CN1644891A - 涡轮覆环不对称的冷却元件 - Google Patents

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Abstract

一种包括一弓形底板(100)的涡轮覆环装置不对称冷却元件(25)如覆环部分(22)或挡板(68)。该弓形底板(100)具有多个延伸穿过底板(100)的冷却孔(78和80)，和平行于弓形底板(100)的旋转轴线(102)的底板(100)轴向延伸中线(112)。冷却孔(78和80)的对称部分(110)具有孔入口(120)对称密集度，其相对于轴向延伸中线(112)对称。冷却孔(78和80)的不对称部分(116)具有孔入口(120)不对称密集度，其相对于轴向延伸中线(112)不对称。一个示范性的冷却元件(25)包括一个位于不对称部分(116)的冷却孔(78和80)高密集度区域(130)，其具有比冷却孔(78和80)的对称部分(110)较高的孔入口(120)密集度。不对称部分(116)的冷却孔(78和80)低密集度区域(132)具有比冷却孔(78和80)的对称部分(110)较低的孔入口(120)密集度。

Description

涡轮覆环不对称的冷却元件
技术领域
本发明总体上涉及燃气轮发动机，尤其，涉及冷却的涡轮覆环和冷却覆环的冲击挡板。
背景技术
在燃气轮发动机中，空气在压缩机内加压，在燃烧室内与燃料混合，并被点燃以产生通过一个或多个从其中提取能量的涡轮级流向下游的热燃烧气体。高压涡轮(HPT)首先接收来自燃烧室的燃烧气体，并从其中提取能量从而给压缩机以动力。在通常的航空器燃气轮发动机的应用中，HPT下游的低压涡轮(LPT)提取额外的能量以提供用于驱动压缩机上游的风扇的输出能量。在工业的或航海燃气轮发动机中，该LPT驱动输出轴以给轮船的发电机或推进器提供动力。轴也可以被用于驱动直升机的或喷气机发动机螺旋桨的推进器。
该HPT包括一个固定式透平喷嘴，具有多个环状分离布置的定子叶片的或控制从燃烧室中燃烧气体释放量的涡轮喷嘴。该HTP还包括至少一个转子级，它具有多个从转盘上径向向外延伸的沿圆周间隔布置的涡轮转子叶片。这些叶片包括多个翼面，用来接收从喷嘴释放的燃烧气体并从其中提取能量以依次旋转叶轮和压缩机。这些翼面通常为中空的，且其中还包括内部冷却回路，从压缩机中排出的压缩空气的一部分通过该回路被引导用于冷却叶片。
环绕转子叶片的是一个固定连接到包围着的定子外壳上的环状涡轮覆环。该覆环靠近叶片顶部的顶端悬挂，以在其间提供一个小的缝隙或顶端间隙。顶端间隙尽可能地小，使得在把通过此处的燃烧气体泄漏数量减到最小以发挥发动机的最大工作效率的操作过程中，在此提供一个有效地流体密封。然而，由于转子叶片和包围着的涡轮覆环的不同的热膨胀和收缩，叶片顶端不时与覆环内表面产生摩擦，导致磨损。
因为叶片顶端在转子叶片的径向最远端并且直接暴露于热燃烧气体，所以它们很难冷却，因此叶片的寿命受到限制。叶片顶端通常呈翼面的压力侧和负压侧的声响器凸缘延伸部的形式，从顶板面向外延伸。冷却空气在该顶板面下流通，通过传导冷却该凸缘，膜状冷却孔可以穿过该顶板面，以膜状冷却该暴露的凸缘。
因为涡轮覆环也是暴露于热燃烧气体的，它也是通过从压缩机排出压缩空气的一部分来冷却，通常是对着涡轮覆环的径向外表面被引导以冲击冷却。涡轮覆环通常还包括径向延伸穿过其中的膜态冷却孔，其出口在覆环径向内表面上，冷却空气从这里得以排放到膜态中，以冷却覆环的内表面。
覆环的冲击冷却也得到使用。挡板结合冲击冷却孔以把冷却空气对准覆环的背面或径向外表面，以在那里获得冲击冷却。相对大数量的冲击冷却空气通常被要求进行有效的冲击冷却，这就减弱了发动机的效率。冷却空气使用来自发动机的动能，因此导致发动机用更多的燃料。冲击冷却空气通常被供给到一个径向邻近覆环的压力腔中。通过进气口供给冷却空气。冲击孔通常相对于弓形覆环部分的旋转轴线和对应的挡板在圆周上对称方式排列，从而，通过覆环大致均匀地沿圆周方向排出冷却空气。
在高压涡轮中，温度不总是沿圆周方向是均匀的并且静态的部件，如涡轮覆环，在流道中能够经历热条纹。这些热条纹的产生是由于燃烧室燃烧器的布置，也由于它们相对于静态涡轮喷嘴翼面的设置。来自上游涡轮喷嘴翼面的尾流压力能通过减弱局部压力梯度来局部减小静态部件尾流区域中的膜态和对流冷却，从而减弱了膜态冷却空气的流动。在高压区域内，尾流压力还可以导致在覆环前部端面和上游喷嘴之间冷却空气的泄流的减少，进一步升高该区域内覆环前缘的局部温度。这种影响对新的高性能喷嘴特别严重，这些喷嘴是结合3-D空气动力学设计的，且以在流道边缘具有更急剧的压力梯度为特征。局部热区域会导致整个部件的氧化和最终的燃烧。这会导致部件的过早损坏和/或检修时的高报废率。
理想的是提供一种适应圆同上热量梯度的涡轮覆环冷却系统，并使得冷却空气流的数量、发动机效率的损失和燃料消耗减到最小。
发明内容
如覆环部分或挡板的涡轮覆环装置不对称冷却元件包括弓形底板。该底板具有多个穿过该底板延伸的冷却孔和平行于该弓形底板旋转轴线的底板的轴向延伸中线。冷却孔的对称部分具有对称的孔入口密集度，其相对于轴向延伸产中线对称。冷却孔的不对称部分具有不对称的孔入口密集度，其相对于轴向延伸中线不对称。
示例性的冷却元件包括冷却孔的高密集度区域，在不对称部分比对称部分具有更高的孔入口密集度。不对称部分的冷却孔的低密集度区域比冷却孔的对称区域部分具有更低的孔入口密集度。底板的示范性实施例包括被设置在弓形底板尾流区域中的冷却孔的高密集度区域。
涡轮覆环装置及其不对称冷却元件，如覆环部分和挡板，由于其相对于静态涡轮喷嘴翼面的设置而减少了圆周上的热条纹的程度。该不对称冷却元件由于其在来自上游涡轮喷嘴翼面的尾流压力的尾流区域中的设置从而减少了环形热条纹的程度。该不对称冷却元件在静态部件的尾流区域内通过减少局部压力梯度来局部地调整膜态和对流冷却，从而提高尾流区域内的膜态冷却空气流。
该不对称冷却元件减少了热量，这是由于尾流压力导致高压区域内覆环前部端面和上游喷嘴之间的冷却空气泄流的减少。因而，该不对称冷却元件减少或消除局部热区域，并阻止或延缓了整个部件的氧化和最终的燃烧，而且还可以阻止或延缓部件的过早损坏和/或检修中的高报废率。该不对称冷却元件提供一种适应圆周上热量梯度的涡轮覆环，并使得冷却空气流的数量、发动机效率的损失和燃料消耗减到最小。
附图简述
本发明的前述方面和其它特征将通过下面与附图相关的说明得到解释：
图1示出了具有覆环冷却孔不对称形式的覆环冷却装置的燃气轮发动机高压涡轮部分的轴向剖视图。
图2示出了涡轮喷嘴和图1中所示高压涡轮部分的下游覆环部分的平面视图。
图3示出了图2所示的挡板及其沿线3-3做出的平面视图。
图4示出了图2中所示的覆环部分及其沿线44做出的平面视图。
本发明详述
图1横截面中图解的是燃气涡轮发动机高压涡轮部件8的一部分，涡轮覆环装置10设置成紧密地径向环绕涡轮叶片12。涡轮喷嘴14包括多个附于外带18上的固定翼片16，用于引导中心发动机气体流20从燃烧室(未示出)穿过高压涡轮部分。覆环装置10包括一个具有环状排列的弓形覆环部分22的环状覆环11，其被环状排列的弓形悬架部分24固定并支撑在适当的位置上，所有这些都环绕发动机中心轴线9沿圆周方向设置。该弓形悬架部分24依次受发动机外壳26的支撑。
每个悬架部分24包括一个前部或上游横条28和一个尾部或下游横条30和一个在它们之间的机身底板32。该上游横条28有一个向后延伸的尾部法兰34，其径向重叠了由外壳26安装向前延伸的框架法兰36。同样，该下游横条30有一个向后面延伸的尾部法兰40，与一个向前延伸的外壳法兰42径向重叠，以支撑源自发动机外壳26的悬架部分24。
参看图1和2，每个覆环部分22，另一个涡轮覆环装置不对称冷却元件25，具有一个分别带有径向向外延伸的前部和尾部横条46和48的座部44。该前部和尾部横条46和48通过径向向外延伸且成角度的间隔布置的侧横条50连接在一起，形成覆环部分空腔52。该覆环部分前部横条46有一个向前延伸的法兰54，其在从尾部法兰34径向向内的位置上覆盖了从悬架部分前部横条28向后延伸的后部法兰56。悬架法兰58从悬架部分尾部横条30处于从法兰40径向向内的位置上向后延伸，并被容纳在与下垫法兰60相连的重叠中，该下垫法兰60通过一个具有C形截面部分的环状定位环62从覆环部分尾横条48向后延伸。
以盘形挡板68形式的涡轮覆环装置不对称冷却元件25，通过如铜焊的合适方式在其边70上附于悬架部分24，且成角度地分开布置，以此使得每个挡板被中心地设置在每个覆环部分空腔52内。覆环腔138被径向放置，并被限定在每个悬架部分24和座部44之间。从而，每个挡板68在覆环腔138内通过固定挡板的悬架部分限定挡板压力腔72。每个悬架部分可以安装一定数量的，如三个，覆环部分和挡板部分，其包括相应数量，如三个，在圆周上间隔设置的挡板68，一个挡板68与每个覆环部分连接。然后，每个挡板压力腔72提供相应数量的挡板和覆环部分。该挡板68包括邻接底壁69的侧壁71。
从直接在燃烧室前面的压缩机(未示出)的输出中提取的高压覆环冷却空气77，被发送到环状喷嘴压力腔74中，冷却空气从这里通过位于悬架部分前横条28内的测量孔被供应到每个挡板压力腔中。测量孔76运送高压冷却气体77直接从喷嘴压力腔74到挡板压力腔72，以将泄漏损失减到最小。高压冷却气体77从挡板压力腔通过挡板68的底壁69内的冲击冷却孔78，像冲击冷却气流79那样冲击在覆环部分座部44的径向外背面81上。底壁69是挡板68的弓形底板100。每个底板100包括相反轴向间隔布置的前部和尾部端104和106，并且被限定在与发动机中心轴线线9呈联合线性的旋转轴线102附近。每个底板100包括一条平行于旋转轴线102的轴向延伸中线112。
然后，冷却空气77径向向内流动进入并穿过多个轴向成角度延长的对流冷却孔80，以提供覆环的对流冷却，该对流冷却孔80穿过覆环部分座部44。该对流冷却中孔80包括在背面81上的对流孔入口120和在覆环部分座部44的径向内部前表面89上的孔出口137。该覆环部分座部44也是覆环部分22的弓形底板100，并且被限定在旋转轴线102的周围，包括平行于旋转轴线102的轴向延伸中线112。向前放置的对流冷却孔80的第一部分93相对于发动机中心轴线线9轴向成角度的向前或上游91，向后放置的对流冷却孔80的第二部分95相对于发动机中心轴线9轴向成角度的向后或下游83。
对流冷却孔80的第三部分97，可以包括或可以不包括所有的第一部分93，也可以相对于座部44的中线112以顺时针方向87沿圆周方向成角度。对流冷却孔80的第四部分99也可以相对于座部44的中线112以逆时针方向85环状地成角度，平行于发动机中心轴线9，如图4所示。总的来说，该对流冷却孔80的第三部分97从中线112以顺时针方向87设置而对流冷却孔80的第四部分99从中线112以逆时针方向85设置。对流冷却孔80的安装角的调节增加了提供给座部44的对流冷却数量。一旦从对流冷却孔80通道出来，冷却空气77带着主气流径向沿着覆环部分22的内表面89向后或下游流动，以膜态冷却覆环。
来自涡轮喷嘴14的翼片16的尾流压力可以通过减少局部压力梯度来局部地减少下游静态部分如覆环部分22的尾流区域134中的膜态和对流冷却，如图2所示，从而减少穿过如图2所示的对流冷却孔80的冷却空气流77。这降低了对流和膜态冷却的效用。尾流压力也可以引起覆环部分22径向前端面45和上游涡轮喷嘴14之间的冷却空气的泄流在高压区域中被减少，进一步提高了覆环前缘在这个区域内的局部温度。这种影响对新的高性能喷嘴特别严重，这些喷嘴是结合3-D空气动力学设计的，且以在流道边缘具有更急剧的压力梯度为特征。局部热区域会导致整个涡轮部件如该区域内的覆环的氧化和最终的燃烧。这会导致部件的过早损坏和/或检修时的高报废率。
挡板68的弓形底板100内的冲击冷却孔78和穿过覆环座部部分44或该覆环部分22的弓形底板100的对流冷却孔80包括冷却孔78和80的对称和不对称部分110和116。该对称部分110有冷却孔78和80孔入口120的对称密集度，其相对于轴向延伸的中线112对称。该冷却孔78和80的不对称部分116有冷却孔78和80孔入口120的不对称密集度，其相对于轴向延伸中线112不对称。冷却元件25可以包括不对称部分116中的冷却孔78和80的高密集度区域130，其中高密集度区130具有比对称部分110中的孔入口密集度高的孔入口120密集度，如图3和4所示。冷却元件25的其他实施例可以包括在不对称部分116中的冷却孔78和80的低密集度区域132，在不对称部分116中具有比冷却孔78和80的对称区域110中的孔入口密集度低的孔入口120密集度。在此举例说明的底板100的示范性实施例包括设置在弓形底板100的尾流区域134内的冷却孔78和80的高密集度区域130。
在此示例性举例说明的孔入口密集度变化是通过冷却孔的平均对称方式和沿行148平均间隔分布的孔入口120来实现的。高密集度区域130具有冷却孔提高的数量或密集度，它们的孔入口120可以通过在均匀分布的行148之间添加冷却孔150及其孔入口120来形成。低密集度区域132具有冷却孔减少的数量或密集度，孔入口120可以通过从均匀分布的行148移开冷却孔及其孔入口120来形成。既在高密集度区域130内添加冷却孔，又在低密集度区域132内移开冷却孔，从而保持了流向覆环的总流量，同时适应覆环周围压力下降和高温的环形变化，阻止覆环上沿涡轮喷嘴高尾流压力的热条纹。
尽管在此已经对本发明优选和示例性的实施例进行了描述，但是，根据这些说明对发明做出的其它改进对于本领域技术人员来说也是显而易见的，因此，希望确保所有落在本发明实际精神和范围中的改进都在所附权利要求书中得到了保护。
各部份列表
8.燃气轮发动机高压涡轮部分
9.发动机中心轴线
10.覆环装置
11.环形覆环
12.涡轮叶片
14.涡轮喷嘴
16.固定翼片
18.外带
20.中心发动机气流
22.覆环部分
24.悬架部分
25.冷却元件
26.外壳
28.前部或上游横条
30.尾部或下游横条
32.机身底板
34.尾部法兰
36.机壳法兰
40.尾部法兰
42.外壳法兰
44.座部
45.径向前端面
46.前部横条
48.尾部横条
50.侧横条
52.覆环部分腔
54.向前延伸法兰
56.后部法兰
58.悬架法兰
60.下垫法兰
62.保持环
68.挡板
70.边缘
72.挡板压力腔
74.环形压力腔
76.测量孔
77.高压覆环冷却空气
78.冲击冷却孔
79.冷却气流
80.对流冷却孔
81.外背面
83.下游或向后
85.顺时针方向
87.逆时针方向
89.径向内表面
91.上游或向前
93.第一部分
95.第二部分
97.第三部分
99.第四部分
100.弓形底板
102.旋转轴线
104.前端或上游端
106.后端或下游端
110.对称部分
112.中线
116.不对称部分
120.孔入口
130.高密集度区
132.低密集度区
134.尾流区域
137.孔出口
138.覆环室
148.行
150.附加冷却孔

Claims (13)

1.一种涡轮覆环组件冷却元件(25)，包括：
一个围绕旋转轴线(102)限定的弓形板(100)，且具有相反的轴向间隔的前端和后端(104和106)；
多个穿过该板(100)的冷却孔(78和80)；
平行于旋转轴线(102)的底板(100)的轴向延伸中线(112)；
具有对称的孔入口(120)密集度的冷却孔(78和80)的对称部分(110)，相反轴向延伸中线(112)对称；
具有不对称的孔入口(120)密集度的冷却孔(78和80)的不对称部分(116)，相对于轴向延伸中线(112)不对称。
2.如权利要求1所述的冷却元件(25)，其特征在于还包括一个处于冷却孔(78和80)的不对称部分(116)中的冷却孔(78和80)高密集度区域(130)，该高密集度区域(130)具有比冷却孔(78和80)的对称部分(110)中的孔入口密集度高的孔入口(120)密集度。
3.如权利要求2所述的冷却元件(25)，其特征在于还包括一个处于冷却孔(78和80)的不对称部分(116)中的冷却孔(78和80)低密集度区域(132)，该低密集度区域(132)具有比冷却孔(78和80)的对称部分(110)中的孔入口密集度低的孔入口(120)密集度。
4.如权利要求1所述的冷却元件(25)，其特征在于还包括一个处于弓形板(100)的尾流区域(134)中的冷却孔(78和80)高密集度区域(130)。
5.如权利要求4所述的冷却元件(25)，其特征在于还包括一个处于冷却孔(78和80)的不对称部分(116)中的冷却孔(78和80)高密集度区域(130)，该高密集度区域(130)具有比冷却孔(78和80)的对称部分(110)中的孔入口密集度高的孔入口(120)密集度。
6.如权利要求5所述的冷却元件(25)，其特征在于还包括一个处于冷却孔(78和80)的不对称部分(116)中的冷却孔(78和80)低密集度区域(132)，该低密集度区域(132)具有比冷却孔(78和80)的对称部分(110)中的孔入口密集度低的孔入口(120)密集度。
7.如权利要求1所述的冷却元件(25)，其特征在于该冷却元件(25)为一挡板(68)，这些冷却孔为冲击孔(78)。
8.如权利要求7所述的冷却元件(25)，其特征在于还包括一个处于冲击孔(78)的不对称部分(116)中的冲击孔(78)高密集度区域(130)，该高密集度区域(130)具有比冲击孔(78)的对称部分(110)中的孔入口密集度更高的孔入口(120)密集度。
9.如权利要求8所述的冷却元件(25)，其特征在于还包括一个处于冲击却孔(78)的不对称部分(116)中的冲击孔(78)低密集度区域(132)，该低密集度区域(132)具有比冲击孔(78)的对称部分(110)中的孔入口密集度更低的孔入口(120)密集度。
10.如权利要求1所述的冷却元件(25)，其特征在于该冷却元件(25)为一覆环部分(22)，该弓形底板(100)为一座部(44)，这些冷却孔为对流冷却孔(80)。
11.一种涡轮覆环装置(10)，包括：
多个围绕发动机中心轴线线(9)沿圆周配置的弓形覆环部分(22)，
每个覆环部分(22)包括一个底部(44)，该座部具有一径向外背面(81)、一径向内前面(89)和相反的轴向间隔的上游端和下游端(104和106)；
多个穿过座部(44)的成角度延长的对流冷却孔(80)，冷却孔入口(120)处在背面(81)上，冷却孔出口(137)处在径向内前面(89)上；
支撑该覆环部分(22)并被固定于燃气轮机外壳(26)上的多个弓形悬架部分(24)；
一个被径向配置于每个悬架部分(24)和座部(44)之间的覆环腔(138)；
一个被径向配置于每个悬架部分(24)和座部(44)之间的覆环腔(138)内的盘形挡板(68)，在覆环腔(138)内沿挡板(68)径向向外限定一挡板压力腔(72)；
至少一个穿通每个悬架部分(24)并通至挡板压力腔(72)的测量孔(76)；
多个具有穿通挡板(68)的底板(100)的冲击孔入口(120)的冲击孔(78)，大致朝向座部(44)定向，底板(100)和座部(44)径向间隔，并大致与座部(44)同心；
底板(100)和座部(44)的平行的轴向延伸的中心线(112)，这些中线(112)平行于发动机中心轴线(9)；
具有不对称的孔入口(120)密集度的冷却孔(78和80)的不对称部分(116)，相对于轴向延伸的中线(112)对称。
12.如权利要求11所述的涡轮覆环组件(10)，其特征在于还包括一个处于冲击孔(78)的不对称部分(116)中的冲击孔(78)高密集度区域(130)，该高密集度区域(130)具有比冲击孔(78)的对称部分(110)中的孔入口密集度较高的孔入口(120)密集度。
13.如权利要求12所述的涡轮覆环组件(10)，其特征在于还包括一个处于冲击却孔(78)的不对称部分(116)中的冲击孔(78)低密集度区域(132)，该低密集度区域(132)具有比冲击孔(78)的对称部分(110)中的孔入口密集度较低的孔入口(120)密集度。
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