一体化涡轮盘冷却结构

1.本发明涉及航空发动机结构设计领域，具体是一种一体化涡轮盘冷却结构。


背景技术：

2.提高涡轮前温度是增大航空发动机推力的主要手段之一，这对高速飞行器的发展具有重大意义。根据相关文献情报显示，目前现役航空发动机的涡轮前温度已达2000k，预计下一代航空发动机的涡轮前温度将远超此温度，这远超现有材料的受热极限。
3.空气系统位于航空发动机结构内部，从压气机和外涵道中引入冷却气流并用于冷却涡轮叶片、涡轮盘等热端部件。在现有结构中，气流通过预旋喷嘴进入涡轮盘腔并冲刷冷却涡轮盘，而后通过供气孔进入涡轮叶片，但现阶段涡轮盘冷却效率不足以应对下一代航空发动机的涡轮前温度，迫切需开发新式冷却技术。
4.涡轮叶片和涡轮盘一体化加工可大幅度降低涡轮重量并增强结构强度，成为下一代航空发动机的应用热点，但现阶段涡轮盘冷却结构并不适用于一体化涡轮盘，急需发展新式冷却结构。


技术实现要素：

5.本发明为了解决现有技术的问题，提供了一种一体化涡轮盘冷却结构，通过多级封严迷宫控制流量分配，引导冷却气流冲击涡轮盘，采用扰流柱强化换热，大幅度提高涡轮盘冷却效率，为抵御恶劣热环境提供可行性解决方案。
6.本发明提供了一种一体化涡轮盘冷却结构，包括两级导向叶片与两级涡轮叶盘交替形成的高压涡轮，高压涡轮级间构成盘缘封严迷宫，其中，第一级导向叶片根部固定有预旋盘，预旋盘上沿切向均匀布置有预旋喷嘴，预旋盘与导向叶片和涡轮盘构成腔内封严迷宫；所述两级涡轮叶盘切向均匀布置有接受孔，两级涡轮叶盘内设置有冷却结构。
7.进一步改进，所述冷却结构包括扰流柱，两级涡轮叶盘采用中空设计，内部沿径向方向层层分布有扰流柱，相邻层级之间的扰流柱交替分布，且为减少涡流造成的流阻，扰流柱采用水滴构型。
8.进一步改进，所述接受孔两端联通涡轮盘腔和涡轮盘内部，接受孔布置于涡轮盘内部相邻扰流柱之间，接受孔形状为圆形、椭圆形或叶栅型。
9.进一步改进，所述接受孔沿切向均匀分布在两级涡轮盘的低半径位置，且与预旋喷嘴处于同一径向高度。
10.进一步改进，所述第一级和第二级涡轮叶盘可分解为涡轮盘和涡轮叶片，涡轮盘与涡轮叶片为一体化加工设计，以提高结构的强度和刚性并降低重量。
11.进一步改进，所述级间封严迷宫和腔内封严迷宫采用篦齿结构，以确保涡轮加工误差、受热变形等所需的冗余度。
12.进一步改进，所述第一级导向叶片、预旋盘与第一级涡轮叶盘构成一级涡轮盘腔，在第一级涡轮叶盘的低半径位置处延伸出两个篦齿环，与预旋盘紧密配合形成封严迷宫。
13.进一步改进，所述第一级涡轮叶盘、第二级导向叶片与第二级涡轮叶盘构成二级涡轮盘腔，在第二级涡轮叶盘的高半径位置处延伸出一个篦齿环，与第二级导向叶片紧密配合形成封严迷宫，且为保证运行稳定性，第二级涡轮盘的篦齿环另一端与第一级涡轮盘之间紧密贴合形成受力支撑。
14.进一步改进，所述预旋喷嘴沿切向均匀分布在预旋盘的低半径位置，且为降低流阻与压损，预旋喷嘴采用叶栅构型。
15.本发明有益效果在于：1、提出的多级封严迷宫结构可有效降低冷却气流的泄漏并防止主燃气入侵空气系统，有利于调控冷却气流的分配，提高涡轮叶盘的供气流量；2、提出的一体化接受孔结构可有效简化系统流路，减少螺栓的使用，提高涡轮盘的结构强度，同时大幅度降低多级节流元件造成的压损，进一步提高冷却气流的品质；3、本发明采用中空设计大幅度降低涡轮盘的重量，同时在涡轮盘内布置多级扰流柱，可带来三方面的有益效果：（1）提高中空涡轮盘的强度和刚性；（2）提高冷却气流的湍流度，增强气流与涡轮盘之间的湍流换热，以提升涡轮盘冷却效率；（3）对一体化涡轮盘内冷却气流作进一步整合，提高其切向速度并增大压升，以抵消涡流造成的压损。
附图说明
16.为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
17.图1为本发明实施例的整体结构示意图。
18.图2为本发明实施例中涡轮盘主体部分的主视图及其剖视图。
19.图3为本发明实施例中涡轮盘主体部分的侧视图及其剖视图。
20.图4为本发明实施例中预旋盘的主视图。
21.图5为本发明实施例中预旋喷嘴的剖视图。
22.图中包括：1、第一级导向叶片，2、第一级涡轮叶盘，3、第二级导向叶片，4、第二级涡轮叶盘，5、螺栓，6、预旋盘，7、第二级涡轮盘篦齿环，8、第一级涡轮盘高位篦齿环，9、第一级涡轮盘低位篦齿环，10、接受孔，11、扰流柱，12、级间封严迷宫，13、一级涡轮盘腔，14、二级涡轮盘腔，15、转轴，16、螺栓孔，17、预旋喷嘴。
具体实施方式
23.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。
24.图1所示为本发明提出的一种一体化涡轮盘冷却结构，包括第一级导向叶片1、第一级涡轮叶盘2、第二级导向叶片3、第二级涡轮叶盘4、螺栓5、预旋盘6、第二级涡轮盘篦齿环7、第一级涡轮盘高位篦齿环8、第一级涡轮盘低位篦齿环9、接受孔10、扰流柱11、级间封严迷宫12、一级涡轮盘腔13、二级涡轮盘腔14、转轴15。
25.所述第一级导向叶片、第一级涡轮叶盘、第二级导向叶片、第二级涡轮叶盘交替安装在同一根转轴上组合形成高压涡轮，相邻导向叶片和涡轮叶盘重叠形成级间封严迷宫，盘缘径向距离0.05mm。
26.所述第一级和第二级涡轮叶盘采用一体化加工工艺，依结构特征可将涡轮叶盘分解为涡轮叶片和涡轮盘。
27.所述预旋盘、第一级导流叶片及第一级涡轮叶盘形成一级涡轮盘腔，第一级涡轮叶盘、第二级导向叶片及第一级涡轮叶盘形成二级涡轮盘腔；第一级和第二级涡轮叶盘在低半径位置处形成通道，用以引入冷却气流进入二级涡轮盘腔。
28.所述预旋盘通过高半径位置处的螺栓固定在第一级导向叶片内侧，低半径位置处突出环形结构，其表面光滑平整，平均粗糙度为6.3μm。
29.所述第一级涡轮叶盘在低半径位置处从涡轮盘延伸出两个篦齿环，两级篦齿环与预旋盘突出环形结构紧密配合分别形成高位和低位的腔内封严迷宫，两级篦齿环齿顶与环形结构表面垂直距离为0.05mm；为简化设计、增强结构强度与刚度，两级篦齿环与第一级涡轮叶盘采用一体化加工工艺。
30.所述第二级涡轮叶盘在高半径位置处从涡轮盘延伸处一个篦齿环，其与第二级涡轮叶盘采用一体化加工工艺；篦齿环与第二级导向叶片根部紧密贴合形成腔内封严迷宫，篦齿环齿顶与导向叶片根部表面垂直距离为0.05mm；为避免高转速工况下高半径位置处篦齿环受力断裂，篦齿环另一端与第一级涡轮叶盘紧密贴合形成受力支撑。
31.如图2所示，所述涡轮盘于低半径位置处沿切向均匀设有30个接受孔，接受孔两端联通涡轮盘腔和涡轮盘内部；为保证结构完整性以及气动特性，接受孔应布置于涡轮盘内部相邻扰流柱之间。
32.如图3所示，所述扰流柱均匀设置在涡轮盘内部，沿径向方向每层扰流柱数量相同且交替排布；扰流柱采用水滴构型以最大程度上避免尾部边界层脱落形成驻涡，优化涡流造成的压损；为强化涡轮盘强度和刚性，扰流柱两端与涡轮盘相连且采用一体化加工工艺。
33.如图4所示，所述预旋盘高半径位置处沿切向均匀设置15个螺栓孔，在低半径位置处的环状结构中沿切向均匀设置15个预旋喷嘴。
34.如图5所示，所述预旋喷嘴采用叶栅构型，其出口倾斜于第一级涡轮叶盘旋转方向，以加速冷却气流并降低相对总温。
35.本发明提供了一种一体化涡轮盘冷却结构及其技术，以降低流阻、提高冷却效率为设计目标，为一体化涡轮叶盘中的涡轮盘提供高效冷却结构和技术。冷却气流通过接受孔形成冲击射流进入涡轮盘内部，而后采用扰流柱增强冷却气流的湍流度以提高其换热能力，最后流出涡轮盘进入涡轮叶片。对于第一级涡轮叶盘，冷却气流通过预旋盘上的预旋喷嘴加速降温进入一级涡轮盘腔。对于第二级涡轮叶盘，冷却气流从第一级和第二级涡轮叶盘低半级位置处之间的通道进入二级涡轮盘腔。接受孔采用一体化设计以简化结构、强化涡轮盘强度与刚性，同时从根源上减少由节流造成的压损。本发明通过多级封严迷宫降低
冷却气流泄漏，提高涡轮叶盘的供气流量。本发明通过采用一体化涡轮盘冷却结构及其技术突破传统涡轮盘外部冷却方式的局限性，形成涡轮盘内部冷却结构特征，大幅度增强冷却气流的换热能力和涡轮盘的冷却效率。
36.本发明中，所述接受孔可为圆形、椭圆形以及叶栅型等；所述扰流柱在保证涡轮盘结构强度和高冷却效率的前提条件下可具有任意合理尺寸、数量等。
37.本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处。尤其，对于设备实施例而言，以上所述仅是本发明的优选实施方式，由于其基本相似于方法实施例，所以描述得比较简单，相关之处参见方法实施例的部分说明即可。以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明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发明揭露的技术范围内，对于本技术领域的普通技术人员来说，可轻易想到的变化或替换，在不脱离本发明原理的前提下，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。