用于涡轮主动间隙控制的冷却结构制造技术

本实用新型专利技术公开了一种用于涡轮主动间隙控制的冷却结构，包括前端冷却管路(1)、中间冷却管路(2)、后端冷却管路(3)、供气管(4)和集气盒(5)，其中，前端冷却管路(1)、中间冷却管路(2)、后端冷却管路(3)的横截面积均为跑道形状，供气管(4)横截面积为圆形，从风扇或压气机引出的冷却空气由供气管(4)供入集气盒(5)，然后分别进入与集气盒(5)相通的前端冷却管路(1)、中间冷却管路(2)和后端冷却管路(3)，各冷却管壁面上密布的冷气出流小孔可对涡轮机匣及法兰表面形成有效冲击冷却，通过环绕覆盖涡轮机匣的跑道形冷却管空间几何形状保证冷却管与涡轮机匣的贴合以及小冲击冷却距离。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于航空发动机
，涉及一种用于涡轮主动间隙控制的冷却结构。
技术介绍
较小的涡轮叶尖间隙可以减少叶片尖端处的燃气泄漏，增加涡轮效率，使燃气涡轮发动机能以较少的燃油消耗和较低的转子进口温度满足性能和功率目标。然而，在发动机实际工作中，因涡轮转子和机匣的材料不同、受力不同、以及温度响应不同而产生不一致的径向变形，所以，为了防止叶尖和机匣发生碰磨，实际设计的叶尖间隙比理想值大。小涵道比及小型燃气涡轮发动机一般通过涡轮机匣的结构设计，以及最优化的利用涡轮转子和机匣的温度响应特性来被动的控制涡轮叶尖间隙。但发动机在过渡态工作时，涡轮机匣和涡轮转子的温度响应不一致，很难在整个发动机工作过程中获得理想的较小叶尖间隙。大涵道比及较大型燃气涡轮发动机较多采用主动间隙控制。利用从压气机或风扇中抽取的冷气对涡轮机匣进行冲击冷却，通过控制冷却空气的流量和温度，改变涡轮机匣热膨胀量，进而控制其径向位移，使转子叶片与涡轮机匣之间的径向间隙达到预期值。为了获得较好的涡轮叶尖间隙控制效果，在涡轮机匣冷却结构设计中已有很多尝试，普遍采用将冷却空气供入环绕覆盖燃气涡轮发动机涡轮机匣的冲击冷却管路，通过管路壁面上密布的小孔冲击冷却涡轮机匣表面，所采用的冷却管路通常是圆形或方形截面。先前的涡轮机匣冷却结构设计能较好的实现涡轮主动间隙控制，但没有最大程度的发挥冷却空气的冷却效率，还需要不断改进涡轮机匣冷却结构及供气系统，以有效利用冷却空气，获得更好的涡轮叶尖间隙控制效果。
技术实现思路
本技术的目的在于：提供一种用于航空发动机及燃气轮机双级高压涡轮主动间隙控制的涡轮机匣冷却结构，其在不增加冷气用量的条件下，可以达到更好的冷却效果，获得更加均匀的涡轮机匣温度分布和涡轮叶尖间隙，从而，更好的实现涡轮叶尖间隙控制。本技术的技术方案是：用于涡轮主动间隙控制的涡轮机匣冷却结构，包括前端冷却管路(1)、中间冷却管路(2)、后端冷却管路(3)、供气管(4)和集气盒(5)，其中，前端冷却管路(1)、中间冷却管路(2)、后端冷却管路(3)的横截面积均为椭圆形，供气管(4)横截面积为圆形，从风扇或压气机引出的冷却空气由供气管(4)供入集气盒(5)，然后分别进入与集气盒(5)相通的前端冷却管路(1)、中间冷却管路(2)和后端冷却管路(3)，各冷却管壁面上密布的冷气出流小孔可对涡轮机匣及法兰表面形成有效冲击冷却，环绕覆盖涡轮机匣的椭圆形冷却管空间几何形状保证了冷却管与涡轮机匣的贴合以及小冲击冷却距离，获得了大有效冷却面积，实现了高冷却效果。本技术的有益效果是：本技术环绕覆盖涡轮机匣的冷却管路空间几何结构设计与安装排布方式使其与涡轮机匣的外表面贴合的更好，从冷却管路壁面小孔喷射出的冷气可对较大范围的涡轮机匣表面和法兰边表面进行冲击冷却，冷却面积大，可实现冷却管路壁面小孔与机匣表面的小距离且能保持所有冲击距离的均匀性，从而，在相同的冷气量下，可达到更好的冷却效果。此外，供气管、集气盒和冷却管的组合结构设计，使冷却系统组件具有简单紧凑、重量轻、体积小、流动损失小、管内压力均匀的优点。而且，涡轮外环与机匣的连接结构使得涡轮外环前后端的膨胀量一致性好，从而使得涡轮叶尖间隙更加均匀。附图说明图1双级高压涡轮主动间隙控制结构示意图；图2为本专利技术冷却管路组件示意结构。具体实施方式下面结合附图对本技术的具体实施方式做进一步说明。本技术应用在航空发动机及燃气轮机的双级高压涡轮主动间隙控制系统中，具体实施方案如图1所示。双级高压涡轮的第一级和第二级分别由一排导向叶片和一排转子叶片组成，需要控制的是第一级和第二级转子叶片叶尖与涡轮外环之间的径向间隙，第一级涡轮外环(14)为分块结构，其通过人字形支撑环(15)连接到涡轮前机匣(9)，同样为分块结构的第二级涡轮外环(16)通过支撑环(17)挂于涡轮后机匣(11)。前后涡轮机匣通过设置在支撑环(15)上端的涡轮机匣中法兰边(10)连接。环绕覆盖涡轮机匣的冷却管路组件由左右对称分布的两部分(图2所示)组成，对涡轮机匣形成了周向的完全覆盖。一个特殊结构的集气盒(5)可将供气管(4)与前端冷却管路(1)、中间冷却管路(2)、后端冷却管路(3)连通，各冷却管壁面上密布的冷气出流小孔可对涡轮机匣及法兰表面形成有效冲击冷却。冷却管路通过支撑架(13)(周向共4处)和集气盒(5)(周向两处)来定位，并固定于涡轮机匣前法兰边(8)和涡轮机匣后法兰边(12)，集气盒(5)通过前支架(6)和后支架(7)固定于法兰边。通过调整冷却管路支撑架(13)以及集气盒支架来确定前端冷却管路(1)、中间冷却管路(2)、后端冷却管路(3)的壁面与涡轮机匣及法兰边表面之间的冲击冷却距离。为了实现涡轮叶尖间隙的控制，需要从风扇或压气机引出冷却空气，并通过专门的引气管路和流量控制阀门后进入供气管(4)。通常情况下，在发动机起动和起飞阶段，引气流量控制阀门处于关闭状态，当发动机达到巡航状态时，打开阀门，冷气供入供气管(4)，然后进入集气盒(5)，并流入冷却管路。进入前端冷却管路(1)的冷气通过壁面小孔冲击冷却涡轮机匣前法兰边(8)、涡轮机匣中法兰边(10)和涡轮前机匣(9)，然后沿着机匣及法兰边外表面流动，最后排入外涵道，被冷却的涡轮机匣及法兰温度降低而收缩，进而使得第一级涡轮外环(14)收缩，第一级涡轮转子叶片叶尖间隙减小；进入中间冷却管路(2)和后端冷却管路(3)的冷气通过管子壁面小孔冲击冷却涡轮后机匣(11)和涡轮机匣后法兰边(12)，冷气沿机匣及法兰表面流动排入外涵道，机匣及法兰因温度降低收缩而带动第二级涡轮外环(16)收缩，第二级涡轮转子叶片叶尖间隙减小。本文档来自技高网...

【技术保护点】
用于涡轮主动间隙控制的冷却结构，包括前端冷却管路(1)、中间冷却管路(2)、后端冷却管路(3)、供气管(4)和集气盒(5)，其中，前端冷却管路(1)、中间冷却管路(2)、后端冷却管路(3)的横截面积均为椭圆形，供气管(4)横截面积为圆形，从风扇或压气机引出的冷却空气由供气管(4)供入集气盒(5)，然后分别进入与集气盒(5)相通的前端冷却管路(1)、中间冷却管路(2)和后端冷却管路(3)，各冷却管壁面上密布的冷气出流小孔可对涡轮机匣及法兰表面形成有效冲击冷却，通过环绕覆盖涡轮机匣的椭圆形冷却管空间几何形状保证冷却管与涡轮机匣的贴合以及小冲击冷却距离。

【技术特征摘要】
1.用于涡轮主动间隙控制的冷却结构，包括前端冷却管路(1)、中间冷却管路(2)、后端冷却管路(3)、供气管(4)和集气盒(5)，其中，前端冷却管路(1)、中间冷却管路(2)、后端冷却管路(3)的横截面积均为椭圆形，供气管(4)横截面积为圆形，从风扇或压气机引出的冷却空气由供气管(4)供...

【专利技术属性】
技术研发人员：王鹏飞，曾军，熊艳华，郭文，李天禄，
申请(专利权)人：中国燃气涡轮研究院，
类型：新型
国别省市：四川;51