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的制作方法
【技术领域】
[0001]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】
[0002]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。
[0003]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】
[0004](I)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。
[0005]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。
[0006](2)本实用新型实现上述目的的方案:
[0007]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宄后，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。
[0008]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。
[0009](3)技术效果:
[0010]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】
[0011]图1低损失扩-收形孔式预旋结构
[0012]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】
[0013]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。
[0014]I)结构说明:
[0015]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(I)、预旋供气结构(2)、下游旋转盘腔(3)和需冷却的涡轮转子⑷组成，上游高压集气腔⑴和下游旋转盘腔⑶由预旋供气结构⑵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。
[0016]2)工作原理说明:
[0017]从压气机出口引入集气腔(I)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。
【主权项】
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(I)、预旋供气结构(2)、下游旋转盘腔(3)和需冷却的涡轮转子⑷组成，上游高压集气腔⑴和下游旋转盘腔⑶由预旋供气结构⑵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⑵与涡轮转子⑷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)。
【专利摘要】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。
【IPC分类】F02C7-18, F01D25-12
【公开号】CN204436597
【申请号】CN201420795271
【发明人】郭文, 王鹏飞, 张倩, 吴超林
【申请人】中国燃气涡轮研究院
【公开日】2015年7月1日
【申请日】2014年12月15日