CN86105250A - 冲击冷却过渡进气道 - Google Patents

Abstract

先进重型燃气涡轮发动机中的过渡进气道由与待冷却表面有间距的套管上的孔形成的冲击喷流冷却。套管把废冲击空气引向燃烧装置，和燃料随后混合，燃烧，或对燃烧装置冷却。套管和过渡进气道表面之间距离变化，以控制废空气横向流速，减少横向流造成的压力分损耗。孔径随喷射距离和横向流速变化。利用距离，孔径和间距变化的组合改变冲击冷却的强度，以补偿可变内热载荷，并按设计要求在过渡进气道表面上产生理想温度分布。

Description

本发明与燃气涡轮发动机有关，具体有关用于冷却过渡进气道的装置，这种过渡进气道在先进重型燃气涡轮发动机中，把热燃气从一个燃烧装置，引入一个涡轮级。

大重型燃气涡轮机，在传统上使用若干平行运转的圆柱形燃烧装置级，产生增能热燃气，引入发动机的第一涡轮级。第一涡轮级接受的最好是环形的热燃气。有一个过渡进气道，放在每一燃烧装置级和第一涡轮级之间，把从每一燃烧装置喷出的燃气流场，从大致的圆柱形，改变为一个环形的一部分。于是，全部过渡进气道喷出的气流，产生理想的环形气流。

如已周知，热力发动机可能取得的热力效力，取决于其工作流体的最高温度，如为燃气轮机，则取决于排出燃烧装置级的热燃气。热燃气的最高容许温度，受到与这种热燃气接触的金属部件的工作温度极限的限制，并取决把这些部件冷却到热燃气温度以下的能力。先进重型燃气发动机过渡进气道的冷却任务，也就是本发明针对的课题，是有困难的，因为现今已知的冷却方法，若非能力不足，便是伴随有无法负担的代价。

在一个传统的重型燃气涡轮发动机中，过渡进气道的全部外表面，接触压气机排出的相对低温的空气，压气机向燃气涡轮提供全部的气流。从过渡进气道外表流进燃烧装置的气流造成消极冷却。过渡进气道外表的某些部分受到消极冷却的相当好的降温，但另外的部分的降温则很差。并且，过渡进气道外表面的降温最差的部分，一般是结构强度底的区域，也是热燃气在里面增温较高的区域。为了防止过高金属温度造成的损坏，燃烧装置的最高排气温度，必须受到过渡进气道冷却最差的区域的金属最高容许温度的限制。为了促进提高热效率，重型燃气涡轮燃烧装置的排气温度已有提高，已经采用了各种积极冷却过渡进气道的相对高温区域的手段。在一个先进重型燃气涡轮机中，燃烧装置的排气温度，比通常的重型燃气涡轮机的2000度左右的温度高相当多，过渡进气道的全部表面，必须有积极的冷却，以保持金属温度的容许水平。

冷却燃烧装置壁的已知方法，使压气机的排气从燃烧装置壁上经过，然后沿其内表面引导，形成一个防御热燃气直接接触的膜。这种安排可以使燃烧装置壁，在比热燃气低相当多的温度下工作。这种膜冷却方法，已经用于过渡进气道的有限面积上，尤其在上述的冷却差的区域上。然而这种膜冷却法的应用，受到了可以取得专供冷却燃烧装置和过渡进气道壁使用的空气的量的限制。这个量在典型上，只能达到可供燃烧装置使用的气流的总量的三分之一以下。在先进的重型燃气涡轮发动机中，几乎需要全部可作膜冷却使用的空气，冷却燃烧装置壁，可用于冷却过渡进气道壁的空气则非常少。冷却气流供应的这种限制，是因为燃烧装置的总气流的约一半，需要用于进行燃料的充分燃烧，气流的另四分之一需用于冲淡燃烧装置排出的热燃气，把它定形，符合第一涡轮级为提高效率，延长元件寿命所需。这个比例可以根据具体采用的设计方式而略微变化，但有各种实际障碍，这比例有较大的偏离。

已经有另一种用于冷却过渡进气道外部的冷却技术，是使用一个冲击板，挡板或套管，离开过渡进气道外表面一个短距离放置。冲击套管有一个孔眼的阵列，压气机排出的空气从里面通过，产生一个喷气阵列，对过渡进气道外表面冲撞并冷却。

美国专利第3，652，181号中，揭示了一种过渡进气道的冲击冷却技术，其冲击套管仅围绕过渡进气道的一部分。冲击过需要冷却的表面后的废冲击空气，在过渡进气道外表面和冲击套管之间中流过，到达过渡进气道上的孔中。通过这些孔的空气和热燃气混合，并降低正在涡轮叶片基部区域前面的热燃气温度，从而有助降低涡轮叶片这部分的金属温度。这方法取决于燃气的传热速度，和金属的最高容许温度，可以使用比膜冷却使用较少的冷却空气，维持容许的金属温度，并可以和膜冷却结合，进一步降低金属温度。但是，在过渡进气道上即使采用冲击冷却和膜冷却结合，在先进重型燃气涡轮机中，需要的冷却空气多于可能得到的冷却空气。

其他有关燃气涡轮机燃烧元件冲击冷却的揭示，可从美国专利第4，339，925号中见到。虽该专利所冷却的燃气涡轮燃烧元件类型，与本发明所针对的完全不同，但该专利揭示了冲击冷却系统的典型因素。揭示了一个壳体，上有孔眼阵列，冷却空气从里面通过，向着燃烧装置在热燃气室上冲击。对一种实施方案作了图示和叙述，其冲击空气沿热燃气室流动，最后参与燃气过程。有一种限流器揭示，帮助空气从热燃气壳和多孔之间的空间中喷出。该专利认识到：进气孔的数目和抗体离开热燃气室的间距，代表了一些变数，可用于按环境要求，产生冷却效果。

如美国专利第3，652，181号及4，339，925号所揭示，在已有技术领域中，燃烧元件的冲击冷却可以消耗一部分为燃烧过程分配的气流，或者和燃烧装置串联运转，把用于冷却一个燃烧元件的空气，随后又用于燃烧过程。这种对过渡进气道串联冷却，就是本发明所针对的目标。

基于熟悉燃气涡轮机设计技艺者所共知的原因，把压气机排出的空气，强压通过燃烧装置上的开口，和燃料混合并燃烧时，随之产生压力降或压力消耗。就是这压力降可以促进燃烧装置的膜冷却和空气流的冲淡，因而给初期从燃料装置中排出的空气的温度图形定型。根据典型，这压力降在压气机排气压力的百分之二和四之间，并且为了维持热效率的原因，要把它尽量压低。如果压力降太低，那么燃料和空气混合不佳，结果燃烧不完全。假如压力降太高，那么燃气涡轮机的热力效率下降。

为了实现冲击冷却，需要有一个通过冲击套管或挡板的压力降，藉以强压冷却空气，在相当高的速度下从孔眼中通过，以获得要求的传热速度。一般而言，高冷却速度是从高压力降取得的。因此，可以看到，在串联气流安排中过渡进气道采用冲击冷却，将会造成燃烧系统的额外的压力降，假如不把这压力降保持在尽可能低的水平上，可能造成的热效率下降，大于通过提高燃烧装置排气温度所取得的效率增加。

冲击冷却系统的压力降，基本上产生于两个因素。首先是需要有一个压力降加速通过冲击套管孔的空气，造成喷流冲击需要冷却的表面。次一个因素较难捉摸，因此在冲击冷却的其他的已知应用上，大都受到忽视。

假如要求将用过的冲击空气在燃烧装置中利用，必须将其收集，然后送入燃烧装置。收集理应在冲击套管和过渡进气道的外表面之间进行，可以理解到，假如在接近燃烧装置处收集，因为收集的空气增多，空气流速一定不断增高。压力降发生的第二个因素，是因为要求把废冲击空气的每一个增量再加速，达到已经接近燃烧装置的空气的速度。

冲击冷却系统中的局部传热量大小，取决于许多变数。这些变数具体包括冷却空气的性能，冲击套管和过渡进气道之间的距离，孔径大小，间距和阵列的形式，冲击空气喷流速度，以及空气垂直于喷气流的流速，诸如收集废冲击空气时造成的垂直气流。

可以理解到影响传热量大小和冲击冷却系统总体的压力降的变数是大量的。本发明针对的是先进重型燃气涡轮发动机的完全冷却过渡进气道，在其成功设计中这些变数的相互关系。

由冲击板上的一个开孔形成的空气喷流，必须穿过把冲击板和待冷却表面隔离的空间，并且必须有足够的速度和足够的量冲撞待冷却表面，实现需要的冷却作用。当仅涉及一个喷流时，对喷流冲击作分析是相当简单的。然而当使用喷流阵列时，冲击空气的一个喷流冲击后离去，被截获在待冷却表面和冲击板之间，势必产生一个横向气流，干扰其他喷流的冷却作用，尤其是那些在冲击空气为流出局限空间必须经过的方向上的下游的那些喷流。也就是：通过一个孔眼和待冷却表面之间的空间的空气的横向流动，可能阻止孔眼产生的喷流达到待冷却的表面，或者降低可能达到待冷却的表面的喷流任何部分的有效性。一个喷流阵列的实际冷却效果是难预测的，因而只能按经验推导。

横向流的速度越大，对空气喷流的有效性横向干扰越大。在使用冲击冷却进气道时，全部冲击空气必须从过渡进气道和冲击板之间向外流，当横向空气流向出口时，量和速度有规则地增加。速度的增高可能部分或完全破坏喷流下游的其他冲击流的有效性。也许因为这个原因，先有技术领域中的使用冲击喷流冷却过渡进气道（或热燃气室）的器械，把废冲击空气射过渡进气道的内部。如上文所讨论，把可得到的冷却空气按这种低效率使用，对于先进重型燃气涡轮的设计是不合理的。

因此，本发明的目的，是提出一种过渡进气道冲击冷却系统，可以克服先有技术领域中的缺点。

具体而言，本发明的目的，是提出一种冲击冷却系统，供燃气涡轮发动机的全部过渡进气道使用，可以根据过渡进气道的设计要求，作特定的冷却分布。

本发明的另一个目的，是提出一种过渡进气道的冲击冷却系统，其中至少有一个孔眼尺寸，冲击冷却套管上的孔眼间距，和冲击套管及待冷却表面之间的间距，有规则地随特定的表面冷却变化。

本发明的另一个目的，是提出一种燃气涡轮发动机过渡进气道的冲击冷却系统，为了降低横向气流的速度，从而减小冲击冷却套管的压力降，冲击套管和过渡进气道之间的间距在冲击空气横向流动方向的下游上有规则地增大。

本发明的另一个目的，是提出一种先进重型燃气涡轮机全部过渡进气道的冲击冷却，其孔眼尺寸和孔眼在冲击冷却套管上的距离，和冲击套管及过渡进气道表面之间的距离有规则地变化，以减小冲击冷却所要求的压力降，从而增高燃气涡轮发动机的热效率。

本发明的另一个目的，是提出一种燃气涡轮发动机过渡进气道的冲击冷却，其冲击套管某些部分上的开孔，大于其余部分上的开孔，从而提供了高质量流量的喷流，可以贯穿过渡进气道和冲击套管之间较大的间距，和较大的空气横向流。在这些大孔之间的间距，最好相对于小孔之间的间距变化，以按过渡进气道的设计要求，取得要求的冲击冷却强度。

本发明的另一个目的，是提出一种冲击冷却和气流分配系统，能够精确控制冲击冷却的压力降，并可减小燃烧装置压力降上游的燃烧装置气流压力降。

简而言之，本发明提出了一种先进重型燃气涡轮发动机过渡进气道的冲击冷却，过渡进气道由冲击喷流冷却，喷流由与待冷却表面有一个距离的套管上的孔眼形成。套管有一定结构形状，把废冲击空气向燃烧装置输送，使这空气事后可用于和燃料混合并燃烧，或用于冷却燃烧装置。冲击套管和过渡进气道表面之间的距离可变化，以控制废冲击空气的横向流动的速度，以降低由于横向流动造成的压力损耗。孔眼的截面积可变化，把冲击喷流在各种距离和横向流动的速度下投射。一般而言，大孔截面积用于大距离。因为在燃烧装置和过渡进气道的相交处，废冲击空气的量增加到一个最高数值，冲击套管和过渡进气道之间的距离，在向着燃烧装置的方向上有规则地增大。可利用距离，孔径和孔间距离变化的组合，改变冲击冷却的强度，以补偿可变的内热载荷，并且按设计要求，在过渡进气道的表面上，产生需要的温度分布。对于上述变化作最佳化选择，在燃烧系统的前面减少气流的压力降，便可按设计要求取得需要的冷却强度。

按照本发明的一个实施方案，提出了一种冷却一个表面的冲击冷却装置，表面处在一个压缩空气环境中，装置中有一个冲击板，与该表面离开一段距离，冲击板上有若干孔眼;有装置产生一个横过冲击板的压力降，因此每一个孔眼产生一个朝向表面的冲击喷流，孔眼有一个截面，孔眼之间有间距;在冲击板上，至少有一个该距离，该截面和该间距的变化，以控制表面上的冷却。

根据本发明提出的一个特点，设置了一个冷却过渡进气道一个表面的冲击冷却器，过渡进气道放在一个燃烧装置和一个燃气涡轮发动机的涡轮级之间，过渡进气道放在压缩空气增压室中，其中有一个冲击套管，圈围过渡进气道并与之有一个距离，形成二者之间的气流容积，在冲击套管上有若干孔眼，这若干孔眼之每一个，有一个截面，相邻的孔眼之间有间距，在气流容积的涡轮机端有一个封闭的端部，气流容积的燃烧装置端有一个出口，有一个气流套管圈围燃烧装置，在气流套管的搭盖出口的一端上，有一个喇叭形的进口部分，作成其间的空气动力聚敛形状，通过空气动力聚敛形状，向燃烧装置流动的气流，有把出口压力降低到增压室压强以下的作用，因此，横过冲击套管的一个压力降，产生从每一个孔眼喷向过渡进气道的一股冲击喷流，并且至少有一个距离，截面，和间距，在冲击套管上变化，控制表面上的冷却。

根据本发明所提的另一个特点，设有一个冲击冷却器，冷却由一个壁形成的一个被围闭的表面，这壁和一个过渡进气道固定，过渡进气道由一个冲击套管包围，壁在冲击套管的一个开口中通过，过渡进气管和冲击套管放在一个增压室中，有形成一个加压空气环境的作用，冲击冷却器中有一个壁中的冲击插体，有一个平底与被包围的表面之间有一个距离，在平底上有若干孔眼，有产生横过冲击插体的压力降的装置，从而每一孔眼产生一个喷向被包围表面的冲击气流，孔眼有一个截面，孔眼之间互相有间距，被包围表面至少有一个通过过渡进气道的膜冷却孔，排出冲击插体和被包围表面之间的废冲击冷却空气，截面和间距在平底上变化，按需要控制表面上的冷却。

本发明的以上所述以及其他的目的，特点和优点，结合附图阅读下文便可明了，在附图中，相同元件用相同标图号标志。

图1为采用先有技艺领域冷却法的燃烧装置和过渡进气道，图为有局部剖视的圆筒。

图2为待冷却的板和冲击板的剖视，本文叙述空气横向流对冲击喷流性能的影响时，将有所引述。

图3A为采用本发明一个实施方案的冲击冷却法的燃烧装置和过渡进气道，图为有局部剖视的圆筒。

图3B为采用本发明另一实施方案中的冲击冷却法的燃烧装置和过渡进气道，图为有局部剖视的简图。

图4为图3之气流容积出口部分的放大图。

图5为沿图3中Ⅴ-Ⅴ线的一个剖视。

图6为沿图5中Ⅵ-Ⅵ线的一个剖视。

图7为沿图6中Ⅶ-Ⅶ线的一个剖视。

首先参见图1，其中用号10一般表示先有技艺领域中的燃气涡轮发动机的一个部分。燃气涡轮发动机10中有若干燃烧装置，在发动机的纵向轴线周围平均分布，图中仅示一个燃烧装置。在燃气涡轮发动机10的一种型式中，使用了十个燃烧装置12。燃料和初级助燃空气通过燃料喷咀14，喷入燃烧装置12。燃料和空气由火花塞16点火，在燃烧装置中燃烧。热燃烧产品和过量热空气，通过过渡进气道18，到达涡轮级20进气口。

燃烧装置12和过渡进气道18放在一个增压室22中，压缩空气从燃气涡轮发动机10的压气机出口24，向增压室供给。压气机出口24送出的压缩空气，沿燃烧装置12的表面流动，被通过燃烧装置表面上的传统型的孔（图未示），引入燃烧装置12的内部。这样引进燃烧装置12内的空气，在燃料喷咀14的下游，参加燃烧反应，或被引导作为沿燃烧装置12内表面的一个冷却气膜。还有一部分压缩空气可被用于冲淡热燃气，控制燃烧装置12的废流温度，并给温度确定图形。可以设置一个气流套管26，围绕燃烧装置12，以改进空气沿燃烧装置壁的流动。

过渡进气道18的外表面，而从压气机出口24向燃烧装置12流动的压缩空气，作对流冷却。有一个过渡进气道18的径向内表面28，放在直接从压气机出口24中流出后，改变了方向的压缩空气气流里。具体而言，较靠近过渡进气道18的燃烧装置端32的径向内表面28的一个部分30，有过渡的冷却。而较迟涡轮端36径向内表面28的一部分34，则冷却较差。相形之下，在过渡进气道18的径向外表面38上，却阻止了压气机出口24的压缩空气直接流出。

较近燃烧装置端32的径向外表面38的一个部分40，由围绕过渡进气道18圆周流动的压缩空气，在流向燃烧装置12的中途冷却。这种冷却比径向内表面28所经受的冷却效力低相当多。较近涡轮端36径向外表面38的一个部分42，冷却最差因为在这里循环经过的压缩空气非常少。因此，在过渡进气道18上冷却的有效程度，从燃烧装置端32向涡轮端36逐渐下降。部分42上的冷却问题，由于在过渡进气道18中流动的热燃气有强烈的转折，因而更加复杂。因此，热燃气的高度有效的对流传热，在部分42上作用。结果，部分42便成为过渡进气道18中的最热部分，对可以被从燃烧装置12引入部分42的热燃气温度，形成了有效的限制。除了对最高燃气温度作限制外，造成的过渡进气道18上的温度不平衡，还可能构成有害的热胀形式，从而可能引致过渡进气道18的过早损坏。

假如温度变化可为过渡进气道18容许，则上述的图形也正与理想的图形相反。也就是过渡进气道18的近涡轮端36的部分34和42，比近燃烧装置端32的部分30及40，有较低的坚固性，因而有较低的耐高温能力。至少，坚固性的下降，一部分是由于后支架44和部分42的连接。按理想讲，部分30和40的温度，应该约等于部分34及42的温度，并允许比34和42有高相当多的温度。部分34和42的温度应接近相等。

在涉及本发明的冲击技术前，为了有助对揭示理解，兹作简单讨论如下：

参看图2其中示出板46，其表面有待于用冲击冷却进行冷却。一个冲击板48，与板46的表面有间距，其上穿凿若干孔50，52及54。一个密闭端56跨接板46及冲击板48，形成腔58。腔58的一个出口60，形成一个唯一的开口，全部通过孔50，52及54喷射的空气，必须从这开口排出。

可以认识到横过冲击板48上的压力降，有产生通过孔50，52及54的空气喷流的作用。孔50由于最靠近封闭端56，形成的冲击喷流冲击板46。孔50里的空气在冲击板46后，必须向出口60流动，如气流箭头62所示。孔52形成的冲击喷流里的空气，必须穿过孔50喷射的空气造成的横向流。假定孔50及52喷入腔58的空气的量相等，于是在孔50及52的合并气流中形成的空气的量，两倍于孔50单独喷射的量。结果，孔52下游的合并气流的量和速度，是气流箭头62所指，到达孔52的横向空气的量和速度的两倍。孔54的喷流，必须穿过这合并量形成的横向流，才能投射到板46上。通过孔54下游的空气的总量有三倍于孔52上游的空气的速度。由于横向流的速度，随着向下游的距离增加而增高，冲击气流达到板46的表面而适当冷却的能力也跟着下降。

现将提述的是图3A所示的本发明的实施方案，这方案可按情况特定冷却，在过渡进气道18上产生需要的温度图形。有间距围绕过渡进气道18的一个冲击套管66，形成两者之间的气流容积68，在涡轮机端36处基本密封，而其燃烧装置32开敞。冲击套管66上穿凿若干眼70，引导若干冲击喷流冲击过渡进气道18。如在前文已经说明，由于全部废冲击空气都必需向燃烧装置32的一个出口72流动。其质量流量必须向着出口72有规则地增高。

限制横过冲击套管的总压力降，或限制增压室22里的压力（压气机排气压力）和气流容积68出口72的压力之间的差异是很重要的。例如，把这压力降限制在压气机排气压力的百分之二以下也许是理想的。如前文已作解释，横过孔70的压力降的积累，和把废冲击空气加速到气流容积68里的横向流的速度所需要的压力，造成通过冲击套管66的总压力降。

如所周知，封闭槽道里的气体流速，和槽道截面积成反比。可以注意到气流容积68的高度，从涡轮端36到燃烧装置端32逐渐增高。这和气流容积68在全部长度上，有持续的较低的高度时空气所能达到的速度相比，倾向于降低出口72附近的气流速度。这样便可以利用横向质量流速低的涡轮端36附近的气流容积68的低高度，而仍可限制较近出口72的横向流的速度。

当冲击套管66和过渡进气道18有较大的间距时，便要求冲击喷流中有较大的质量流量，使冲击喷流冲撞过渡进气道18时有足够速度作冷却。使出口72附近的孔70的截面，大于涡轮端36附近的截面，便可以取得增高的质量流量，而不需增高横过冲击套管66的压力降。改变孔70的行距，和行中孔与孔之间的孔距，便可以使大孔70的孔阵产生的总气流密度大于、等于或小于小孔区域里的孔阵的总气流密度。所有这些变数都在图3中示出。也就是，围绕涡轮端36附近的冲击套管66上第一孔行的孔70，比出口72附近最后孔行中的孔70，有小很多的间距。并且，在涡轮端36处的第一二孔行之间的行距，也比出口72附近的最后两个孔行之间的行距小很多。在中间部分上，也可以看到有规则的孔距和行距变化。

以上变数中任何一个变数呈现的表面冷却灵活性，都有助于按具体应用中的要求，进行有区别的冷却。当对变数作成对控制，或作全部控制时，横过冲击套管66有容许的低压力降，便可以基本完全控制过渡进气道的冲击冷却。

再参看图3A，气流套管26上的孔70′，可以使没有从冲击套管66中 通过的那部分燃烧装置气流，在开始燃烧前，和废冲击气流合并。对孔70′的数目，大小和分布作选择，使气流符合要求，并为冲击套管造成需要的总压降。在气流套管26和冲击套管66之间的密封件73，使两者之间可以有相当大的偏位，而能防止气流从它们的连接处进入。假如进入便会造成两者之间气流分流的不平衡。应能理解到由于通过孔70′的气流，与废冲击气流垂直，所以需要根据冲击气流，通过每一孔70′行列的气流，以及气流套管26和燃烧装置12之间的环形气流区里的气流的总和，增加一个压力降，把通过孔70′的气流加速到一个新的横向流速度。

图3B所示的本发明的另一个实施方案，和图3A所的十分相似。主要的差别在于气流套管26的结构形状，和冲击套管66的出口端32与气流套管26的喇叭形进口部分74之间的接头。图4示出这接头的放大形式，其中的出口72由气流套管26的一个喇叭形进口部分74圈围，形成一个环形流道78。环形流道78代替了孔70′（图3A），有一个面积足供需要的气流通过，而同时为冲击套管66造成需要的总压力降。因为从增压室22到环形流道78出口的压力降，等于横过冲击套管66的总压力降，所以从环形流道78排出的气流速度，比出口72的气流速度高很多。由于这两个气流在气流套管26中逐渐接近，便有一个有利的动量传递到冲击套管气流中，在出口72的附近造成一个低压区，对气流容积68排出的废冲击冷却空气，起扫气作用。这扫气作用的净效果，和图3A所示的实施方案相比，当通过冲击套管66的总压力降相同时，可以降低增压室22和气流套管26内部之间的总压力降。在本实施方案中，为了在十个以上的平行运转的燃烧装置中，取得始终如一的分流和压力降性能，要求对环形流道78的尺寸能作精确控制，与传统的或先进的重型燃气涡轮发动机相似。

现参见图5，后支架44中有一个基本圆形壁80，基本围绕过渡进气道18的全部圆周焊接，在冲击套管66的圆形开口82中通过，于是形成一个盲端杯形容积84，上端与增压室22相通，下端基本封闭。对于结构的完全揭示和后支架44的作用，已在美国专利第4，422，288号载入，本文引述以作参考。应该注意到过渡进气道18在这剖面图中，朝杯形空间84向外弯曲。下文揭示的对过渡进气道18一部分冷却的技术，提供了一个极好的实例，说明了在热荷载，距离和横向气流都有变化的表面上，采用可作相应变化的冲击冷却的优点和灵活性，该过渡进气道18的部分，被包围在圆形壁80内。

一个有向上伸的壁90和平底92的冲击插入体86，紧密安装在杯形空间84中，平底92和过渡进气道18的表面有一个距离。向上伸的壁90最好在上端部有一个突缘94，作在圆形壁80的内表面上安装用。突缘94最好用焊接等方法，固定在圆形壁80上的。在上伸壁90和圆形壁80之间有一个环形空间，使插入体86和壁90在和突缘94连接前，达到相同的温度，从而减小这连接处的热应力。在平底92上有若干孔98，使增压室22中的加压室形成冲击喷流，对过渡进气道18的在圆形壁80内被包围的表面100冷却。

由于被包围的表面100被圆壁80环绕，废冲击空气从冲击插入体86和被包围表面100之间的空间中释放的方式，必须与前文所述的用于冲击冷却技术的方式有所不同。冷却被包围的表面100所需冷却空气的量，是空气供给总量中的一个可忽略的比例。因此，把废冲击空气通过膜冷却孔102，排入过渡进气道18的内部，而毋须以减低气流利用的效率付出相当大的代价，是属于可行的。

现再参看图6及7（位于图7平底92下面的膜冷却孔102用虚线表示），膜冷却孔102布置成两条交错的行列104及106，位置在平底92相对于过渡进气道18中燃气气流的上游边缘附近。图6所示最为清晰，膜冷却孔102在燃气流前进方向上倾斜，因而促进了从过渡进气道18中通过的空气，对过渡进气道18的内表面作膜冷却。这种膜冷却可强烈改变膜冷却孔102下游的局部热载荷。而且，由于膜冷却孔102位置邻近平底92上游边缘的燃气气流，因此要求全部从孔98进入的冲击冷却空气，都流向行列104和106，从而可以如上文所述，产生可以用较接近行104和106的空气喷流干涉冲击冷却的强横向流。安排被包围表面100冲击冷却的另外一个复杂问题，在图5及6的正交剖视图中，可以看到被包围表面100中过渡进气道18的形状的比较。也就是，在图5的剖视中，被包围的表面100的中点，比周边更靠近平底92，而在图6的纵向剖视中正相反。因此，令对被包围表面100作特定冷却复杂化的全部三个变数都存在。也就是，被包围表面100上的局部热载荷由于膜冷却而起的变化，冲击喷流的有效性受到空气横向流的影响，并且又受到喷流冲击被包围表面100的表面时，通过的距离的变化的影响。

现在要具体提到的是图7。孔98排成九行108-124，每一行和燃气流的路径垂直。最近每行列114，116，118中点的三个孔98，有相对小的直径。之所以小是对两个因素反应的结果：1）这被包围表面100的区域，受到了膜冷却孔102的强烈膜冷却，2）平底92和被包围表面100有相对近的距离，如图5通过孔行116的剖面所示。在行114，116及118中的外侧三个孔98，随冲击喷流喷射距离的增加而依次增大（见图5）。

孔行108及124中有中度大小而间距最短的孔98。这是对平底92和在这些位置上的被包围表面100之间的较短距离，并且因为没有上游冲击喷流产生横向流，干涉冷却空气向被包围表面100投射等等原因的综合反应。行110及112有尺寸较大、间距较宽的孔98，补偿来自上游冲击喷流的横向流，和距离的增加（见图6）。

根据上文可以了解，本发明可以在热载荷，距离，和空气横向流等三个变数具存的表面上，在其有关区域的独立范围内，把冲击喷流冷却作特定冷却。在本发明的用冲击套管66冷却过渡进气道18的实施方案中，特意加大过渡进气道18和冲击套管66之间的距离，并且通过增大孔70的直径补偿距离的加大，以控制空气横向流的速度。把大直径孔70的间距增大，控制空气的质量流量密度。在本发明的冷却后支架44中的被包围表面100的实施方案中，距离一般由过渡进气道18的设计决定。有变化的距离由适当控制孔98的直径和间距作调节。并且废冲击空气的处理问题，通过利用废冲击空气作膜冷却去解决，并且进一步改变孔98的直径和间距，补偿被包围表面100上的热载荷变化。

虽然对本发明的理想实施方案已参照附图作了叙述，但应理解本发明并不以这些具体的实施方案作限制，凡擅长本技艺领域者，都可以对实施方案作各种变化和修改，而不超出本发明的范围或精神，本发明的范围和精神按文后的权利要求书中确定。

Claims (21)

1、一种对一个表面作冷却的冲击冷却器，该表面放在一个压缩空气环境中，其特征在于冷却器中有以下各项：

一个和该表面有一个间距的冲击板；

该冲击板上的若干孔；

一个装置产生横过该冲击板的一个压力降，从而该若干孔各产生一个朝向该表面的冲击喷流；

该若干孔各有一个截面积；

该若干孔互相间有一个间距；

至少该距离中之一个，该截面和该距离在该冲击板上变化，控制在该表面上的冷却。

2、如权利要求第1项中之冲击冷却器，特征为该距离和该截面共同变化。

3、如权利要求第2项中之冲击冷却器，特征为该截面随该距离变化。

4、如权利要求第2项中之冲击冷却器，特征为该距离，截面和间距共同变化。

5、如权利要求第1项中之冲击冷却器，特征为至少该冲击喷流之第一个，产生一个空气横向流，干涉该冲击喷流中的至少一个第二喷流的冲击喷流的冲击，该冲击喷流中的该至少一个第二冲击喷流的该截面增大，以改善该第二冲击喷流对该表面的喷射。

6、如权利要求第5项中之冲击冷却器，特征为该冲击喷流中之至少一个第二冲击喷流附近之该距离增大，足以减低该冲击喷流中之该第二喷流和该表面之间的该横向空气流的速度。

7、如权利要求第1项中之冲击冷却器，特征为该表面是一个过渡进气道的一个表面，该冲击板是一个冲击套管，基本把该过渡进气道围绕，产生两者之间的一个气流容积，产生一个压力降的该装置包括下列各项：

该过渡进气道和封闭该气流容积第一端的冲击套管之间的一个封闭端;

在该气流容积一个第二端的一个出口;

一个装置，在该出口产生一个比该压缩空气环境中的压力低的压力。

8、如权利要求第7项中之冲击冷却器，特征为从该气流容积第一端到第二端的距离增大，从而把其间的气流速度改变。

9、如权利要求第8项中之冲击冷却器，特征为从该第一端到该第二端该截面增大。

10、如权利要求第9项中之冲击冷却器，特征为从第一端到该第二端该间距增大。

11、如权利要求第8项中之冲击冷却器，特征为从该第一端到该第二端该间距增大。

12、如权利要求第7项中之冲击冷却器，特征为该产生压力降的装置中，有一个燃气涡轮发动机的一个燃烧装置，一个圈围该燃烧装置的气流套管，一个该气流套管的进口部分，该气流套管搭盖该出口，形成其间的一个空气动力聚敛形体，一个流向该燃烧装置的助燃空气流通过该空气动力聚剑形体，一个流向该燃烧装置的助燃空气流通过该空气动力聚敛形体，有降低该出口压力的作用，从而把该气流容积中的压力，下降到低于该压缩空气环境中的压力。

13、如权利要求第1项中之冲击冷却器，特征为该表面有一个燃烧装置的被包围表面，燃烧装置由后支架的一个壁圈围，该冲击板有一个在该壁上的冲击插入体，该若干孔布置在该冲击插入体的底部部上，朝向该被包围表面，该被包围表面至少有一个膜冷却孔穿过该过渡进气道，排放废冲击冷却空气。

14、如权利要求第13项中之冲击冷却器，特征为该面积和该间距有变化，以补偿该距离的变化，并且补偿由于该废冲击冷却空气在该过渡进气道中排放时产生膜冷却，而引起的被包围表面上的热载荷。

15、如权利要求第14项中之冲击冷却器，特征为该冲击板还有一个围绕该燃烧装置的冲击套管，该壁从该冲击套管中的一个开口中通过，该开口形成该冲击套管和该壁之间一个空间，从而有一个冷却空气流向该壁的一个部分冷却。

16、一个冲击冷却器冷却过渡进气道在一个燃烧装置和一个燃气涡轮发动机的一个涡轮级之间的一个表面，该过渡进气道放在一压缩空气增压室中，其特征在于冷却器中有以下各项：

一个圈围该燃烧装置的冲击套管，和燃烧装置有一个间距，形成两者之间的一个气流容积;

若干在该冲击套管上的孔;

该若干孔各有一个面积;

该若干孔的相邻孔间有一个间距;

该气流容积的涡轮机端有封闭的端部;

在该气体容积的燃烧装置端有一个出口;

有一个气流套管围圈该过渡进气道;

在该气流套管的一端有一个喇叭形进口部分，搭盖该出口，形成两者之间的一个空气动力聚敛形体;

一个通过该空气动力聚敛形体流向该燃烧装置的空气流，有把该出口压力减低到低于该压缩空气增压室压力的作用，从而一个横过该冲击套管的压力降，产生各该若干孔的冲击空气喷流，喷向该过渡进气道;

至少一个该距离，该面积和该间距在冲击套管上变化，控制该表面上的冷却。

17、如权利要求第16项中之冲击冷却器，特征为该距离从该涡轮机涡轮机端向该燃烧装置端增大。

18、如权利要求第17项中之冲击冷却器，特征为该面积从该涡轮机端向该燃烧装置端增大。

19、如权利要求第18项中之冲击冷却器，特征为该间距从该涡轮机端向该燃烧装置端增大。

20、如权利要求第16项中之冲击冷却器，特征为该间距，该距离和该面积变化，按特定要求冷却该过渡进气道。

21、一种冲击冷却器用于冷却由固定在一个过渡进气道上的壁形成的被包围表面，该过渡进气道由一个冲击套管圈围，该壁从该冲击套管的一个开口中通过，该过渡进气道和该冲击套管放在一个增压室中，有圈围一个加压空气环境的作用，其特征在于冷却器有以下各项：

一个在该壁内的冲击插入体，有一个平底和该被包围表面有一间距;

若干在该平底上的孔;

有装置产生横过该冲击插入体的压力降，从而该若干孔各产生一个冲击喷流，喷向该被包围表面;

该若干孔各有一个面积;

该若干孔有一个间距间隔;

该被包围表面至少有一个膜冷却孔从该过渡进气道中通过，把废冲击冷却空气从该冲击插入体和该被包围表面之间排放;

该面积和该间距在该平底上变化，在该被包围表面上作定型冷却。

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