CN207813753U - 涡轮外环冷却结构、涡轮结构及航空发动机 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种涡轮外环冷却结构、涡轮结构及航空发动机，涉及航空发动机领域，用以优化现有涡轮外环冷却结构的结构，改善其冷却性能。该涡轮外环冷却结构包括冲击板以及外环基体；冲击板和外环基体形成冲击腔，冲击腔内设有用于将冲击腔分为至少两个相互独立子腔的分隔件，冲击板设有与各子腔连通的冲击孔。上述技术方案，在冲击腔内设置了分隔件，将冲击腔分为多个子腔，该结构可更精确地分配经由冲击孔进入到冲击腔内的气流，能更合理地利用冷却气体；并且，分隔件可增大表面换热系数，增强换热效果，实现高效冷却。

Description

涡轮外环冷却结构、涡轮结构及航空发动机

技术领域

本实用新型涉及航空发动机领域，具体涉及一种涡轮外环冷却结构、涡轮结构及航空发动机。

背景技术

燃气轮机高压涡轮部件作为高温高速旋转部件，其性能的高低直接影响发动机的工作效率。为更好地提高涡轮效率，在技术上要求提高燃气工质的温度，这就对涡轮部件的冷却技术提出了更高的要求。高压涡轮外环作为主流通道中与涡轮动叶配合工作的部件，工作环境温度一般在1300K以上，光靠材料本身的耐高温性能，无法长期承受高温恶劣环境。为了保证外环的安全可靠长久工作，必须对涡轮外环进行有效的冷却。

为了保证发动机具有较高的效率，需要综合高效的外环冷却技术。对外环采用空腔的复合冷却的方式是比较主流的技术。

发明人发现，现有技术中至少存在下述问题：现有的涡轮外环冷却结构冷却通过在冲击板与外环基体上形成的整个冲击腔内通入气体的方式实现对外环基体的冷却，但是冷却效果不佳。

实用新型内容

本实用新型提出一种涡轮外环冷却结构、涡轮结构及航空发动机，用以优化现有涡轮外环冷却结构的结构，改善其冷却性能。

本实用新型提供了以下技术方案：

本实用新型实施例提供一种涡轮外环冷却结构，包括冲击板以及外环基体；所述冲击板和所述外环基体形成冲击腔，所述冲击腔内设有用于将所述冲击腔分为至少两个相互独立子腔的分隔件，各所述子腔均与至少一所述冲击孔连通。

在一个或一些实施例中，各所述子腔沿着所述涡轮外环冷却结构的轴向方向排列。

在一个或一些实施例中，所述外环基体位于所述冲击板的轴向之外的区域有外缘，所述外缘设有用于与位于所述涡轮外环冷却结构轴向最端部的所述子腔连通的第一通孔。

在一个或一些实施例中，所述第一通孔包括多个，且各所述第一通孔间隔设置。

在一个或一些实施例中，所述第一通孔包括第一段和第二段，所述第一段设于所述第二段和所述冲击腔之间且连通所述第二段和所述冲击腔，所述第二段的轴线平行于所述涡轮外环冷却结构的轴向。

在一个或一些实施例中，所述外环基体设有连通各所述子腔与所述外环基体外部的第二通孔。

在一个或一些实施例中，所述第二通孔的轴线与所述涡轮外环冷却结构的轴向之间的夹角为15度至90度。

在一个或一些实施例中，所述外环基体背离所述冲击板的一侧设有涂层。

在一个或一些实施例中，所述冲击孔成排设置，且位于所述涡轮外环冷却结构轴向两侧的两排所述冲击孔的直径小于位于所述涡轮外环冷却结构轴向中间的各排所述冲击孔的直径。

在一个或一些实施例中，所述分隔件包括肋条。

本实用新型实施例还提供一种涡轮结构，包括本实用新型任一技术方案提供的涡轮外环冷却结构。

本实用新型实施例还提供一种航空发动机，包括本实用新型任一技术方案提供的涡轮结构。

基于上述技术方案，本实用新型实施例至少可以产生如下技术效果：

上述技术方案，在冲击腔内设置了分隔件，将冲击腔分为多个子腔，该结构可更精确地分配经由冲击孔进入到冲击腔内的气流，能更合理地利用冷却气体；并且，分隔件可增大表面换热系数，增强换热效果，实现高效冷却。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本实用新型的进一步理解，构成本申请的一部分，本实用新型的示意性实施例及其说明用于解释本实用新型，并不构成对本实用新型的不当限定。在附图中：

图1为本实用新型实施例提供的大涵道比涡扇发动机结构示意图；

图2为本实用新型实施例提供的涡轮外环冷却结构的径向截面简化示意图；

图3为图2中冲击板的结构示意图；

图4为本实用新型实施例提供的涡轮外环冷却结构的冲击孔、分隔件、气膜孔位置关系示意图；

图5为本实用新型实施例提供的涡轮外环冷却结构的外环基体的结构示意图。

具体实施方式

下面结合图1～图5对本实用新型提供的技术方案进行更为详细的阐述。

本实施例中需要用到的技术术语或名词解释。

发动机中心线：燃气轮机正常工作时，涡轮转子旋转中心所在的直线。

周向：燃气轮机正常工作时，涡轮转子沿发动机中心线旋转方向为周向方向。

轴向：燃气轮机正常工作时，平行指向中心线的方向定义为轴向方向。

参见图1和图2，本实用新型实施例提供一种涡轮外环冷却结构，包括冲击板116以及外环基体101。冲击板116和外环基体101形成冲击腔119，冲击腔119内设有用于将冲击腔119分为至少两个相互独立子腔的分隔件105，冲击板116设有多个冲击孔117，每个子腔均与至少一冲击孔117连通。

外环基体101位于燃气轮机涡轮动叶径向对应的机匣内部，用于调整叶尖间隙、防止机匣过热的环形组合构件，该构件通常沿周向均分为若干份。

分隔件105是一种增强换热的结构，其通过增大换热面积从而增强换热，以达到使目标区域降温和升温的作用。

冲击孔117密集冲击外环基体101表面，形成强烈的冲击换热，外环基体101上的分隔件105增大了表面换热系数，从而增强换热效果，实现高效冷却。并且，子腔可以起到分流通道的作用，有助于增强外环基体101内部换热效果。气流在经过前段及后段进口通道后，冲击外环基体101通道的内壁，形成冲击发散的冷却结构，在中间用分隔件105分腔分流，换热效果优于单一平直通道内的换热。出气口处形成气膜，阻隔高温燃气，降低外环基体101温度。所谓冲击发散冷却是一种复合冷却方式，是指冷却空气先对多孔壁面进行冲击冷却，然后进入孔内进行对流换热，流出小孔后在热侧壁面形成保护气膜。

参见图2，各子腔沿着涡轮外环冷却结构的轴向方向排列。沿轴向布置各子腔，有利于对冷却气流的流动和精确地分配，能更加合理地利用冷却气体。

参见图2，外环基体101设有用于安装冲击板116的凸台1011，凸台1011沿着涡轮外环冷却结构轴向的两侧都设有外缘1012，外缘1012设有用于与位于涡轮外环冷却结构轴向最端部的子腔连通的第一通孔103。可以两侧的外缘1012均设置第一通孔103，亦可在温度更高、尺寸更大的、位于上游的外缘1012上设置第一通孔103。本实施例以此方式为例。

外环基体101在主燃气通道气流上游的第一个腔设置若干第一通孔103，使第一个腔的气体得以通过该第一通孔103，增强换热效果，气体从外环基体101前端流出形成外环基体101前端气膜，降低前端高温区温度。

参见图5，第一通孔103的数量与位于与该第一通孔103连通的子腔内的冲击孔117的数量相等。如此可使得气流更为顺畅地流通。

参见图2，第一通孔103包括第一段1031和第二段1032，第一段1031设于第二段1032和冲击腔119之间且连通第二段1032和冲击腔119，第二段1032的轴线平行于涡轮外环冷却结构的轴向。第一段1031可以设置得尽量长，其轴线可以为直线或曲线，第一段1031的长度越长，对外缘1012的散热效果越好。

参见图2，外环基体101设有连通各子腔外环基体101外部的第二通孔106，以改善散热效果。

参见图2，第二通孔106的轴线与涡轮外环冷却结构的轴向之间的夹角为15度至90度，该角度气流更为顺畅，散热效果好。

参见图2，外环基体101背离冲击板116的一侧设有耐高温耐磨涂层102。外环基体101热边的耐高温耐磨涂层102的使用，一方面防止叶片与外环的磨损，增加外环基体101使用寿命；另一方面，耐高温涂层102可以阻碍高温燃气与外环基体101的接触，实现温度的降低。

参见图3，靠近涡轮外环冷却结构轴向两侧的冲击孔117的直径小于位于靠近涡轮外环冷却结构轴向中间的冲击孔117的直径。本实施例中，冲击孔117成排设置，且位于涡轮外环冷却结构轴向两侧的两排冲击孔117的直径小于位于涡轮外环冷却结构轴向中间的各排冲击孔117的直径。

参见图2，分隔件105包括肋条，肋条可一体形成于冲击板116或外环基体101。

下面介绍一具体实施例。

如图1所示，大涵道比涡扇发动机中，气流轴向方向为a。气流经过大尺寸风扇1后，分为方向b和方向c。方向b气流为外涵道气流，经风扇1出口后排出；方向c气流为主流道气流，依次经过增压级2、高压压气机3中进行增压，在燃烧室4中经燃烧后成为高温高压燃气，之后在高压涡轮5及低压涡轮6中膨胀做功，从管路7处排出。参见图1，示意了高压压气机和高压涡轮连接轴8以及风扇、增压级和低压涡轮连接轴9得位置。

如图2，本实用新型实施例是应用于燃气轮机涡轮外环的一种组合冷却结构。本实用新型将发动机涡轮外环周向360°平均分为若干个扇形段分块结构，每份结构相同。

(a)、其结构主要包括机匣111，集气腔110，悬挂连接件115，节气腔118，冲击腔119，进气孔113，节流孔114，冲击板116，外环基体101，耐高温涂层102，冲击孔117，前排第一通孔103，外环基体外表面108，外环前段内表面121，外环后段内表面122，第二通孔106，前端面123，后端面124，分隔件105，主燃气通道120以及涡轮动叶104等。

(b)、外环基体101为以发动机中心线为中心回转形成的圆弧型结构，连接位于主燃气通道120的气流上游的圆周型前端面123与位于气流下游的圆周型后端面124。整圈外环由若干个相同且周向相邻的外环基体101组成。冲击腔119与外环共有的弧形交界面定义为外环外表面108，外环基体101与主燃气通道120的弧形交界面按照主燃气方向分别定义为外环内表面前段121，外环内表面后段122。外环内表面前段121与外环内表面后段122之间的弧形位置，布置耐磨耐高温涂层102，该涂层与外环基体101相连。外环基体101靠近前端面位置布置安装嵌槽与悬挂件115连接，靠近后端面位置布置嵌槽与C型紧固件连接。

(c)、冲击板116通过焊接方式连接于外环基体101，与外环基体101形成若干冲击腔119，冲击板布置若干排冲击孔117，排数为范围为4至8，孔的直径范围为0.4mm至1.0mm，第一排孔的直径范围为0.8mm至1.5mm，冲击板下表面125与分隔件105距离为0.1mm至0.3mm。

(d)、外环基体外表面108与冲击板下表面125、分隔件105形成若干个腔，腔数与冲击孔117排数一致，每个腔布置第二通孔106，第一个腔和安排一排第二通孔106和一排第一通孔103，其余各个腔安排一排第二通孔106。

(f)、第二通孔106位于外环基体101内，沿轴向布置若干排，第一个腔和安排一排第二通孔106和一排第一通孔103，其余腔可安排1至2排，孔中心线与主流气流方向夹角范围为15°至90°，进口通道进口位于外环外表面108上，出口通道的一部分位于外环基体101内，一部分位于耐磨耐高温涂层102上，出口处形成膜状气流。

(g)、第一通孔103位于外环基体101内，沿周向向布置若干排，排数与单排外环基体101气膜孔106个数一致，第一个腔前端为第一段1031，周向长度为外环基体101周向长度，第一段1031轴向宽度范围为0.5mm至1.5mm，深度范围为1.0mm至3.0mm，深度必须大于第一通孔103的深度，是得进入第一段1031的气体能够从第一通孔103的第二段1032流出。

冷却气流经圆弧型悬挂件115上的进气孔113，进入集气腔110，通过悬挂件节流孔114充分节流后进入节气腔118，气流在此通过冲击板116上的冲击孔117冲击外环基体外表面108上的冲击腔119。如图3所示，每一段冲击板上以分隔件105位置为界，分若干个区域分别布置一排冲击孔117，优选0.4排，每排数量8—30个，孔截面形状优先选用圆形，孔直径范围在0.3mm—1.5mm，优选0.4mm，排孔之间的中心间距约为孔直径的4—10倍，优选5倍，同排孔之间的间距为孔径3—10倍之间，优选5倍间距。

冷却气体经冲击孔117进入冲击腔118，冲击冷却外环基体101，冲击孔117出口至外环基体101的最近距离设置为冲击孔117直径的2至5倍，优选距离为4倍。外环基体外表面108布置与冲击孔117相对应的冲击腔119，冲击腔119中由分隔件103隔成，分隔件强化了冷却气体的换热效果，并精准控制各腔流量，冲击孔117、分隔件103和第二通孔106在外环基体外表面108上的投影三者位置关系如图4所示。外环基体外表面108由分隔件105分成腔，分腔隔条105高度比冲击腔119的高度略小，宽度为1mm至3mm之间，优选2mm。

第二通孔106位于外环基体101和耐磨耐高温涂层102内，如图5所示，按照主流燃气流动方向分为若干排，第一个腔和安排一排第二通孔106和一排第一通孔103，其余腔可安排1至2排，第一排位于沿主燃气通道120方向第一个冲击腔119内，其余各排位于沿主燃气通道120方向相应的冲击腔119内。第二通孔106通道截面优选圆形，直径范围0.3mm至1.0mm，优选0.4mm。通道中心线与发动机轴线夹角范围15°至90°，优选45°。第二通孔106出口位于耐磨耐高温涂层102上。气流经外环基体101气膜孔进入通道，沿程与外环基体101壁面对流换热，带走一部分热量，在耐磨耐高温涂层102出口处，高速气流形成气膜保护层，隔离高温燃气，降低温度。周向上，每个腔安排上下各一个周向第二通孔106，用于相邻外环基体101周向的冷却。第一通孔103沿周向向布置若干个，气体从第一排冲击孔117进入第一个冲击腔119，一部分气体从第一排排外环基体101气膜孔106流出，另一部分气体从第一通孔103流出，从第一通孔103流出的气体经过外环前段内表面121，沿轴向形成气膜。

该冷却结构工作过程如下：高压压气机末级出口一部分气体经过进气孔进入外环集气腔110，冷却气体通过至少一个节流孔进入外环节气腔118，进入节气腔118的气体通过冲击板上的冲击孔117冲击外环基体101，形成冲击冷却，在外环基体101沿轴向用分隔件分成与冲击孔117排数一样的腔，每个腔设置若干气膜孔，从冲击板上的冲击孔117冲击外环各个分腔的冷却气体通过这些气膜孔流出。在第一个腔，由于外环起始端较长，而且该段气膜冷却效率较低，是外环温度最高的区域，故在此段安排若干通孔，使第一个腔的气体得以通过该通孔，增强换热效果。冷气流量的控制通过外环基体101每个腔的气膜孔及上面的冲击板上的冲击孔117来实现。

气流从冲击孔117进入外环基体101各腔通道，气流在内部形成的分流通道内冲击及对流换热，冷却外环基体101外部，出口气流在外环基体101主流通道一边表面形成气膜，从而实现气膜隔离高温燃气，降低外环基体101温度。在外环基体101内表面处，还可以大面积使用耐高温耐磨涂层102。通道出口布置在耐高温耐磨涂层102上，气流在出口处形成气膜，阻碍高温燃气与外环基体101的接触，可进一步降低外环基体101温度。在第一个腔的气体经过通孔，一方面与外环基体101对流换热，另一方面，气体从外环基体101前端流出形成外环基体101前端气膜，降低前端温度。

在本实用新型的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为便于描述本实用新型和简化描述，而不是指示或暗指所指的装置或元件必须具有特定的方位、为特定的方位构造和操作，因而不能理解为对本实用新型保护内容的限制。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本实用新型的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本实用新型进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，但这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本实用新型各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (12)

1.一种涡轮外环冷却结构，其特征在于，包括:

外环基体(101)；

冲击板(116)，与所述外环基体(101)形成冲击腔(119)，所述冲击板(116)设有冲击孔(117)；以及

分隔件(105)，设于所述冲击腔(119)内且将所述冲击腔(119)分为至少两个相互独立的子腔，各所述子腔连通至少一所述冲击孔(117)。

2.根据权利要求1所述的涡轮外环冷却结构，其特征在于，各所述子腔沿着所述涡轮外环冷却结构的轴向方向排列。

3.根据权利要求2所述的涡轮外环冷却结构，其特征在于，所述外环基体(101)位于所述冲击板(116)的轴向之外的区域有外缘(1012)，所述外缘(1012)设有用于与位于所述涡轮外环冷却结构轴向最端部的所述子腔连通的第一通孔(103)。

4.根据权利要求3所述的涡轮外环冷却结构，其特征在于，所述第一通孔(103)包括多个，且各所述第一通孔(103)间隔设置。

5.根据权利要求3所述的涡轮外环冷却结构，其特征在于，所述第一通孔(103)包括第一段(1031)和第二段(1032)，所述第一段(1031)设于所述第二段(1032)和所述冲击腔(119)之间且连通所述第二段(1032)和所述冲击腔(119)，所述第二段(1032)的轴线平行于所述涡轮外环冷却结构的轴向。

6.根据权利要求3所述的涡轮外环冷却结构，其特征在于，所述外环基体(101)设有连通各所述子腔与所述外环基体(101)外部的第二通孔(106)。

7.根据权利要求6所述的涡轮外环冷却结构，其特征在于，所述第二通孔(106)的轴线与所述涡轮外环冷却结构的轴向方向的夹角为15度至90度。

8.根据权利要求3所述的涡轮外环冷却结构，其特征在于，所述第一通孔(103)位于所述外环基体(101)的上游。

9.根据权利要求1所述的涡轮外环冷却结构，其特征在于，靠近所述涡轮外环冷却结构轴向两侧的所述冲击孔(117)的直径小于位于靠近所述涡轮外环冷却结构轴向中间的所述冲击孔(117)的直径。

10.根据权利要求1所述的涡轮外环冷却结构，其特征在于，所述分隔件(105)包括肋条。

11.一种涡轮结构，其特征在于，包括权利要求1-10任一所述的涡轮外环冷却结构。

12.一种航空发动机，其特征在于，包括权利要求11所述的涡轮结构。