一种具有叶尖间隙控制和叶顶流动控制的机匣结构的制作方法

本发明涉及一种涡轮机匣结构，尤其涉及一种可应用于航空发动机、燃气轮机等机械中的具有叶尖间隙控制和叶顶流动控制的机匣结构。

背景技术：

随着燃气轮机性能的不断提升，涡轮前进口温度不断提高，迫切需要更高效、更先进的冷却技术保证燃气轮机高温部件的正常工作。涡轮机匣作为高温部件之一，其涡轮外环结构直接与主流燃气接触，工作条件恶劣，仅靠材料本身的耐高温性能，无法长期承受高温的侵蚀；同时涡轮机匣在高温作用下发生膨胀变形，导致叶尖间隙变大，严重影响了涡轮效率。为了保证涡轮外环的使用寿命和燃气轮机的工作效率，需要发展综合高效的涡轮机匣冷却技术。现有公布专利中，美国专利us.5,169,287采用冲击孔与气膜孔的组合冷却技术，冷却结构复杂且冷却效果不够充分，未能将冷气合理有效的分配利用。

由于受到长期振动、高温腐蚀、涡轮叶尖非正常刮擦等作用，涡轮外环内壁涂层极易脱落，使得涡轮机匣成为燃气轮机中换修率较高的部件之一；同时研究发现在叶顶出口部位一般具有复杂的流动结构，该区域由于主流与泄漏流的掺混，引起流动损失，从而导致涡轮效率下降。为了进一步提高燃气轮机工作效率，需要发展更有效的涡轮外环封严技术。现有公布专利中，美国专利us.4,213,296采用台阶式封严结构，在叶冠篦齿之间叶尖间隙较大，且不能很好的适用于各种涡轮叶片结构，应用范围不够广泛。

更重要的是，上述两项专利只是单方面考虑涡轮机匣冷却技术或封严技术，且冷却结构相对复杂，冷却方式相对简单，冷却效果不够充分，封严结构相对单一，碰磨问题并未考虑。为了更有效的提高机匣冷却效果、降低叶顶泄漏损失，需要创造更好的机匣冷却结构，寻找更高的叶顶防泄漏技术。

技术实现要素：

本发明解决的技术问题是：本发明的目的在于提出一种用于叶尖间隙控制和叶顶流动控制的机匣结构，以解决现有涡轮机匣受热膨胀变形大和叶顶泄漏损失严重的问题。

本发明的技术方案是：一种具有叶尖间隙控制和叶顶流动控制的机匣结构，包括涡轮机匣1、冲击板4和涡轮外环6；所述涡轮机匣1与冲击板4为一整体，定义两者之间形成的腔室为第一腔室3；涡轮外环6耦接到涡轮机匣1上，涡轮外环6与冲击板4形成第二腔室7；所述冲击板4上设有若干通孔作为冲击孔5；涡轮外环6上设有若干通孔作为气膜孔9，且涡轮外环6上设有若干凸起，作为扰流结构；涡轮外环内表面10上设有若干凸起作为封严结构12；来自外部高压压气机的冷气经冷气入口2进入第一腔室3，通过冲击板4上的冲击孔5进入第二腔室7，通过扰流结构改变气体流动形式、增强对流换热后，气体穿过气膜孔9，在涡轮外环内表面10上形成气膜保护层，在冷却涡轮外环6的同时起到隔离高温燃气的作用；封严结构12通过改变叶尖气体的流动形式来阻止叶顶泄漏涡的形成与发展。

本发明的进一步技术方案是：所述若干冲击孔5成多排分布，且多排冲击孔5相互平行布置或错列布置。

本发明的进一步技术方案是：所述冲击孔5轴线与冲击板所在平面的夹角为30°-90°

本发明的进一步技术方案是：所述扰流结构为扰流柱或扰流肋，其中扰流柱为柱状凸起，扰流肋为条状凸起。

本发明的进一步技术方案是：当扰流结构为扰流柱时，若干所述扰流柱成排分布，并与成排气膜孔9间隔分布，且多排扰流柱相互平行布置或错列布置。

本发明的进一步技术方案是：当扰流结构为扰流肋时，若干所述扰流肋与成排气膜孔9间隔分布。

本发明的进一步技术方案是：所述涡轮外环内表面10上，与叶片对应的部分设有可磨材料涂层11。

发明效果

本发明的技术效果在于：①涡轮机匣内的冷却结构简单，加工容易；②内部冷却方式多样，扰流结构大大增加了换热面积，提高了表面换热系数，从而加强了冷却效果；③涡轮外环气膜孔结构在涡轮外环内表面形成气膜，起到阻隔高温燃气的作用，达到降低涡轮外环温度的效果；④涡轮外环封严结构阻止了泄漏流的发展，有效降低了叶顶泄漏损失；⑤改进后的涡轮机匣结构距离转动轴的中心半径减小，进而减小了涡轮机匣的径向变形；⑥冷却效果增加，可减少冷气用量，使更多的气体用于膨胀做功，提高气体使用率；⑦涡轮外环内表面可磨材料的使用，防止叶顶与涡轮外环的磨损，延长了涡轮部件的工作寿命，同时缩小了叶尖间隙，进一步提高了涡轮效率。

附图说明

图1为本发明的涡轮机匣结构径向截面视图；

图2为本发明的涡轮机匣三维结构视图；

图3(a)和图3(b)为a-a剖面方向冲击板与冲击孔结构示意图；

图4(a)和图4(b)为b-b剖面方向涡轮外环结构示意图；

图5为涡轮外环内表面结构示意图。

附图标记说明：

1.涡轮机匣2.冷气入口3.第一腔室4.冲击板5.冲击孔6.涡轮外环7.第二腔室8.扰流肋9.气膜孔10.涡轮外环内表面(与主流燃气直接接触表面)11.可磨材料涂层12.封严结构13.叶冠14.篦齿15.涡轮动叶16.转动轴17.主燃气通道18.扰流柱

具体实施方式

参见图1-图5，本发明提出一种新型的涡轮机匣结构，其技术方案如下：本发明公开一种具有叶尖间隙控制和叶顶流动控制的机匣结构，主要包括涡轮机匣、机匣内部冷却结构以及涡轮外环封严结构；机匣内部冷却结构上限定有冷气进气孔、冲击孔和冲击板结构，冲击板与涡轮机匣形成第一腔室，冲击板上限定有多个冲击孔；涡轮外环通过耦接方式连接到涡轮机匣结构上，其与冲击板形成第二腔室，外环上限定有多个扰流结构、气膜孔结构及防泄漏结构；冷气气流经由进气孔进入到第一腔室，通过冲击孔结构进入第二腔室以冲击涡轮外环，再经由扰流结构对涡轮外环进行充分冷却，最后从涡轮外环的气膜孔结构流出形成冷却气膜，最终与主流燃气混合；涡轮外环上的凸台结构对叶顶流体的流动产生影响，阻止了叶顶泄漏涡的形成与发展。

具体地，涡轮机匣上的冲击板结构，主要用于机匣腔室的分隔以及冲击孔的布置。

具体地，冲击孔结构多排平行或错列布置在冲击板上。

优选地，冲击孔直径为0.5mm-2mm。

优选地，多个冲击孔排列时孔排间距和同排孔间距均为孔直径的1.5-4倍。

优选地，冲击孔与冲击板的夹角为30°-90°。

优选地，冲击孔形状可以为圆形、椭圆形、方形、菱形等形式。

具体地，扰流结构可为扰流柱或扰流肋，其中扰流柱为柱状凸起，扰流肋为条状凸起，且扰流结构与气膜孔结构间隔分布。

具体地，扰流柱结构多排平行或错列布置在涡轮外环上。

优选地，扰流柱直径为0.5mm-1.5mm。

优选地，多个扰流柱排列时柱排间距和同排柱间距均为柱直径的2-3倍。

更具体地，扰流柱结构可与上部冲击孔对应布置或错列布置。

优选地，扰流柱形状可以为圆形、椭圆形、方形、菱形等形式。

具体地，气膜孔结构布置在涡轮外环上，其将涡轮机匣的第二腔室与主流燃气通道连通；更具体地，气膜孔结构与扰流柱结构同排布置或错列布置。

优选地，气膜孔直径为0.5mm-1.5mm。

具体地，涡轮外环凸台结构的形状可为平面、蜂窝、锯齿等形式。

具体地，与涡轮叶片对应的外环部分采用可磨材料。

本发明的上述冷却结构主要工作过程如下：可作为冷却涡轮部件的气体主要来源于高压压气机，冷气经主进气口进入涡轮机匣第一腔室，然后通过冲击板上的冲击孔结构将冷气引入第二腔室，进入第二腔室的气体首先与扰流结构发生接触，扰流结构改变了气体原有的流动形式，使得气体与涡轮机匣和涡轮外环结构进行更加充分的接触，增强对流换热效果，绕过扰流结构的气体到达涡轮外环的气膜孔结构，通过该孔结构(即气膜通道)流出的气流在直接与主流燃气接触的涡轮外环内表面形成气膜，从而该气膜起到隔离高温燃气的作用，并对涡轮外环达到降温的目的。

本发明的上述防泄漏结构的主要工作过程如下：根据涡轮叶片叶顶的结构形式，可以设计不同的涡轮外环封严结构，对于叶片平顶结构可以将涡轮外环封严结构设计为凸台型式或蜂窝型式；从涡轮叶片刚度考虑，并为了避免由于振动导致的涡轮叶片断裂问题，涡轮叶顶常常需要增加叶冠结构，此时涡轮外环结构可采用锯齿型式。主流燃气在压力差的作用下从进口通过叶尖间隙到达出口，流动过程中泄漏流与叶栅主流相互影响产生多个旋涡，泄漏流的发展必然削弱主流燃气的流动，而涡轮外环的封严结构不仅可以阻止泄漏涡的发展，降低泄漏损失，还可以减小叶尖间隙；同时与叶顶对应部位的涡轮外环结构表面，可以大面积采用可磨材料，允许叶顶与涡轮外环产生一定的摩擦。

如图1、图2所示，本发明是应用于燃气轮机的一种叶尖间隙控制和叶顶流动控制的涡轮机匣部件，根据该部件的结构特点，将其沿周向360°平均分成若干份，每份结构形式相同。下面，参照附图对本发明的具体实施方式进行说明。

图1为本发明的涡轮机匣结构径向截面视图，即二维视图。由图可知，涡轮机匣1和涡轮外环6是以转动轴16为中心回转形成的圆弧形结构，整圈涡轮机匣部件由60个相同且周向相邻的基体涡轮机匣1和涡轮外环6组成。冷却气体由冷气入口2进入第一腔室3，然后冷气对涡轮机匣1进行冷却，随后冷气到达冲击板4，其上多排布置冲击孔结构5；冷气经过冲击孔结构5进入第二腔室7可对涡轮外环结构6进行冲击冷却，涡轮外环结构6耦接于涡轮机匣结构1，耦接方式削弱了涡轮外环变形对涡轮机匣的影响，涡轮外环结构上布置有扰流肋8形式的扰流结构、气膜孔9和封严结构12等结构，在扰流结构的作用下，增加了冷气与涡轮外环6的接触面积；同时冷气通过涡轮外环6上的多排气膜孔结构9进入主燃气通道17，一方面冷气可以在涡轮外环内表面10形成气膜，另一方面可以对涡轮动叶15的叶顶部位进行冷却；针对于带有叶冠结构13的涡轮动叶15，为了防止因篦齿结构14与涡轮外环6碰磨而出现叶片损坏的现象，在涡轮外环内表面10上的部分结构附有可磨材料涂层11。为了更加清晰地观察本发明的结构特征，图2给出了该发明的涡轮机匣三维结构视图。

针对冲击板和冲击孔结构，图3a和图3b给出了相应的结构示意图，其视图方向为图1中的a-a剖面。从图中可知，冲击孔5在冲击板4上规则地排列，图3a为冲击孔排平行布置，图3b为冲击孔排错列布置，平行布置方式使得加工更加容易，错列布置主要是为了冷却更加均匀；对比可以发现错列布置在主燃气入口部分(即图3(a)和图3(b)视图的左侧)增加了冲击孔的排布，这样能对结构的高温部位进行更好的冷却，减小结构的温度梯度。以上两种布置方式增加了技术人员的选择，同时还可以根据实际情况对冲击孔排列方式进行设计。

冲击板4与涡轮机匣1为一整体，冲击板4可以将涡轮机匣1分成两个腔室，即第一腔室3和第二腔室7，一方面可以对涡轮机匣结构1进行充分的冷却，另一方面可以设计冲击孔5结构，使冷气以冲击的方式对涡轮外环6进行冷却。在本发明中冲击孔5多排平行或错列布置在冲击板4上，冲击孔直径为0.5mm-2mm，孔排间距和同排孔间距均为孔直径的1.5-4倍，冲击孔5与冲击板4的夹角为30°-90°，冲击孔5的形状可设计为圆形、椭圆形、方形以及菱形等形式。

图4a和图4b为b-b剖面方向涡轮外环结构示意图，其主要给出了涡轮外环6上的气膜孔分布和不同的扰流结构形式。气膜孔结构和扰流结构在涡轮外环上间隔排列，在靠近主燃气入口部分(即图4(a)和图4(b)视图的左侧)布置两排或多排气膜孔结构9，其主要目的是将更多的冷气引入到涡轮外环的高温部位，对涡轮外环内表面10形成更强的气膜保护，使涡轮外环内表面与高温燃气进行更好的隔离。本发明提供了两种扰流结构，即扰流肋结构8和扰流柱结构18，作用主要是增加换热面积，提高对流换热效果；与扰流肋结构8相比，扰流柱结构18形式在一定程度上减少了用料，降低了成本，减轻了涡轮机匣重量。

涡轮外环6上的扰流肋结构8以转动轴16为旋转轴周向回旋形成的。扰流柱结构18和气膜孔结构9均可平行布置或错列布置，扰流柱18直径为1mm-2mm，其柱排间距和同排柱间距均为柱直径的2-3倍；为了增加气膜孔9个数、加大气膜覆盖范围，气膜孔9直径相对可以减小一点，可为0.5mm-1.5mm，其间距也可适当缩短。扰流柱18形状可以为圆形、椭圆形、方形、菱形等形式，其直径设置和排列方式可与上部冲击孔5相同，可以与上部冲击孔5对应布置或交错布置。

涡轮外环6上除了分布有冷却结构，在涡轮外环内表面10上还有封严结构12和可磨材料涂层11。图5为涡轮外环内表面结构示意图，可明显观察到涡轮外环内表面10上的封严结构12，该结构主要是根据涡轮动叶15的叶冠结构13进行设计，不同叶冠13上有不同的篦齿14个数。涡轮外环内表面10上与叶顶对应部位附有可磨材料涂层11，其主要是允许涡轮动叶15与涡轮外环6发生碰磨，对涡轮动叶15和涡轮外环6起到一定的保护作用，在此情况之下，可设计更小的叶尖间隙值，进一步提高涡轮效率。

至此，结合附图已经对本发明的实施方式进行了具体的描述。依据以上说明，本领域技术人员应当对本发明一种具有叶尖间隙控制和叶顶流动控制的机匣结构有了清楚的认识。

综上所述，本发明提供一种具有叶尖间隙控制和叶顶流动控制的机匣结构。该机匣结构主要是采用了冲击孔、扰流结构和气膜孔的冷却方式，以及涡轮外环封严结构和可磨材料涂层。冷却结构不仅进一步对结构进行了冷却，还使得冷却更加均匀，降低了结构的温度梯度，减小了结构上受到的温度载荷；封严结构则从根本上削弱了叶顶泄漏涡的形成，减少了泄漏流与叶栅主流的掺混损失。本发明在航空发动机、燃气轮机等领域具有广泛的应用和较高的使用价值。

此外，本发明不以任何方式限制于在说明及附图中呈现的示例性实施方式。以上对各元件和方法的定义并不仅限于示例中提到的各种具体结构、方式或形状，在如权利要求书概括的本发明的范围和以上所述的具体实施方式，本领域技术人员可在实际应用过程中根据具体情况对其进行更改。凡在本发明的精神和原则的基础上，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。