一种涡轮机匣强化冷却结构的制作方法

本技术：
属于航空发动机涡轮机匣结构设计技术领域，特别涉及一种涡轮机匣强化冷却结构。

背景技术：

在航空发动机的工作过程中，高温、高压燃气流经涡轮部件，将燃气的热能转化成燃气动能和涡轮可输出的机械功。

涡轮机匣、涡轮外环等零部件在高温环境下工作，对其的冷却设计工作是非常重要的。如果设计不好，冷却不足，将出现烧蚀、裂纹等问题，威胁发动机使用安全。

传统的涡轮机匣局部结构示意见图1。涡轮外环2置于涡轮机匣1下部，其下表面与高温燃气接触，引一股冷却气流对涡轮外环2和涡轮机匣1进行冷却。

现有的涡轮机匣冷却结构的冷却效果有待提高。

技术实现要素：

为解决上述问题，本申请提供了一种涡轮机匣强化冷却结构，包括涡轮机匣、涡轮外环以及在涡轮机匣与涡轮外环之间形成的环形的冷却腔，所述冷却腔内设置有与外界连通的冷气通道，所述冷却腔内设置有环形板，用于将所述冷却腔分为内环腔与外环腔，所述外环腔与所述冷气通道连通，所述环形板上设置有连通内环腔与外环腔的射流孔。

优选的是，所述射流孔上沿冷却腔的轴线方向开设有多排射流孔，每排射流孔沿冷却腔的周向均布有多个。

优选的是，所述涡轮机匣沿轴向方向的后端设置有环槽，涡轮外环沿轴向的后端设置有与所述环槽适配的扣合槽，形成后端接合面，所述涡轮机匣沿轴向的前端与所述涡轮机匣沿轴向的前端通过定位销相互连接，形成前端接合面。

优选的是，所述环形板的沿轴向的端部延伸至涡轮机匣与涡轮外环的前端接合面与后端接合面之间。

优选的是，所述环形板上设置有螺栓孔，定位销能够穿过所述环形板并将所述环形板固定在涡轮机匣与涡轮外环之间。

本申请的结构具有以下优点：

1)对涡轮机匣、涡轮外环本体的结构改动很小；

2)不需增加冷却气流的流量，对发动机性能影响小；

3)可以有效提高涡轮外环和涡轮机匣的冷却效果，降低两者的工作温度。

附图说明

图1是现有技术涡轮机匣冷却结构示意图。

图2是本申请涡轮机匣强化冷却结构的一优选实施例的示意图。

图3是本申请图2所示实施例的环形板结构示意图。

其中，1-涡轮机匣，11-环槽，2-涡轮外环，21-扣合槽，3-冷却腔，31-内环腔，32-外环腔，4-冷气通道，5-环形板，51-射流孔，6-定位销，7-涡轮导叶。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。

本申请提供了一种涡轮机匣强化冷却结构，如图2及图3所示，包括涡轮机匣1、涡轮外环2以及在涡轮机匣1与涡轮外环2之间形成的环形的冷却腔3，所述冷却腔3内设置有与外界连通的冷气通道4，其特征在于，所述冷却腔3内设置有环形板5，用于将所述冷却腔3分为内环腔31与外环腔32，所述外环腔32与所述冷气通道4连通，所述环形板5上设置有连通内环腔31与外环腔32的射流孔51。

参考图3，所述射流孔51上沿冷却腔3的轴线方向开设有多排射流孔，每排射流孔沿冷却腔3的周向均布有多个。

参考图2，所述涡轮机匣1沿轴向方向的后端设置有环槽11，涡轮外环2沿轴向的后端设置有与所述环槽11适配的扣合槽21，形成后端接合面，所述涡轮机匣1沿轴向的前端与所述涡轮机匣沿轴向的前端通过定位销6相互连接，形成前端接合面。

本申请中，前端及后端是相对于图2来讲的，即前端为涡轮外环2靠近涡轮导叶7的一端，后端为涡轮外环2远离涡轮导叶的一端，涡轮机匣1后端的内壁沿径向向内延伸一段，形成环形板，之后在环形板的末端向后弯曲延伸形成环形的内筒段，内筒段与环形板形成所述环槽11，扣合槽21的结构与环槽11类似，为开口朝向涡轮机匣1的内筒段的环形槽，该环形槽接收涡轮机匣1的内筒段。

本申请中，所述环形板5的沿轴向的端部延伸至涡轮机匣1与涡轮外环2的前端接合面与后端接合面之间，参考图2，所述环形板5上设置有螺栓孔，定位销6能够穿过所述环形板5并将所述环形板5固定在涡轮机匣1与涡轮外环2之间。

本申请的工作原理为：

1)通过射流孔，将原有的对流换热强化为冲击换热，强化外环上表面的冷却，在冷却流体量不增加的前提下获得更大的换热系数，降低涡轮外环温度。

2)阻断外环上表面对涡轮机匣的辐射换热，降低涡轮机匣的温度。

有限元仿真计算表明，采用本结构前后，相同发动机工况下，涡轮外环与涡轮机匣的温度场云图表面，采用本结构可以使涡轮机匣和涡轮外环的工作温度显著降低。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

技术特征：

1.一种涡轮机匣强化冷却结构，包括涡轮机匣(1)、涡轮外环(2)以及在涡轮机匣(1)与涡轮外环(2)之间形成的环形的冷却腔(3)，所述冷却腔(3)内设置有与外界连通的冷气通道(4)，其特征在于，所述冷却腔(3)内设置有环形板(5)，用于将所述冷却腔(3)分为内环腔(31)与外环腔(32)，所述外环腔(32)与所述冷气通道(4)连通，所述环形板(5)上设置有连通内环腔(31)与外环腔(32)的射流孔(51)。

2.如权利要求1所述的涡轮机匣强化冷却结构，其特征在于，所述射流孔(51)上沿冷却腔(3)的轴线方向开设有多排射流孔，每排射流孔沿冷却腔(3)的周向均布有多个。

3.如权利要求1所述的涡轮机匣强化冷却结构，其特征在于，所述涡轮机匣(1)沿轴向方向的后端设置有环槽(11)，涡轮外环(2)沿轴向的后端设置有与所述环槽(11)适配的扣合槽(21)，形成后端接合面，所述涡轮机匣(1)沿轴向的前端与所述涡轮机匣沿轴向的前端通过定位销(6)相互连接，形成前端接合面。

4.如权利要求3所述的涡轮机匣强化冷却结构，其特征在于，所述环形板(5)的沿轴向的端部延伸至涡轮机匣(1)与涡轮外环(2)的前端接合面与后端接合面之间。

5.如权利要求4所述的涡轮机匣强化冷却结构，其特征在于，所述环形板(5)上设置有螺栓孔，定位销(6)能够穿过所述环形板(5)并将所述环形板(5)固定在涡轮机匣(1)与涡轮外环(2)之间。

技术总结
本申请属于航空发动机涡轮机匣结构设计技术领域，涉及一种涡轮机匣强化冷却结构，包括涡轮机匣(1)、涡轮外环(2)以及在涡轮机匣(1)与涡轮外环(2)之间形成的环形的冷却腔(3)，冷却腔(3)内设置有与外界连通的冷气通道(4)，冷却腔(3)内设置有环形板(5)，用于将冷却腔(3)分为内环腔(31)与外环腔(32)，外环腔(32)与冷气通道(4)连通，环形板(5)上设置有连通内环腔(31)与外环腔(32)的射流孔(51)。本申请可以有效提高涡轮外环和涡轮机匣的冷却效果，降低两者的工作温度。

技术研发人员：于明跃;宁博;李鑫;陆海鹰
受保护的技术使用者：中国航发沈阳发动机研究所
技术研发日：2019.07.31
技术公布日：2020.04.14