CN114483199B - 具备波纹状流路的阵列冲击射流冷却结构 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及阵列冲击射流冷却结构，其特征在于，在第一壁与同所述第一壁相对的第二壁之间形成有流动通道，在所述第一壁，沿着所述流动通道分离地配置有多个冲击冷却孔，在所述第二壁的表面且在所述多个冲击冷却孔的喷射轴之间的每个空间具备以凸状突出的流动转向部件(diverter)。

Description

具备波纹状流路的阵列冲击射流冷却结构
技术领域
本发明涉及阵列冲击射流冷却结构，具体涉及一种通过减少在几个冲击冷却孔在一个冷却流路以形成热的方式配置的阵列冲击射流冷却结构中产生的横向流动的影响而能够得到均匀的冷却效果的阵列冲击射流冷却结构。
背景技术
涡轮发动机是指利用如蒸汽、气体等压缩性流体的流动在冲击力或者反作用力的作用下获得旋转力的机械装置，有利用蒸汽的蒸汽轮机和利用高温的燃烧气体的燃气轮机等。
其中，燃气轮机大致由压缩机、燃烧器和涡轮构成。压缩机具备导入空气的空气导入口，压缩机壳体内交替地配置有多个压缩机静叶和压缩机动叶。从外部导入的空气随着经过由多级构成的旋转的压缩机动叶而逐渐被压缩而上升至目标压力。
燃烧器向在压缩机中被压缩的压缩空气供给燃料，用燃烧机构进行点火，从而生成高温高压的燃烧气体。
涡轮在涡轮壳体内交替地配置有多个涡轮静叶和涡轮动叶。另外，以贯穿压缩机、燃烧器、涡轮和排气室的中心部的方式配置有转子。
转子的两端部被轴承支承为能够旋转。并且，在转子固定有多个轮盘以连接各个动叶，同时在排气室侧的端部连接发电机等的驱动轴。
这种燃气轮机由于没有四冲程内燃机的活塞等往复运动机构而不具备活塞-缸体等相互摩擦部分，因此润滑油的消耗极少，并且大幅减少了往复运动机械的特征即振幅，具有可高速运动的优点。
对燃气轮机的运转简单说明如下。在压缩机被压缩的空气与燃料混合而燃烧，从而生成高温的燃烧气体，这样生成的燃烧气体被喷射到涡轮侧。被喷射的燃烧气体在上述涡轮静叶和涡轮动叶通过而生成旋转力，由此上述转子旋转。
对燃气轮机的效率造成影响的因素非常之多。近年来，对于燃气轮机的开发，从提高燃烧器中的燃烧效率、通过提升涡轮入口温度来提高热力学效率、提高压缩机及涡轮中的空气动力效率等多种方面进行研究。
发电用工业型燃气轮机的等级(class)可以以涡轮入口温度(TIT，Turbine InletTemperature)来进行划分，目前G等级和H等级的燃气轮机占据了领先地位，还发现最新的燃气轮机达到J等级的例子。燃气轮机的等级越高，效率及涡轮入口温度都会上升，由于H等级的燃气轮机的涡轮入口温度达到1500℃，所以相应地需要开发耐热材料以及发展冷却技术。
耐热设计需要在整个燃气轮机上进行，在产生并流动高温的燃烧气体的燃烧器和涡轮中尤为重要。燃气轮机的冷却是利用压缩机中生成的压缩空气的空冷式，涡轮则由于在遍及几个级旋转的涡轮动叶之间固定配置涡轮静叶的复杂结构，而存在冷却设计更难的难点。
在涡轮静叶和涡轮动叶，形成有许多用于使它们免受高温的热应力环境影响的冷却孔和冷却槽，在其内部沿着长度方向(半径方向)以蜿蜒方式形成有供压缩空气流动的流路。将这种流路称为蛇形流路(SerpentineCooling Path)，在蛇形流路流动的压缩空气，虽然冷却涡轮静叶和涡轮动叶的每一处，但由于还与冷却孔和冷却槽连接而产生冲击冷却(冲击射流冷却)和膜冷却。
冲击冷却是指高压的压缩空气直接冲击到高温部件表面而引起冷却，膜冷却是指通过在暴露在高温环境中的部件表面形成薄薄的导热率非常低的空气层而在进行冷却的同时抑制从高温环境传递热。在涡轮静叶和涡轮动叶中，在它们的内表面引起冲击冷却，在有高温的燃烧气体流动的外表面执行引起膜冷却的复合型冷却，由此能够保护它们免受高温环境的影响。
为了将冲击射流冷却应用到大面积中，需要设计一种几个冲击冷却孔相对于一个冷却流路以形成热的方式配置的阵列冲击射流冷却结构。但是，在阵列冲击射流冷却结构中，产生冲击到冷却表面的射流沿着壁面朝向流路出口的横方向流动(横向流动)，随之产生如下现象：随着朝向下游侧，冲击射流的喷射方向逐渐更向流路出口侧偏向。这种冲击射流的偏向在流路出口仅形成在一侧方向上时发生得更为明显，由于冲击射流的偏向，导致不均匀的热传递分布。
这种不均匀的热传递分布会引发冲击面上的热应力，而这会对部件的寿命造成不良影响，因此需要针对此的解决方案，尤其是考虑到为了提高燃气轮机的效率而使涡轮入口温度日益上升的目前的开发趋势，可以预料日后为消除热应力的方案的重要性会进一步提高。
现有技术文献
专利文献
专利文献1：美国授权专利第7,572,102号(2009.08.11授权)
发明内容
本发明的目的在于，提供一种能够有效抑制现有的阵列冲击射流冷却结构中产生的横向流动所导致的冷却效果劣化现象的新的阵列冲击射流冷却结构。
本发明涉及一种阵列冲击射流冷却结构，其特征在于，在第一壁和同所述第一壁相对的第二壁之间形成有流动通道，在所述第一壁，沿着所述流动通道分离地配置有多个冲击冷却孔，在所述第二壁的表面且在所述多个冲击冷却孔的喷射轴之间的每个空间具备以凸状突出的流动转向部件(diverter)。
在本发明的一实施方式中，其特征在于，所述流动转向部件的相对于包括所述喷射轴在内的平面的截面形状为，两个侧面形成棱线的山形。
这里，所述流动转向部件的相对于包括所述喷射轴在内的平面的截面形状，可以为所述棱线构成平面。
另外，所述棱线相汇的顶部可以构成平面。
或者，所述流动转向部件的相对于包括所述喷射轴在内的平面的截面形状，可以为构成连续的曲面的山形。
并且，所述第一壁可以沿着所述流动通道形成有多个弯入部，所述弯入部朝向所述流动转向部件之间的空间以凹状凹陷，所述冲击冷却孔可以配置在所述弯入部内。
这里，所述流动转向部件的中心轴可以朝向所述弯入部之间的中央部，并且所述冲击冷却孔的喷射轴可以朝向所述流动转向部件之间的中央部。
并且，所述弯入部相对于所述第一壁构成的角度可以大于所述流动转向部件相对于所述第二壁构成的角度。
并且，在本发明的一实施方式中，可以在所述流动转向部件，形成有沿着所述流动通道贯穿所述两个侧面的棱线的迂回通道。
另外，所述迂回通道的流动轴可以配置为横穿相邻的冲击冷却孔的喷射轴。
在本发明的阵列冲击射流冷却结构中，所述第一壁可以为低温壁，所述第二壁可以为高温壁。
作为一例，所述第一壁可以为燃烧器的衬套，所述第二壁可以为燃烧器的火焰筒或者过渡段。
或者，所述第一壁可以是形成涡轮静叶的中空部的内部壁，所述第二壁可以是与所述内部壁分离且构成涡轮静叶的外形的外部壁。
或者，所述第一壁可以是形成涡轮动叶的中空部的内部壁，所述第二壁可以是与所述内部壁分离且构成涡轮动叶的外形的外部壁。
具备上述结构的本发明的阵列冲击射流冷却结构中，通过冲击冷却孔喷射的冲击射流在冲击到冷却面之后沿横向流动的中途，遇到以凸状突出的流动转向部件而沿着其棱线上升，由此减少与周边冲击射流的流动之间的干扰。由此，减轻冲击射流由于横向流动而偏向的现象，从而充分确保基于冲击射流的冷却效果。
另外，通过构成交替配置第一壁的弯入部和第二壁的流动转向部件而成波纹形状的流动通道，能够引导冷却流体的顺畅流动并在整体上形成均匀的热传递分布。
本发明的效果并不限定于上文中提及的效果，本领域技术人员能够根据下文中的描述来明确理解未提及的其他效果。
附图说明
图1是示出能够应用本发明的阵列冲击射流冷却结构的燃气轮机的一例的图。
图2是示出现有的阵列冲击射流冷却结构的图。
图3是示出本发明的一实施方式所涉及的阵列冲击射流冷却结构的图。
图4是示出本发明的另一实施方式所涉及的阵列冲击射流冷却结构的图。
图5是示意性示出图4的阵列冲击射流冷却结构中出现的流动方式的图。
图6是示出流动转向部件的一实施方式的图。
图7是示出流动转向部件的另一实施方式的图。
图8是示出流动转向部件的又一实施方式的图。
图9是示出在流动转向部件形成有迂回通道的实施方式的图。
具体实施方式
本发明可以施加各种变换，并且可以具有各种实施例，以下例示出特定实施例并在详细说明中进行详细说明。但是，这不是将本发明限定于特定的实施方式，应该理解为包括本发明的构思和技术范围所包含的全部变换、等效方案以及替代方案。
本发明中使用的用语只不过是用于说明特定实施例而使用的，而不是意图限定本发明。单数的表述除非文理上明确表示其他含义，否则包含复数表述。应理解本发明中“包含”或“具有”等用语是用于指定说明书中记载的特征、数字、步骤、动作、构成要素、部件或它们的组合的存在，而非预先排除一个或其以上的其它特征或数字、步骤、动作、构成要素、附件或它们的组合的存在或附加可能性。
下面，参照附图对本发明的优选实施例详细地进行说明。这时，需要注意的是附图中相同的构成要素尽可能用相同的符号表示。另外，省略可能影响本发明的宗旨的公知性能和构成的详细说明。基于相同理由，附图中部分构成要素夸张、或省略、或大致地图示。
参照图1，作为应用了本发明一实施例的涡轮发动机，示出了燃气轮机100的一例。所述燃气轮机100具备外壳102，在外壳102的后侧具备供通过了涡轮的燃烧气体排出的扩散器106。并且，在扩散器106的前侧，配置有将压缩后的空气接收后使之燃烧的燃烧器104。
若以空气的流动方向为基准来进行说明，则压缩机区段110位于外壳102的上游侧，涡轮区段120配置于下游侧。并且，在压缩机区段110与涡轮区段120之间配置有扭矩管130，该扭矩管130作为扭矩传递部件将在涡轮区段生成的旋转扭矩传递到压缩机区段。
压缩机区段110中具备多个(例如14个)压缩机转子轮盘140，各个压缩机转子轮盘140通过拉杆150紧固成在轴方向上不分离。
具体而言，各个压缩机转子轮盘140以拉杆150贯穿大致中央的状态彼此沿着轴方向而对齐。这里，相邻的各个压缩机转子轮盘140配置为通过拉杆150使相对的面被压接而无法相对旋转。
在压缩机转子轮盘140的外周面以放射状结合有多个动叶144。各个动叶144具备根部146而被紧固于压缩机转子轮盘140。
在各个转子轮盘140之间设有固定配置于外壳的静叶(未图示)。所述静叶不同于转子轮盘，被固定而不旋转，起到对通过了压缩机转子轮盘的动叶后的压缩空气的流动进行整理并将空气引向位于下游侧的转子轮盘的动叶的作用。
根部146的紧固方式有切线式(tangential type)和轴流式(axial type)。可以根据商用燃气轮机的所需结构选择其紧固方式，可以具有通常公知的燕尾或枞树形态(Fir-tree)。根据情况可以利用除了上述形态以外的其它紧固装置，例如键或螺栓等紧固装置将动叶紧固到转子轮盘。
拉杆150被配置为贯穿多个压缩机转子轮盘140的中心部，其一侧端部被紧固到位于最上游侧的压缩机转子轮盘内，其另一端部被固定于扭矩管130内。
拉杆150的形态可以根据燃气轮机由各种结构构成，因此不一定限定于图1中提到的形态。即，如图所示，既可以具有一个拉杆贯穿转子轮盘的中央部的形态，也可以具有多个拉杆配置为圆周状的形态，还可以将它们混合使用。
虽然没有图示，但为了在提高流体压力后使进入到燃烧器入口的流体的流动角与设计流动角一致，可以在燃气轮机的压缩机的扩散器(diffuser)的下一个位置设置起到导翼作用的静叶，将其称为消涡器(deswirler)。
燃烧器104中，使被流入的压缩空气与燃料混合、燃烧而生成高能量的高温、高压燃烧气体，通过定压燃烧过程将燃烧气体温度提高至燃烧器以及涡轮部件可承受的耐热极限。
在以壳体(shell)形态形成的外壳内可以排列多个构成燃气轮机的燃烧系统的燃烧器，该燃烧器构成为包括：包含燃料喷射喷嘴等的燃烧机构(Burner)、形成燃烧室的燃烧器火焰筒(Combustor Liner)以及作为燃烧器与涡轮的连接部的过渡段(TransitionPiece)。
具体而言，火焰筒提供燃烧空间，该燃烧空间供燃料喷嘴所喷射的燃料与压缩机的压缩空气混合而燃烧。该火焰筒可以包括：筒体，其提供与空气混合的燃料燃烧的燃烧空间；和导流衬套(flow sleeve)，其包裹筒体而形成环形空间。另外，火焰筒的前端结合有燃料喷嘴，火焰筒的侧壁结合有点火器。
另一方面，火焰筒的后端连接有过渡段，以便将燃烧气体移送至涡轮侧。该过渡段的外壁部被由压缩机所供给的压缩空气冷却，以防止被燃烧气体的高温毁损。
为此，上述过渡段设有用于冷却的孔以能够将空气喷射到内部，压缩空气通过孔来冷却位于内部的主体后向火焰筒侧流动。
上述冷却了过渡段的冷却空气在火焰筒的环形空间中流动，压缩空气能够作为冷却空气从导流衬套的外部通过设置在导流衬套的冷却孔被提供到火焰筒的外壁而与火焰筒的外壁冲击。
另一方面，出自燃烧器的高温、高压的燃烧气体被供给到上述的涡轮区段120。所供给的高温高压的燃烧气体在膨胀过程中冲击涡轮的旋转翼施加反作用力，由此引起旋转扭矩，这样得到的旋转扭矩则经过上述的扭矩管而传递到压缩机区段，超出压缩机驱动所需动力部分的动力则用来驱动发电机等。
涡轮区段基本上与压缩机区段的结构相似。即，涡轮区段120中也具备与压缩机区段的压缩机转子轮盘相似的多个涡轮转子轮盘180。因此，涡轮转子轮盘180也包含以放射状配置的多个涡轮动叶184。涡轮动叶184也可以以燕尾等方式结合于涡轮转子轮盘180。而且，涡轮转子轮盘180的动叶184之间也具备固定于外壳的静叶(未图示)，以引导通过了动叶的燃烧气体的流动方向。
下面，对本发明所涉及的阵列冲击射流冷却结构进行说明。首先，参照图2对现有的阵列冲击射流冷却结构进行如下说明。
冲击射流作为将冷却空气直接喷射到对象面而使之冷却的方法，会在局部导致高热/物质的传递，因此多用于燃气轮机的燃烧器或者涡轮区段的涡轮静叶和/或涡轮动叶中。冲击射流中的流动特性大体被分为如下三个区域：不会受到冲击面的影响的自由射流区域(Free jet region)；在射流冲击到冲击面之后形成的停滞区域(Stagnationregion)；以及在冲击之后沿着冲击面流动而发展的壁射流区域(Wall jet region)。
若连续形成冲击冷却孔，则通过由相邻的冲击射流形成的壁射流彼此间的相互作用，而在冲击冷却孔之间局部性地出现高的热传递。若利用该特性，则在同时使用几个冲击射流而非单个冲击射流的阵列冲击射流的情况下，能够对宽区域带来有效的热传递效果。
但是，在阵列冲击射流中，从冲击冷却孔喷射的射流在冲击到对象面(冷却面)之后，流体向与喷射射流垂直的方向(横向)移动而排出。这种横方向流动(横向流动，Crossflow)导致位于下游的喷射射流偏向(Deflection)，由此随着朝向下游，喷射射流逐渐脱离原本所指向的冷却地点。
图2示出了这种横向流动的影响，尤其是在流动通道的出口仅在一侧方向形成时，这种偏向更明显。即，在第一壁10排列有多个冲击冷却孔30，喷射射流冲击到相当于冷却面的第二壁20的表面。原本的意图在于，需要使喷射射流冲击到第二壁20的与冲击冷却孔30相对的表面，但由于沿着第二壁20在流动通道40中流动的横向流动的影响，导致随着朝向下游，喷射射流的偏向发生得更严重。这样，在阵列冲击射流中发生的横向流动使喷射射流不均匀地冲击到冷却面(冲击面)，因此不仅降低了整体的热传递效果，还对冲击面的整个面造成不均匀的热传递分布。这种不均匀的热传递分布会引发冲击面的热应力，而这会对部件寿命造成不良影响。
本发明是为了减少这种阵列冲击射流冷却结构中的横向流动的影响，并由此实现良好的热传递效果和均匀的热传递分布而提出的。图3是示出本发明的一实施方式所涉及的阵列冲击射流冷却结构300的图。
参照图3，本发明的阵列冲击射流冷却结构300中，在第一壁310与同所述第一壁310相对的第二壁320之间形成有流动通道330，在第一壁310沿着流动通道330而分离地配置有多个冲击冷却孔312。尤其在形成冲击面的第二壁320的表面且在多个冲击冷却孔312的喷射轴314之间的每个空间具备以凸状突出的流动转向部件(diverter)322。
流动转向部件是指在阵列冲击射流中喷射射流的冲击地点之间的区域形成为以凸状突出的结构物。需要说明的是，在实际制造时，第二壁320和流动转向部件322可以形成为一体，例如通过冲压成型或者铸造来形成为一体，这里考虑到功能方面将流动转向部件322作为另一个结构要素进行说明。
流动转向部件322可以说是具有如下功能的结构物：在喷射射流冲击到冷却面(第二壁)之后沿着冲击面流动而发展的壁射流，形成横向流动而对相邻的其他喷射射流造成影响之前，转化成暂时性的回流。流动转向部件322的更具体说明将在说明图4的另一个实施方式之后继续进行。
图4是示出本发明的另一实施方式所涉及的阵列冲击射流冷却结构300的图。若与图3的阵列冲击射流冷却结构300进行比较，则不同点在于，在第一壁310反复形成有弯入部316的结构。即，在第一壁310，朝向流动转向部件322之间的空间以凹状凹陷的弯入部316沿着流动通道330连续形成有多个，另外冲击冷却孔312配置在弯入部316内。
图5示出了这种本发明的一实施方式中发生的流动方式。如图5所示，通过冲击冷却孔312喷射的冲击射流的冷却流体在冲击到第二壁之后在沿横向流动的途中，会遇到以凸状突出的流动转向部件322，并沿着流动转向部件322的棱线323而上升，由此减少了与周边冲击射流的流动之间的干扰，从而减轻了冲击射流因横向流动偏向的现象，由冲击射流带来的冷却效果会按照原意图充分出现。
另外，在图4的实施方式中，在每两个流动转向部件322之间均在第一壁310形成有弯入部316，因此在流动转向部件322的上部配置有被弯入部316的壁面包围的扩大的空间。因此，沿着流动通道330流动的冲击射流之后的冷却流体会沿着流动转向部件322的棱线323上升而流入到冲击射流之间的弯入部316的空间中，由此加强了冲击射流的扰乱减少的效果，另外通过在弯入部316内生成的涡流，而在流动通道330内形成均匀的热传递分布。
这里，为了对形成流动通道330的第一壁310和第二壁320实现更加均匀的热传递分布，而优选构成为流动转向部件322的中心轴324朝向弯入部316之间的中央部，且冲击冷却孔312的喷射轴314朝向流动转向部件322之间的中央部的对称且均衡的配置。
另外，可以使弯入部316相对于第一壁310形成的角度α大于流动转向部件322相对于第二壁320形成的角度β。通过使弯入部316相对于第一壁310形成的角度α形成得大，使弯入部316内生成的涡流和喷射射流更可靠地分离及隔离，由此不减弱喷射射流的冲击效果，而通过使流动转向部件322相对于第二壁320形成的角度β形成得缓，能够减轻由壁射流的急剧的流动变化导致的压力损失。
图6至图9示出了本发明的阵列冲击射流冷却结构300所具备的流动转向部件322的多种实施方式。
图6所示的流动转向部件322采用的实施方式如下：流动转向部件322的相对于包括喷射轴314在内的平面的截面形状为，两个侧面形成棱线323的山形。尤其在图6的流动转向部件322中，实现了两个侧面的棱线323构成平面的最简单的方式。两个侧面的倾斜的棱线323使壁射流的横向流动上升而形成回流。
图7是相当于图6所示的流动转向部件322的变形例的图。图7的流动转向部件322采用如下实施方式：棱线323相汇的顶部以构成平面的方式形成得平坦。通过流动转向部件322顶部部分构成平面，减缓沿着两个侧面的棱线323上升的冷却流体强烈冲击的情况，另外有效防止尖锐的流动转向部件322顶部部分破损而形成碎片，导致相应部件受损。
图8是示出流动转向部件322的又一实施方式的图，流动转向部件322相对于包括冲击冷却孔312的喷射轴314在内的平面的截面形状是连续的曲面，例如构成为形成正弦(sine)波形的山形。图8的实施方式是与图7的流动转向部件322相似的结构，可以说是实际上最适合以冲压加工或铸造等生产技术来制作的方式。另外，若与形成于第一壁310的弯入部316的结构一起发挥作用，则流动通道330形成波纹状流路，由此还能够有效地作用于冷却流体的顺畅流动。
并且，图9是示出在流动转向部件322形成有迂回通道326的实施方式。迂回通道326形成将流动转向部件322的两个侧面棱线323贯穿的狭窄流路。迂回通道326是用于使壁射流的一部分横穿的辅助通道，可以在有可能由于流动转向部件322或者流动转向部件322和弯入部316所产生的回流导致过度的压力损失发生的设计条件中加以应用。
通过迂回通道326使壁射流的一部分以小的横向流动的方式通过，由此能够减轻过度的压力损失，将迂回通道326的流动轴以横穿相邻的冲击冷却孔312的喷射轴314的方式配置(对齐)，由此构成为使通过迂回通道326的流动顺利发生。
在上述结构的阵列冲击射流冷却结构300中，通常第一壁310可以是低温壁，第二壁320可以是高温壁。由于冷却流体在第一壁310的外侧流动，所以第一壁310成为温度相对低的低温壁，而形成冲击面的第二壁320则构成为需要进行冷却的高温壁。
将这种阵列冲击射流冷却结构300应用于燃气轮机的燃烧器104时，第一壁310可以为燃烧器的衬套，第二壁320可以为燃烧器的火焰筒或者过渡段。
另外，本发明的阵列冲击射流冷却结构300还可以应用于涡轮区段120中。例如，在涡轮静叶的情况下，第一壁310可以是形成涡轮静叶的中空部的内部壁，第二壁320可以是与内部壁分离且构成涡轮静叶的外形的外部壁。涡轮静叶的内部壁和外部壁之间的空间形成流动通道330，通过内部壁的冲击冷却孔312喷射的冲击射流冷却外部壁，由此能够保护暴露在热腾的燃烧气体中的涡轮静叶免受热的影响。
或者，在涡轮动叶184的情况下，类似地，第一壁310是形成涡轮动叶的中空部的内部壁，第二壁320为相对于内部壁分离且构成涡轮动叶的外形的外部壁。
这样，本发明的阵列冲击射流冷却结构300中，通过冲击冷却孔312喷射的冲击射流在冲击到第二壁320之后沿横向流动的途中，遇到以凸状突出的流动转向部件322而沿着其棱线323上升，由此减少了与周边冲击射流的流动之间的干扰，从而减轻了冲击射流因横向流动偏向的现象，充分确保了基于冲击射流的冷却效果，因此适合应用于燃气轮机这种高温流体流动的各种机械装置以及部件中。
以上对本发明的一实施例进行了说明，但只要是本领域技术人员就能够在不脱离权利要求书中记载的本发明构思的范围内，通过增加、变更、删除或追加结构要素等将本发明以多种方式修改及变更，应理解这种修改及变更也包含在本发明的权利范围之内。
附图标记说明
300：阵列冲击射流冷却结构；310：第一壁；312：冲击冷却孔；314：喷射轴；316：弯入部；320：第二壁；322：流动转向部件；323：棱线；324：中心轴；326：迂回通道；330：流动通道。

Claims (12)

1.一种阵列冲击射流冷却结构，其特征在于，
在第一壁与同所述第一壁相对的第二壁之间形成有沿横向方向的流动通道，
在所述第一壁，沿着所述流动通道的所述横向方向分离地配置有多个冲击冷却孔，
在所述第二壁的表面，且在所述多个冲击冷却孔的喷射轴之间的每个空间具备以凸状突出的流动转向部件，
其中，所述流动转向部件包括迂回通道，所述迂回通道沿所述横向方向形成、沿着所述流动通道贯穿两个侧面的棱线，所述流动通道和所述迂回通道沿相同的横向方向配置，
其中，所述迂回通道的流动轴配置为与所述多个冲击冷却孔中的相邻的冲击冷却孔的轴相交，以使从所述相邻的冲击冷却孔喷射的冷却空气顺利流动通过所述迂回通道。
2.根据权利要求1所述的阵列冲击射流冷却结构，其特征在于，
所述流动转向部件的相对于包括所述喷射轴在内的平面的截面形状为，两个侧面形成棱线的山形。
3.根据权利要求2所述的阵列冲击射流冷却结构，其特征在于，
所述流动转向部件的相对于包括所述喷射轴在内的平面的截面形状为，所述棱线构成平面。
4.根据权利要求3所述的阵列冲击射流冷却结构，其特征在于，
所述棱线相汇的顶部构成平面。
5.根据权利要求2所述的阵列冲击射流冷却结构，其特征在于，
所述流动转向部件的相对于包括所述喷射轴在内的平面的截面形状为，构成连续的曲面的山形。
6.根据权利要求2所述的阵列冲击射流冷却结构，其特征在于，
所述第一壁沿着所述流动通道形成有多个弯入部，所述弯入部朝向所述流动转向部件之间的空间以凹状凹陷，
所述冲击冷却孔配置在所述弯入部内。
7.根据权利要求6所述的阵列冲击射流冷却结构，其特征在于，
所述流动转向部件的中心轴朝向所述弯入部之间的中央部，并且
所述冲击冷却孔的喷射轴朝向所述流动转向部件之间的中央部。
8.根据权利要求6所述的阵列冲击射流冷却结构，其特征在于，
所述弯入部相对于所述第一壁构成的角度大于所述流动转向部件相对于所述第二壁构成的角度。
9.根据权利要求1所述的阵列冲击射流冷却结构，其特征在于，
所述第一壁是低温壁，所述第二壁是高温壁。
10.根据权利要求9所述的阵列冲击射流冷却结构，其特征在于，
所述第一壁是燃烧器的导流衬套，所述第二壁是燃烧器的火焰筒或者过渡段。
11.根据权利要求9所述的阵列冲击射流冷却结构，其特征在于，
所述第一壁是形成涡轮静叶的中空部的内部壁，所述第二壁是与所述内部壁分离且构成涡轮静叶的外形的外部壁。
12.根据权利要求9所述的阵列冲击射流冷却结构，其特征在于，
所述第一壁是形成涡轮动叶的中空部的内部壁，所述第二壁是与所述内部壁分离且构成涡轮动叶的外形的外部壁。
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GR01 Patent grant
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