CN113530683A - 涡轮叶片冷却系统和航空发动机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及航空发动机技术领域，特别涉及一种涡轮叶片冷却系统和航空发动机。本发明的涡轮叶片冷却系统，包括：涡轮机匣；多个涡轮叶片，设置于涡轮机匣内，并沿着涡轮机匣的周向分布；集气腔，设置于涡轮机匣内，冷却气体由集气腔流向涡轮叶片；和引气装置，用于引导冷却气体进入集气腔，并包括引气管和扩张管，引气管通过扩张管与集气腔连通，且扩张管的通流面积沿着冷却气体的流动方向增大。通过在引气管出口增设扩张管，能够降低流向集气腔的冷却气体的射流速度，并使流入集气腔的冷却气体在周向上呈放射状，扩大冷却气体的周向覆盖面积，因此，能够有效改善涡轮叶片的冷却均匀性。

Description

涡轮叶片冷却系统和航空发动机

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，特别涉及一种涡轮叶片冷却系统和航空发动机。

背景技术

涡轮是航空发动机等的重要部件，由于其往往工作于高温环境，因此，对其叶片进行冷却非常重要，有利于延长涡轮的寿命，提高涡轮的工作可靠性。

为了实现对涡轮叶片的冷却，一般，在涡轮机匣上设置若干引气管将来自压气机等的冷却气体引入集气腔内，冷却气体经过集气腔的收集稳压作用后，流向沿涡轮机匣周向分布的若干涡轮叶片，实现对涡轮叶片的冷却。

相关技术中，引气管的数量一般少于涡轮叶片的数量，且引气管直接与集气腔连通。这种情况下，从引气管流出的冷却气体大部分流向与引气管出口正对的涡轮叶片，而流向非正对的涡轮叶片的冷却气体却较少，也即，冷量在周向上分布不均，正对引气管的涡轮叶片的冷量显著高于其他涡轮叶片，这造成周向各涡轮叶片的温度场不均匀，而这种不均匀将导致涡轮叶片，乃至涡轮机匣变形不均匀，造成涡轮转静子磨损等问题，影响工作安全性。

发明内容

本发明提供一种涡轮叶片冷却系统和航空发动机，以改善涡轮叶片的冷却均匀性。

本发明所提供的涡轮叶片冷却系统，包括：

涡轮机匣；

多个涡轮叶片，设置于涡轮机匣内，并沿着涡轮机匣的周向分布；

集气腔，设置于涡轮机匣内，冷却气体由集气腔流向涡轮叶片；和

引气装置，用于引导冷却气体进入集气腔，并包括引气管和扩张管，引气管通过扩张管与集气腔连通，且扩张管的通流面积沿着冷却气体的流动方向增大。

在一些实施例中，扩张管被构造为锥管。

在一些实施例中，锥管的锥角α为30°～120°。

在一些实施例中，扩张管关于涡轮机匣的直径对称。

在一些实施例中，涡轮叶片冷却系统包括多个引气装置，多个引气装置沿着涡轮机匣的周向分布。

在一些实施例中，多个引气装置沿着涡轮机匣的周向均匀分布。

在一些实施例中，引气装置的数量少于涡轮叶片的数量。

在一些实施例中，涡轮叶片的数量为引气装置数量的倍数。

在一些实施例中，扩张管设置于集气腔内部。

本发明所提供的航空发动机，包括本发明的涡轮叶片冷却系统。

本发明通过在引气管出口增设扩张管，能够降低流向集气腔的冷却气体的射流速度，并使流入集气腔的冷却气体在周向上呈放射状，扩大冷却气体的周向覆盖面积，因此，能够有效改善涡轮叶片的冷却均匀性。

通过以下参照附图对本发明的示例性实施例进行详细描述，本发明的其它特征及其优点将会变得清楚。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示出本发明实施例中涡轮叶片冷却系统的工作原理示意图。

图中：

1、涡轮机匣；2、涡轮叶片；3、集气腔；4、引气装置；41、引气管；42、扩张管；43、安装座。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有开展创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。

此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。

如前所述，相关技术中，涡轮叶片和引气管均沿着涡轮机匣的周向分布，但引气管的数量少于涡轮叶片的数量，且各引气管直接与集气腔连通，这种情况下，由引气管流出的冷却气体，其射流状态并不能完全耗散，而是仍具有较大的径向射流速度，从而其中大部分流向与引气管正对的涡轮叶片，导致与引气管正对的涡轮叶片受到较大冲击，承受较大冷量，而没有正对引气管的涡轮叶片，则压力较小，冷量较少，造成冷量在周向上分布均匀性较差的问题，这种冷量的差别导致周向各涡轮叶片的温度场均匀性较差，影响涡轮叶片和涡轮机匣等的变形均匀性，增加涡轮转子与静子之间的磨损风险，影响航空发动机的安全。

基于上述发现，本发明对涡轮叶片冷却系统的结构进行改进，以改善涡轮叶片的冷却均匀性，进而提高涡轮和航空发发动机的工作安全性。

图1示例性地示出了本发明涡轮叶片冷却系统的结构。其中箭头表示冷却气体的流动方向。

参照图1，在本发明的一些实施例中，涡轮叶片冷却系统包括涡轮机匣1、涡轮叶片2、集气腔3和引气装置4等。

其中，涡轮机匣1为中空回转体，其横截面例如大致呈圆形。

涡轮叶片2设置于涡轮机匣1内，且一般涡轮叶片2的数量为多个，这多个涡轮叶片2沿着涡轮机匣1的周向分布，例如沿着涡轮机匣1的周向均匀分布。

涡轮叶片2例如为涡轮导叶或整流叶片等静叶，其不随涡轮的转子转动，因此，无法通过自身的转动得到冷却，而通常由冷却气体冷却。

用于冷却涡轮叶片2的冷却气体由引气装置4和集气腔3引入，其中，引气装置4和集气腔3沿着冷却气体的流动方向依次连通，即，冷却气体依次经由引气装置4和集气腔3，流向涡轮叶片2。

其中，集气腔3设置于涡轮机匣1内，并沿着冷却气体的流动方向设置于涡轮叶片2的上游，使得冷却气体能够由集气腔3流向涡轮叶片2，对涡轮叶片2进行冷却。

集气腔3能起到气体收集及稳压作用。集气腔3收集由引气装置4输送的冷却气体，而进入集气腔3的冷却气体，经过集气腔3稳压之后，流向位于集气腔3下游的涡轮叶片2，对涡轮叶片2进行冷却，防止涡轮叶片2因温度过高而变形或损坏。

参照图1，集气腔3一般为环形空腔，且在一些实施例中，集气腔3以涡轮机匣1作为外壁，集气腔3的周向和径向与涡轮机匣1的周向和径向相同。

引气装置4用于引导冷却气体进入集气腔3，其连通集气腔3和冷却气体的供应源(例如压气机)，使得冷却气体能够由压气机等供应源流入集气腔3中。

参照图1，一些实施例中，引气装置4包括引气管41和扩张管42，引气管41通过扩张管42与集气腔3连通，即引气管41和扩张管42沿着冷却气体的流动方向依次连通，并且，扩张管42的通流面积沿着冷却气体的流动方向增大。

通过在引气管41与集气腔3之间增设通流面积沿冷却气体流动方向增大的扩张管42，使得能够利用扩张管42的扩压作用以及导流作用，降低冷却气体的径向射流速度，增强冷却气体的周向扩散程度，扩大冷却气体的周向覆盖面积，使得冷却气体不再过分集中流向与引气管41正对的涡轮叶片2，而是也可以较充分地流向未正对引气管41的涡轮叶片2，从而有效改善冷量的周向分布均匀性，实现对各涡轮叶片2更均匀的冷却效果，降低涡轮叶片2和涡轮机匣1等的变形不均匀性，进而减少涡轮磨损，提高涡轮及航空发动机的工作安全性。

同时，基于扩张管42的扩口设计，冷却气体向集气腔3流动时为逐渐扩张的流动，相比于冷却气体直接由引气管41进入集气腔3，面积突然扩张的情况，有利于降低冷却气体进入集气腔3时的压力损失。

其中，参照图1，一些实施例中，引气管41位于涡轮机匣1外部，并通过安装座3与涡轮机匣1连接。安装座3上设有通孔。引气管41的出口与安装座3的通孔连通。

参照图1，一些实施例中，引气管41出口端面的垂线和安装座3的通孔的轴线均沿着涡轮机匣1的径向布置。这样，冷却气体从引气管41流出时沿着涡轮机匣1的径向。

另外，参照图1，一些实施例中，引气管41为等截面引气管，其通流面积未沿着冷却气体的流动方向变化，而是各段相等，未变大或变小。

扩张管42连通引气管41和集气腔3，用于将从引气管41流出的气体引入集气腔3中。

参照图1，一些实施例中，扩张管42设置于集气腔3中，其入口与引气管41的出口连接，并且，扩张管42的出口大于扩张管42的入口，更具体地，扩张管42的出口大于引气管41的出口，使得扩张管42的通流面积沿着冷却气体的流动方向增大，也即扩张管42构成扩张通道。

由于扩张管42的通流面积沿着冷却气体的流动方向增大，因此，扩张管42一方面能起到扩压作用，将冷却气体的射流速度降低，另一方面还能起到导流作用，引导冷却气体沿周向扩散，扩大冷却气体的周向覆盖范围，使得冷却气体不再直接冲向与引气管41出口正对的涡轮叶片2，而是可以更好地流向未与引气管41出口正对的涡轮叶片2。由于射流速度降低，冷却气体的动压更容易耗散，冷却气体更容易均匀地流向下游，且周向上覆盖面积增大，冷却气体的周向流动效果更好，因此，能够有效提高冷量的分布均匀性，改善温度场和变形均匀性，减少磨损，提高安全性。

扩张管42的具体形状可以有多种，只要其通流面积沿着冷却气体的流动方向增大即可。

例如，参照图1，一些实施例中，扩张管42被构造为锥管。采用锥管作为扩张管42，扩张管42的通流面积沿着冷却气体的流动方向逐渐增加，结构简单，加工方便。

被构造为锥管时，扩张管42的锥角α可以为0～180°，例如为30°～120°，更具体地，例如为30°、60°、90°或120°等，以进一步改善冷却均匀性。

另外，参照图1，一些实施例中，扩张管42关于涡轮机匣1的直径对称。例如，当扩张管42为锥管时，扩张管42的中心轴线沿着涡轮机匣1的径向，使得扩张管42的锥形截面关于涡轮机匣1的直径左右对称。这样，由扩张管42流出的冷却气体，能够更均匀地沿周向流动，有利于进一步改善冷却气流的周向均匀性。

在本发明中，引气装置4的数量可以灵活设置。

例如，参照图1，一些实施例中，涡轮叶片冷却系统包括多个引气装置4，且这多个引气装置4沿着涡轮机匣1的周向分布。这样，有利于提高引气效率，且有利于改善冷却效果，其中尤其有利于进一步改善周向冷却均匀性。

其中，各引气装置4具体可以沿着涡轮机匣1的周向均匀分布，不仅布局简单，设置方便，同时也更适应涡轮叶片2沿涡轮机匣1周向均匀分布的特点，实现更加均匀高效的冷却过程。

另外，参照图1，一些实施例中，引气装置4的数量少于涡轮叶片2的数量，这样便于简化结构，节约成本，减少空间占用。

例如，参照图1，一些实施例中，涡轮叶片2的数量为引气装置4数量的倍数。具体地，如图1所示，涡轮叶片2的数量为12个，而引气装置4的数量为4个。这样，每个引气装置4对应3个涡轮叶片2，每个引气装置4的引气管41正对着一个涡轮叶片2，而每个引气装置4的扩张管42则覆盖3个涡轮叶片2，能够基于较简单的结构，实现较均匀高效的冷却过程。

将本发明的涡轮叶片冷却系统应用于航空发动机中，有利于提高航空发动机的安全性，改善航空发动机的性能，提高航空发动机的可靠性，延长航空发动机的寿命。

在应用于航空发动机时，引气管41的入口可以与压气机连通，以将压气机中的高压气体作为冷却气体，引入集气腔3，冷却涡轮叶片2。

以上所述仅为本发明的示例性实施例，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、改进等，参数均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种涡轮叶片冷却系统，其特征在于，包括：

涡轮机匣(1)；

多个涡轮叶片(2)，设置于所述涡轮机匣(1)内，并沿着所述涡轮机匣(1)的周向分布；

集气腔(3)，设置于所述涡轮机匣(1)内，冷却气体由所述集气腔(3)流向所述涡轮叶片(2)；和

引气装置(4)，用于引导所述冷却气体进入所述集气腔(3)，并包括引气管(41)和扩张管(42)，所述引气管(41)通过所述扩张管(42)与所述集气腔(3)连通，且所述扩张管(42)的通流面积沿着所述冷却气体的流动方向增大。

2.根据权利要求1所述的涡轮叶片冷却系统，其特征在于，所述扩张管(42)被构造为锥管。

3.根据权利要求2所述的涡轮叶片冷却系统，其特征在于，所述锥管的锥角α为30°～120°。

4.根据权利要求1所述的涡轮叶片冷却系统，其特征在于，所述扩张管(42)关于所述涡轮机匣(1)的直径对称。

5.根据权利要求1-4任一所述的涡轮叶片冷却系统，其特征在于，所述涡轮叶片冷却系统包括多个所述引气装置(4)，所述多个引气装置(4)沿着所述涡轮机匣(1)的周向分布。

6.根据权利要求5所述的涡轮叶片冷却系统，其特征在于，所述多个引气装置(4)沿着所述涡轮机匣(1)的周向均匀分布。

7.根据权利要求5所述的涡轮叶片冷却系统，其特征在于，所述引气装置(4)的数量少于所述涡轮叶片(2)的数量。

8.根据权利要求7所述的涡轮叶片冷却系统，其特征在于，所述涡轮叶片(2)的数量为所述引气装置(4)数量的倍数。

9.根据权利要求1-4任一所述的涡轮叶片冷却系统，其特征在于，所述扩张管(42)设置于所述集气腔(3)内部。

10.一种航空发动机，其特征在于，包括如权利要求1-9任一所述的涡轮叶片冷却系统。

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