涡轮外环冷却结构、涡轮结构及航空发动机制造技术

本实用新型专利技术公开了一种涡轮外环冷却结构、涡轮结构及航空发动机，涉及航空发动机领域，用以优化现有涡轮外环冷却结构的结构，改善其冷却性能。该涡轮外环冷却结构包括冲击板以及外环基体；冲击板和外环基体形成冲击腔，冲击腔内设有用于将冲击腔分为至少两个相互独立子腔的分隔件，冲击板设有与各子腔连通的冲击孔。上述技术方案，在冲击腔内设置了分隔件，将冲击腔分为多个子腔，该结构可更精确地分配经由冲击孔进入到冲击腔内的气流，能更合理地利用冷却气体；并且，分隔件可增大表面换热系数，增强换热效果，实现高效冷却。

Turbine outer ring cooling structure, turbine structure and aero engine

The utility model discloses a turbine outer ring cooling structure, a turbine structure and an aero-engine, which relates to the field of aero-engines and is used to optimize the structure of the existing turbine outer ring cooling structure and improve its cooling performance. The cooling structure of the outer ring of the turbine includes an impact plate and an outer ring substrate; the impact plate and the outer ring substrate form an impact cavity, and the impact cavity is provided with a separator for dividing the impact cavity into at least two independent sub-cavities, and the impact plate is provided with an impact hole connected with the sub-cavities. In the above technical scheme, a separator is arranged in the impact chamber, and the impact chamber is divided into several sub-cavities. The structure can distribute the air flow into the impact chamber more accurately through the impact hole, and the cooling gas can be used more reasonably. Moreover, the separator can increase the surface heat transfer coefficient, enhance the heat transfer effect and achieve high-efficiency cooling.

【技术实现步骤摘要】
涡轮外环冷却结构、涡轮结构及航空发动机
本技术涉及航空发动机领域，具体涉及一种涡轮外环冷却结构、涡轮结构及航空发动机。
技术介绍
燃气轮机高压涡轮部件作为高温高速旋转部件，其性能的高低直接影响发动机的工作效率。为更好地提高涡轮效率，在技术上要求提高燃气工质的温度，这就对涡轮部件的冷却技术提出了更高的要求。高压涡轮外环作为主流通道中与涡轮动叶配合工作的部件，工作环境温度一般在1300K以上，光靠材料本身的耐高温性能，无法长期承受高温恶劣环境。为了保证外环的安全可靠长久工作，必须对涡轮外环进行有效的冷却。为了保证发动机具有较高的效率，需要综合高效的外环冷却技术。对外环采用空腔的复合冷却的方式是比较主流的技术。专利技术人发现，现有技术中至少存在下述问题：现有的涡轮外环冷却结构冷却通过在冲击板与外环基体上形成的整个冲击腔内通入气体的方式实现对外环基体的冷却，但是冷却效果不佳。
技术实现思路
本技术提出一种涡轮外环冷却结构、涡轮结构及航空发动机，用以优化现有涡轮外环冷却结构的结构，改善其冷却性能。本技术提供了以下技术方案：本技术实施例提供一种涡轮外环冷却结构，包括冲击板以及外环基体；所述冲击板和所述外环基体形成冲击腔，所述冲击腔内设有用于将所述冲击腔分为至少两个相互独立子腔的分隔件，各所述子腔均与至少一所述冲击孔连通。在一个或一些实施例中，各所述子腔沿着所述涡轮外环冷却结构的轴向方向排列。在一个或一些实施例中，所述外环基体位于所述冲击板的轴向之外的区域有外缘，所述外缘设有用于与位于所述涡轮外环冷却结构轴向最端部的所述子腔连通的第一通孔。在一个或一些实施例中，所述第一通孔包括多个，且各所述第一通孔间隔设置。在一个或一些实施例中，所述第一通孔包括第一段和第二段，所述第一段设于所述第二段和所述冲击腔之间且连通所述第二段和所述冲击腔，所述第二段的轴线平行于所述涡轮外环冷却结构的轴向。在一个或一些实施例中，所述外环基体设有连通各所述子腔与所述外环基体外部的第二通孔。在一个或一些实施例中，所述第二通孔的轴线与所述涡轮外环冷却结构的轴向之间的夹角为15度至90度。在一个或一些实施例中，所述外环基体背离所述冲击板的一侧设有涂层。在一个或一些实施例中，所述冲击孔成排设置，且位于所述涡轮外环冷却结构轴向两侧的两排所述冲击孔的直径小于位于所述涡轮外环冷却结构轴向中间的各排所述冲击孔的直径。在一个或一些实施例中，所述分隔件包括肋条。本技术实施例还提供一种涡轮结构，包括本技术任一技术方案提供的涡轮外环冷却结构。本技术实施例还提供一种航空发动机，包括本技术任一技术方案提供的涡轮结构。基于上述技术方案，本技术实施例至少可以产生如下技术效果：上述技术方案，在冲击腔内设置了分隔件，将冲击腔分为多个子腔，该结构可更精确地分配经由冲击孔进入到冲击腔内的气流，能更合理地利用冷却气体；并且，分隔件可增大表面换热系数，增强换热效果，实现高效冷却。附图说明此处所说明的附图用来提供对本技术的进一步理解，构成本申请的一部分，本技术的示意性实施例及其说明用于解释本技术，并不构成对本技术的不当限定。在附图中：图1为本技术实施例提供的大涵道比涡扇发动机结构示意图；图2为本技术实施例提供的涡轮外环冷却结构的径向截面简化示意图；图3为图2中冲击板的结构示意图；图4为本技术实施例提供的涡轮外环冷却结构的冲击孔、分隔件、气膜孔位置关系示意图；图5为本技术实施例提供的涡轮外环冷却结构的外环基体的结构示意图。具体实施方式下面结合图1～图5对本技术提供的技术方案进行更为详细的阐述。本实施例中需要用到的技术术语或名词解释。发动机中心线：燃气轮机正常工作时，涡轮转子旋转中心所在的直线。周向：燃气轮机正常工作时，涡轮转子沿发动机中心线旋转方向为周向方向。轴向：燃气轮机正常工作时，平行指向中心线的方向定义为轴向方向。参见图1和图2，本技术实施例提供一种涡轮外环冷却结构，包括冲击板116以及外环基体101。冲击板116和外环基体101形成冲击腔119，冲击腔119内设有用于将冲击腔119分为至少两个相互独立子腔的分隔件105，冲击板116设有多个冲击孔117，每个子腔均与至少一冲击孔117连通。外环基体101位于燃气轮机涡轮动叶径向对应的机匣内部，用于调整叶尖间隙、防止机匣过热的环形组合构件，该构件通常沿周向均分为若干份。分隔件105是一种增强换热的结构，其通过增大换热面积从而增强换热，以达到使目标区域降温和升温的作用。冲击孔117密集冲击外环基体101表面，形成强烈的冲击换热，外环基体101上的分隔件105增大了表面换热系数，从而增强换热效果，实现高效冷却。并且，子腔可以起到分流通道的作用，有助于增强外环基体101内部换热效果。气流在经过前段及后段进口通道后，冲击外环基体101通道的内壁，形成冲击发散的冷却结构，在中间用分隔件105分腔分流，换热效果优于单一平直通道内的换热。出气口处形成气膜，阻隔高温燃气，降低外环基体101温度。所谓冲击发散冷却是一种复合冷却方式，是指冷却空气先对多孔壁面进行冲击冷却，然后进入孔内进行对流换热，流出小孔后在热侧壁面形成保护气膜。参见图2，各子腔沿着涡轮外环冷却结构的轴向方向排列。沿轴向布置各子腔，有利于对冷却气流的流动和精确地分配，能更加合理地利用冷却气体。参见图2，外环基体101设有用于安装冲击板116的凸台1011，凸台1011沿着涡轮外环冷却结构轴向的两侧都设有外缘1012，外缘1012设有用于与位于涡轮外环冷却结构轴向最端部的子腔连通的第一通孔103。可以两侧的外缘1012均设置第一通孔103，亦可在温度更高、尺寸更大的、位于上游的外缘1012上设置第一通孔103。本实施例以此方式为例。外环基体101在主燃气通道气流上游的第一个腔设置若干第一通孔103，使第一个腔的气体得以通过该第一通孔103，增强换热效果，气体从外环基体101前端流出形成外环基体101前端气膜，降低前端高温区温度。参见图5，第一通孔103的数量与位于与该第一通孔103连通的子腔内的冲击孔117的数量相等。如此可使得气流更为顺畅地流通。参见图2，第一通孔103包括第一段1031和第二段1032，第一段1031设于第二段1032和冲击腔119之间且连通第二段1032和冲击腔119，第二段1032的轴线平行于涡轮外环冷却结构的轴向。第一段1031可以设置得尽量长，其轴线可以为直线或曲线，第一段1031的长度越长，对外缘1012的散热效果越好。参见图2，外环基体101设有连通各子腔外环基体101外部的第二通孔106，以改善散热效果。参见图2，第二通孔106的轴线与涡轮外环冷却结构的轴向之间的夹角为15度至90度，该角度气流更为顺畅，散热效果好。参见图2，外环基体101背离冲击板116的一侧设有耐高温耐磨涂层102。外环基体101热边的耐高温耐磨涂层102的使用，一方面防止叶片与外环的磨损，增加外环基体101使用寿命；另一方面，耐高温涂层102可以阻碍高温燃气与外环基体101的接触，实现温度的降低。参见图3，靠近涡轮外环冷却结构轴向两侧的冲击孔117的直径小于位于靠近涡轮外环冷却结构轴向中间的冲击孔11本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种涡轮外环冷却结构，其特征在于，包括:外环基体(101)；冲击板(116)，与所述外环基体(101)形成冲击腔(119)，所述冲击板(116)设有冲击孔(117)；以及分隔件(105)，设于所述冲击腔(119)内且将所述冲击腔(119)分为至少两个相互独立的子腔，各所述子腔连通至少一所述冲击孔(117)。

【技术特征摘要】
1.一种涡轮外环冷却结构，其特征在于，包括:外环基体(101)；冲击板(116)，与所述外环基体(101)形成冲击腔(119)，所述冲击板(116)设有冲击孔(117)；以及分隔件(105)，设于所述冲击腔(119)内且将所述冲击腔(119)分为至少两个相互独立的子腔，各所述子腔连通至少一所述冲击孔(117)。2.根据权利要求1所述的涡轮外环冷却结构，其特征在于，各所述子腔沿着所述涡轮外环冷却结构的轴向方向排列。3.根据权利要求2所述的涡轮外环冷却结构，其特征在于，所述外环基体(101)位于所述冲击板(116)的轴向之外的区域有外缘(1012)，所述外缘(1012)设有用于与位于所述涡轮外环冷却结构轴向最端部的所述子腔连通的第一通孔(103)。4.根据权利要求3所述的涡轮外环冷却结构，其特征在于，所述第一通孔(103)包括多个，且各所述第一通孔(103)间隔设置。5.根据权利要求3所述的涡轮外环冷却结构，其特征在于，所述第一通孔(103)包括第一段(1031)和第二段(1032)，所述第一段(1031)设于所述第二段(1032)和...

【专利技术属性】
技术研发人员：何跃龙，
申请(专利权)人：中国航发商用航空发动机有限责任公司，
类型：新型
国别省市：上海,31