[发明专利]一体化涡轮盘冷却结构

说明书

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。本发明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。

技术领域

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

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。

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。

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。

发明内容

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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；