CN204436597U - 一种涡轮发动机冷却系统低损失预旋供气结构及其涡轮转子冷却流路结构 - Google Patents
一种涡轮发动机冷却系统低损失预旋供气结构及其涡轮转子冷却流路结构 Download PDFInfo
- Publication number
- CN204436597U CN204436597U CN201420795271.6U CN201420795271U CN204436597U CN 204436597 U CN204436597 U CN 204436597U CN 201420795271 U CN201420795271 U CN 201420795271U CN 204436597 U CN204436597 U CN 204436597U
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- gas
- prewhirling
- cooling
- turbine rotor
- point
- 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.)
- Active
Links
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
本实用新型涉及一种涡轮发动机冷却系统低损失预旋供气结构及其涡轮转子冷却流路结构，预旋冷却系统由上游高压集气腔(1)、预旋供气结构(2)、下游旋转盘腔(3)和需冷却的涡轮转子(4)组成，预旋供气结构(2)的径向安装位置与转子上的进气孔径向位置相同或略低于冷却部位，预旋供气结构(2)与转子(4)的轴向距离为5～10mm。扩-收形孔式预旋结构的进气边周向有小导圆(5)，从进气边开始在孔内压力侧设计成先扩后收的结构(6)，在压力侧收缩段末端产生流道的最小喉道点(7)，最小喉道点(7)在孔内吸力侧的垂足点应保证前于吸力侧排气边(8)，孔内吸力侧为直线型，排气边(8)周向为锐边，预旋孔的中心线切向角为15°～25°。本实用新型结构简单紧凑，可使冷却供气压力损失大大减小，同时预旋降温效果显著。
Description
技术领域
本实用新型属于航空发动机及燃气轮机领域，具体涉及一种涡轮发动机冷却系统低损失预旋供气结构及其涡轮转子冷却流路结构。
背景技术
现代燃气涡轮发动机的内部冷却系统为各高温部件提供冷气用来冷却，进而降低高温部件温度水平。在许多的应用中，冷却空气通过静子件上的预旋供气结构来冷却转子部件，尤其是涡轮盘和涡轮工作叶片，以降低转子件感受的气流温度。
目前，在国内、外已知的航空发动机和燃气轮机中，冷却转子部件的预旋供气结构主要有叶栅式预旋喷嘴、管/孔式预旋喷嘴。其中叶栅式预旋喷嘴具有流通面积大、可获得的喷嘴出口预旋气流角度小、实际温降大的特点，应用于大多数航空发动机；管/孔式预旋喷嘴具有体积小、结构简单紧凑的优点，并已得到应用，例如，美国Williams公司的FJ44发动机就应用了切向直孔结构的孔式预旋喷嘴来冷却高压涡轮转子，但类似传统的直孔结构孔式预旋喷嘴存在喷嘴出口预旋气流角度小时流动损失偏大的问题。
实用新型内容
(1)实用新型目的：用于航空发动机及燃气轮机高温转子部件，尤其是涡轮盘和涡轮工作叶片冷却系统的预旋喷嘴使冷却空气沿着转子的旋转方向旋转，得到很高的切向速度，气流在进入旋转盘腔时相对速度较低，此过程可降低转子件感受的气流温度，提高转子件实际冷却效果。
对于小尺寸的航空发动机及燃气轮机，受内部空间限制，往往无法使用叶栅式预旋喷嘴，而传统的切向直孔或周向圆边的切向直孔预旋喷嘴流动损失偏大。为此，通过对流动损失原因、预旋流动效果、结构特点等的详细分析，设计了一种可用于中小型航空发动机或燃气轮机转子冷却系统的进气压力侧光滑过渡的扩-收形状孔式预旋结构，其结构简单紧凑，可使冷却供气压力损失大大减小，同时预旋降温效果显著。
(2)本实用新型实现上述目的的方案：
针对传统的直孔形切向预旋孔流动损失偏大的问题，对损失机理、不同结构造型对流动损失影响规律、预旋角度与出口气流角控制等方面进行研究后，在现有的传统直孔形切向预旋孔结构基础上，设计了一种进气压力侧光滑过渡的扩-收形状孔式预旋结构。在保证预旋气流角的条件下，重点通过对流动损失较大的切向直孔进气段压力侧结构形状的创新性改进， 很好的解决了减小流动损失以及保证预旋结构出口气流角和减小气流发散的问题。
如图1所示，扩-收形孔式预旋结构的特点是进气边周向有导圆口(5)，从进气边开始在孔内压力侧设计成先扩后收的结构(6)，在压力侧收缩段末端产生流道的最小喉道点(7)，最小喉道点(7)在孔内吸力侧的垂足点应保证前于吸力侧排气边(8)，孔内吸力侧为直线型，排气边周向为锐边，预旋孔的中心线切向角为15°～25°(预旋角度)。根据需要的冷气流量选择合适的孔直径。
(3)技术效果：
此低损失扩-收形孔式预旋结构具有尺寸小，结构简单紧凑，成本低，流动损失小，预旋降温效果显著的特点。通过详细的分析，该新型预旋结构与传统直孔形预旋孔相比，在相同的孔径、切向角、孔长及进出口边界条件下，冷气流量可增加20％以上。
附图说明
图1低损失扩-收形孔式预旋结构
图2冷气流路上的预旋供气结构应用示意图
具体实施方式
低损失扩-收形孔式预旋结构主要用于小型航空发动机及燃气轮机高温转子部件的冷却供气系统，以降低转子件感受的气流温度。
1)结构说明：
低损失扩-收形孔式预旋结构在涡轮转子冷却流路上的应用如图2所示，整个预旋冷却系统由上游高压集气腔(1)、预旋供气结构(2)、下游旋转盘腔(3)和需冷却的涡轮转子(4)组成，上游高压集气腔(1)和下游旋转盘腔(3)由预旋供气结构(2)连通，预旋供气结构(2)的径向安装位置与转子上的进气孔径向位置相同或略低于冷却部位，预旋供气结构(2)与转子(4)的轴向距离为5～10mm，下游旋转盘腔(3)和涡轮转子(4)之间不设挡板，气流直接由下游旋转盘腔(3)进入涡轮转子(4)。扩-收形孔式预旋结构如图1所示，进气边周向有导圆口(5)，从进气边开始在孔内压力侧设计成先扩后收的结构(6)，在压力侧收缩段末端产生流道的最小喉道点(7)，最小喉道点(7)在孔内吸力侧的垂足点应保证前于吸力侧排气边(8)，孔内吸力侧为直线型，排气边周向为锐边，预旋孔的中心线切向角为15°～25°(预旋角度)。根据需要的冷气流量选择合适的孔直径及压力侧扩-收段距离。
2)工作原理说明：
从压气机出口引入集气腔(1)的高压冷却空气通过具有一定切向角度的扩-收形孔式预旋结构(2)后，在预旋孔出口获得很高的切向速度，气流在进入旋转盘腔(3)时相对速度 较低，此过程可降低涡轮转子(4)感受的气流温度，提高转子件实际冷却效果。由于传统的直孔形切向预旋孔流动损失偏大，为此，设计了一种压力侧光滑过渡的扩-收形状孔式预旋结构，通过合适的结构造型，显著的降低了流动损失，并很好的控制了预旋结构出口的气流角，不再出现流动发散，从而保证了转子冷却需要的冷气流量和冷气压力。
Claims (2)
1.一种涡轮发动机冷却系统低损失预旋供气结构，其特征在于：所述预旋供气结构采用扩-收形孔式预旋结构，进气边周向有导圆口(5)，从进气边开始在孔内压力侧制成先扩后收的结构(6)，在压力侧收缩段末端产生流道的最小喉道点(7)，最小喉道点(7)在孔内吸力侧的垂足点在吸力侧排气边(8)之前，孔内吸力侧为直线型，排气边(8)周向为锐边，预旋孔的中心线切向角为15°～25°，根据需要的冷气流量选择合适的孔直径。
2.一种采用如权利要求1所述的预旋供气结构的涡轮转子冷却流路结构，其特征在于：冷却流路结构由上游高压集气腔(1)、预旋供气结构(2)、下游旋转盘腔(3)和需冷却的涡轮转子(4)组成，上游高压集气腔(1)和下游旋转盘腔(3)由预旋供气结构(2)连通，预旋供气结构(2)的径向安装位置与转子上的进气孔径向位置相同或略低于冷却部位，预旋供气结构(2)与涡轮转子(4)的轴向距离为5～10mm，下游旋转盘腔(3)和涡轮转子(4)之间不设挡板，气流直接由下游旋转盘腔(3)进入涡轮转子(4)。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201420795271.6U CN204436597U (zh) | 2014-12-15 | 2014-12-15 | 一种涡轮发动机冷却系统低损失预旋供气结构及其涡轮转子冷却流路结构 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201420795271.6U CN204436597U (zh) | 2014-12-15 | 2014-12-15 | 一种涡轮发动机冷却系统低损失预旋供气结构及其涡轮转子冷却流路结构 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN204436597U true CN204436597U (zh) | 2015-07-01 |
Family
ID=53604473
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201420795271.6U Active CN204436597U (zh) | 2014-12-15 | 2014-12-15 | 一种涡轮发动机冷却系统低损失预旋供气结构及其涡轮转子冷却流路结构 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN204436597U (zh) |
Cited By (5)
| 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 |
| CN106640211A (zh) * | 2016-10-27 | 2017-05-10 | 西北工业大学 | 一种用于涡轮叶片气膜冷却的边倒圆孔结构 |
| CN107313860A (zh) * | 2017-07-11 | 2017-11-03 | 西北工业大学 | 一种用于预旋冷却系统的叶型接受孔结构 |
| CN111911237A (zh) * | 2020-07-31 | 2020-11-10 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种带冷却引气增压叶轮的涡轮转子 |
| CN113738453A (zh) * | 2021-11-08 | 2021-12-03 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 涡轮导向叶片冷却气流量调节装置 |
-
2014
- 2014-12-15 CN CN201420795271.6U patent/CN204436597U/zh active Active
Cited By (6)
| 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 |
| CN106640211A (zh) * | 2016-10-27 | 2017-05-10 | 西北工业大学 | 一种用于涡轮叶片气膜冷却的边倒圆孔结构 |
| CN107313860A (zh) * | 2017-07-11 | 2017-11-03 | 西北工业大学 | 一种用于预旋冷却系统的叶型接受孔结构 |
| CN111911237A (zh) * | 2020-07-31 | 2020-11-10 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种带冷却引气增压叶轮的涡轮转子 |
| CN113738453A (zh) * | 2021-11-08 | 2021-12-03 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 涡轮导向叶片冷却气流量调节装置 |
| CN113738453B (zh) * | 2021-11-08 | 2022-02-01 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 涡轮导向叶片冷却气流量调节装置 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN204436597U (zh) | 一种涡轮发动机冷却系统低损失预旋供气结构及其涡轮转子冷却流路结构 | |
| CN107908816B (zh) | 航空发动机冷却与冷却空气的一体化设计方法 | |
| CN102852857B (zh) | 一种高负荷超、跨音速轴流压气机气动设计方法 | |
| CN203548348U (zh) | 一种航改型燃气轮机低压压气机结构 | |
| CN104454171A (zh) | 一种航空发动机高温部件冷却方法 | |
| CN104595245A (zh) | 用于轴流压缩机末级的前半段可调静子叶片及其工作方法 | |
| JP2016538469A (ja) | 改善された圧力回収のためのロータ流出アセンブリ | |
| CN102251811A (zh) | 一种带有分流叶片的径流式透平 | |
| CN111042869B (zh) | 一种使用直导流叶片的轴向进气方式的小型向心涡轮 | |
| CN112974734B (zh) | 一种整体成型的弯掠组合叶片的制造方法 | |
| CN109252900B (zh) | 一种复合式透平 | |
| CN205422834U (zh) | 一种包括自适应喷气孔的多重轮缘密封结构的涡轮 | |
| CN106939902B (zh) | 节能型直壁前、后盘变曲率曲线元素三元叶轮及采用该叶轮的离心式风机 | |
| CN105298548A (zh) | 一种微型燃机涡轮叶轮的设计方法 | |
| CN104963886A (zh) | 轴流压气机/风扇转静子径向间隙无泄漏封严结构及方法 | |
| CN205388042U (zh) | 离心风机的叶轮 | |
| CN104153821A (zh) | 一种带有可调静叶自引气-喷气结构的变几何涡轮 | |
| CN109798258B (zh) | 一种风机气动结构 | |
| CN204944818U (zh) | 一种旋转盘腔流动换热试验装置 | |
| CN109113870B (zh) | 一种扩压器、压气机和燃气涡轮机 | |
| CN202991240U (zh) | 一种涡轮发动机高转速小尺寸压力控制装置 | |
| CN103410762B (zh) | 一种离心风机旋转失速控制装置及方法 | |
| CN203051237U (zh) | 航空发动机压气机防喘结构 | |
| CN109281760A (zh) | 燃气涡轮发动机 | |
| CN109611346A (zh) | 离心压气机及其设计方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C14 | Grant of patent or utility model | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| CP03 | Change of name, title or address |
Address after: No. 999, Xuefu Road, Xindu, Chengdu, Sichuan 610500 Patentee after: AECC SICHUAN GAS TURBINE Research Institute Address before: 621703 operation monitoring department, mailbox 305, Jiangyou, Sichuan, Mianyang, Sichuan Patentee before: CHINA GAS TURBINE EST |
|
| CP03 | Change of name, title or address |