[發明專利]一種航空燃氣渦輪發動機高壓渦輪盤腔冷卻空氣斜向預旋進氣噴嘴

有效

• 申請號: 201610962113.9
• 申請日: 2016-11-04
• 公開（公告）號: CN106640212B
• 公開（公告）日: 2019-07-02
• 發明（設計）人: 丁水汀;邱天;趙罡;劉傳凱
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: F01D5/18
• 分類號: F01D5/18
• 代理公司: 北京永創新實專利事務所 11121
• 代理人: 周長琪

本發明公開一種航空燃氣渦輪發動機高壓渦輪盤腔冷卻空氣斜向預旋進氣噴嘴，對傳統預旋噴嘴進行優化，改變預旋噴嘴出流徑向速度分量為徑向向下，形成α角。徑向分量向下可使葉片進口流量增加，優化葉片冷卻；使頂部出口流量略微減小，但仍可滿足密封流量的最小流量；使盤面平均溫度降低；對于底部出口流量影響不大。

技術領域

本發明涉及航空發動機渦輪葉片冷卻技術領域，具體是一種航空燃氣渦輪發動機高壓渦輪盤腔冷卻空氣斜向預旋進氣噴嘴。

背景技術

隨著航空發動機性能的提升，渦輪前燃氣溫度也隨之不斷提高，這使得發動機部件承受著嚴酷的熱負荷和機械負荷，因此需要對高溫部件進行冷卻。目前對渦輪轉子葉片的冷卻普遍使用預旋進氣方式。通過預旋噴嘴使氣體膨脹，噴嘴出口處產生較大的周向速度分量，降低氣流與轉盤之間的相對速度，從而達到降低相對總溫的目的。近年來，國內外學者對預旋系統進行了一系列富有成效的研究。El-Oun和Owen¹²對直導式預旋系統進行了研究，運用雷諾相似原理，發現了氣流相對總溫和旋流比之間的關系。Popp³運用CFD軟件對蓋板預旋系統進行了研究，發現接受孔和預旋孔的面積比對預旋溫降效果起著關鍵作用。Karabay等⁴通過理論分析和試驗，對預旋系統的預旋性能進行了進一步分析。國內學者也對預旋系統進行了大量研究。劉高文⁵對預旋系統進行了簡化，研究了靜止條件下預旋噴嘴對盤腔內流動特性的影響。朱曉華⁶對蓋板預旋系統的溫降和壓力損失進行了數值研究，發現了預旋系統中影響溫降的因素。王鎖芳⁷對渦輪盤腔進行簡化，對直導式預旋系統進行了數值模擬和試驗研究。

已有研究對預旋噴嘴的結構進行了較大的優化，研究表明對于一定的盤腔結構，存在一最優的預旋角度使盤面最大溫度及平均溫度水平降低。目前的預旋噴嘴設計主要從預旋噴嘴面積、預旋噴嘴角度、預旋噴嘴的軸向長度和噴嘴徑向位置方面優化，也可以達到降低盤面最高溫度及平均溫度水平的目的。

發明內容

針對上述問題，本發明提出航空燃氣渦輪發動機高壓渦輪盤腔冷卻空氣斜向預旋進氣噴嘴，優化了的旋轉渦輪盤腔預旋噴嘴角度的視角，可以進一步優化冷氣的品質和盤腔內流動結構以達到增加葉片流量、降低盤面平均溫度水平。

本發明航空燃氣渦輪發動機高壓渦輪盤腔冷卻空氣斜向預旋進氣噴嘴，改變預旋噴嘴出流徑向速度分量為徑向向下，使預旋噴嘴的預旋角度不僅具有預旋噴嘴出流方向在渦輪盤轉軸與噴嘴軸線處的切向方向形成的平面上的投影與渦輪盤轉軸間的夾角；還具有預旋噴嘴出流方向在渦輪盤轉軸與噴嘴軸線處的徑向方向形成的平面上的投影與渦輪盤轉軸間的夾角。進而可使葉片進口流量增加，優化葉片冷卻；使頂部出口流量略微減小，但仍可滿足密封流量的最小流量；使盤面平均溫度降低；對于底部出口流量影響不大。

本發明的優點在于：

1、本發明航空燃氣渦輪發動機高壓渦輪盤腔冷卻空氣斜向預旋進氣噴嘴，可降低旋轉盤面平均溫度水平；提高流入葉片流量，優化葉片冷卻；略微降低頂部封嚴篦齒流量；增加流入盤腔的總流量；對其他流熱方面的影響較小；

2、本發明航空燃氣渦輪發動機高壓渦輪盤腔冷卻空氣斜向預旋進氣噴嘴，在設計時無需改動其他相關聯的結構。

附圖說明

圖1為噴嘴型預旋進氣噴嘴示意圖；

圖2為圖1中噴嘴型預旋進氣噴嘴的A-A剖視圖；

圖3為圖2中噴嘴型預旋進氣噴嘴的B-B剖視圖；

圖4為葉柵型預旋進氣噴嘴示意圖；

圖5為圖4中葉柵型預旋進氣噴嘴C-C剖視圖；

圖6為圖5中葉柵型預旋進氣噴嘴的D-D剖視圖；

圖7為本發明預旋噴嘴計算模型示意圖；