952A1 (en) | Assembly of an axial turbomachine and method for manufacturing an assembly of this type | |
| US20170102004A1 (en) | Compressor aerofoil and corresponding compressor rotor assembly | |
| JP2012159077A (ja) | ガスタービンエンジンで使用するためのタービンバケット及びそれを製作する方法 | |
| JP2017082783A (ja) | シュラウド内に出口経路を有するタービンバケット | |
| US20190003326A1 (en) | Compliant rotatable inter-stage turbine seal | |
| CN110630339A (zh) | 一种具有盘缘封严结构的涡轮盘 | |
| CN116085064A (zh) | 一种带增压叶片的预旋系统及航空发动机 | |
| CN215633160U (zh) | 涡轮冷却封严供气结构和航空发动机 | |
| CN109519225B (zh) | 一种具有减振阻尼及密封结构的向心透平装置 | |
| CN112523813B (zh) | 航空发动机涡轮轮缘封严结构 | |
| CN111878451A (zh) | 轴流压气机封严装置、轴流压气机及燃气轮机 | |
| US11326619B2 (en) | Diffuser for a radial compressor |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| WW01 | Invention patent application withdrawn after publication |
Application publication date: 20200324 |
|
| WW01 | Invention patent application withdrawn after publication |