[发明专利]一种应用于双辐板涡轮盘盘腔的导流冷却结构

说明书

技术领域

本发明属于航空发动机高压涡轮盘冷却技术领域，尤其涉及一种具有增强双辐板涡轮盘盘缘冷却效果的盘腔导流肋片和盘缘冷气通道结构。

背景技术

涡轮盘工作的过程中承受离心力载荷、热应力载荷和轮盘外载荷，是典型的寿命限制件，据统计，在航空发动机所有的非包容事故中，大约有一半是由轮盘的损坏引起的。以当前的技术发展水平来说，第四代战机所使用的推重比10级别的航空发动机涡轮进口燃气温度已经达到1850K-1950K，在研中推重比15级别的航空发动机该技术指标更是高达2100K-2300K，远超过耐高温材料的极限，使得涡轮部件的冷却难题日益严峻。

增加冷却空气的使用量固然可以直接提升冷却效果，但这却是以航空发动机整体性能的下降为代价的，通常冷却空气用量不超过压气机主流的20％，在冷却空气用量固定的前提下，只能采用更高的耐温材料和更好的冷却结构。对于涡轮盘的冷却问题而言，既要尽量降低其整体温度水平，以满足材料的强度需求(现有的航空材料只能在1000℃以下维持较高的强度)，提高其工作可靠性；又要尽量使其内部温度均匀的分布，以期减小温度梯度从而降低热应力，增加涡轮盘的疲劳寿命。

双辐板涡轮盘是在美国高性能涡轮发动机技术(IHPTET)计划下，针对下一代高推重比涡扇发动机的高压涡轮盘设计，提出轻质量、高冷却效率的新型涡轮盘结构设计技术。双辐板涡轮盘由于采用了空心结构，冷却空气可以直接进入两个辐板形成的空腔进行冷却，与传统的实心涡轮盘相比，其换热面积增大，有利于提高冷却效果，在降低整体温度水平和降低径向温度梯度方面有很大潜力。

专利US1999/005961287A提出了一种区别于传统实心涡轮盘的双辐板涡轮盘。这种涡轮盘采用焊接方法加工而成，前后的辐板形成空心结构，冷却空气可以直接进入此空腔对轮盘进行冷却，增大了对流换热面积，提高了冷却效率，进而减少冷却空气的用量以提高航空发动机的性能，同时在盘腔内壁面采用径向直肋片将冷却空气导入盘缘冷却通道。

专利US3982852B2中提出了一种用于双辐板涡轮盘的的径向直肋片，利用离心力和泵吸效应将冷却空气导入盘缘冷却通道。

专利US2000/6267553B1提出了一种应用在高压压气机最后一级轮盘上的双辐板轮盘。其原理及使用目的均与双辐板涡轮盘相似，辐板间通入冷气以更好的冷却轮盘从而控制轮盘上的热应力水平。

专利US2005/0025627A1提出了一种盘毂尺寸较大且没有盘心间垫片的双辐板涡轮盘结构，从而防止盘心处两个辐板在高转速下由于轴向变形而接触的情况。

专利CN2014/104196572A提出了一种具有盘腔导流肋板的双辐板涡轮盘，解决现有双辐板涡轮盘换热效率低、盘腔出口压力小的问题；采用若干导流肋板和与舌板件结构与双辐板涡轮盘配合增加盘心处的轴向刚度。

对于传统的实心涡轮盘来说，进气通常采用高位进气加预旋的结构形式，一方面通过预旋来降低相对总温，另一方面将从盘缘传来的热量有效的加以阻隔，减小其向纵深的传递。对于双辐板涡轮盘来说，轮盘的强度需求使得辐板上不能打孔，故而冷气只能采用中心进气的结构形式。

然而，中心径向进气方式挑战了双辐板涡轮盘的冷却气体流路设计。冷气径向流入两侧辐板形成的空腔后，在惯性力、轮盘摩擦力和离心力的作用下通过空腔，然后通过盘缘的冷气通道进入涡轮叶片的内冷通道继续冷却叶片，这个过程中的冷气流动结构呈现出典型的“源-汇流动”形式。由于涡轮盘的高速旋转，冷却气体的流动方向在进入盘缘冷却通道之前相对于盘体几乎沿盘缘切向方向，若盘缘冷却通道仍采用径向直孔的结构形式，则会产生两个问题：一是冷气方向与通道中心线近乎垂直，很难进入冷气通道，在通道一侧形成回流区，堵塞了通道的一大部分面积；二是在剩余的通道面积里，从轮盘的旋转坐标系来看，冷气入射通道壁面，动能转化为内能，滞止升温，严重降低了冷气的品质，减弱了轮缘区域的冷却效果。

专利US3982852B2和专利US1999/005961287A中的径向直肋片可解决盘缘冷气通道堵塞的问题，肋片的引入使得对流换热面积增大从而有利于冷气对盘体的冷却，但是在径向外流过程中，随着轮盘切向速度的增大，直肋片对冷气气体的做功量太大，导致冷气的温度迅速上升，这对于盘缘的冷却极为不利。

因此，必须根据双辐板涡轮盘腔中冷气流动结构的特点，合理的设计盘腔和盘缘冷气通道的导流结构形式，以保证冷气品质，增强盘缘的冷却效果。

发明内容