The invention relates to a core engine and turbine engine, the turbine engine includes: compressor, combustion chamber and turbine turbine turbine includes a rotor, a turbine stage blade with cooling cavity near the combustion chamber and the cooling chamber is far away from the combustion chamber, a cooling chamber and a cooling chamber before setting independently of each other first, the core machine also comprises a cooling flow passage and second cooling flow path, a first cooling flow path can be the final stage of the compressed gas compressor is introduced into the pre cooling cavity, second cooling flow path to the final stage of compressor non non compressed gas into the cooling chamber. From the compressor two different positions respectively for a gas turbine rotor cooling through the invention of core machine, the final compressed gas and non compressed gas turbine for a common final stage blade cooling, reducing the overall level of turbine blade cooling required total flow, improve engine thermal efficiency, reduce fuel consumption rate.
【技术实现步骤摘要】
核心机和涡轮发动机
本专利技术涉及涡轮发动机
,尤其涉及一种核心机和涡轮发动机。
技术介绍
为了提高民用航空涡扇发动机热效率,降低耗油率,涡轮前进口温度不断的提高,随之带来的问题是,高温部件所需冷气也上升,尤其是双级涡轮。目前,双级涡轮第一级动叶冷气采用从高压压气机末级引气,经预旋喷嘴后进入第一级动叶片,在第一级动叶片内冷通道充分对流换热后,最终从第一级动叶片前腔和尾缘的孔或劈缝排入主流道中。现有的传统供气和叶片冷却设计方式至少存在以下两个技术缺陷:1、不能避免从高压压气机末级引气,高压压气机末级引气降低发动机热效率;2、从高压压气机末级引气的冷气温度较高,所需冷气量大,进一步降低了发动机热效率。
技术实现思路
为克服以上技术缺陷,本专利技术解决的技术问题是提供一种核心机和涡轮发动机,能够提高发动机热效率。为解决上述技术问题,本专利技术提供了一种核心机,其包括:压气机、燃烧室以及涡轮,涡轮包括涡轮一级动叶,涡轮一级动叶具有靠近燃烧室的前冷却腔和远离燃烧室的后冷却腔,前冷却腔和后冷却腔彼此独立设置,核心机还包括第一冷却流路和第二冷却流路,第一冷却流路能够将压气机末级的末级压缩气体引入到前冷却腔,第二冷却流路能够将压气机非末级的非末级压缩气体引入到后冷却腔。进一步地,涡轮还包括具有冷却腔室的涡轮二级动叶,第二冷却流路能够将一部分的非末级压缩气体引入到后冷却腔,并将另一部分的非末级压缩气体引入到冷却腔室。进一步地,涡轮一级动叶的叶根部设有分别与前冷却腔和后冷却腔相通的第一通道和第二通道,第一冷却流路通过第一通道将末级压缩气体引入到前冷却腔,第二冷却流路通过第二 ...
【技术保护点】
一种核心机,其特征在于,包括:压气机(1)、燃烧室(2)以及涡轮,所述涡轮包括涡轮一级动叶(3),所述涡轮一级动叶(3)具有靠近所述燃烧室(2)的前冷却腔(21)和远离所述燃烧室(2)的后冷却腔(20),所述前冷却腔(21)和所述后冷却腔(20)彼此独立设置,所述核心机还包括第一冷却流路和第二冷却流路,所述第一冷却流路能够将所述压气机(1)末级的末级压缩气体(B)引入到所述前冷却腔(21),所述第二冷却流路能够将所述压气机(1)非末级的非末级压缩气体(A)引入到所述后冷却腔(20)。
【技术特征摘要】
1.一种核心机,其特征在于,包括:压气机(1)、燃烧室(2)以及涡轮,所述涡轮包括涡轮一级动叶(3),所述涡轮一级动叶(3)具有靠近所述燃烧室(2)的前冷却腔(21)和远离所述燃烧室(2)的后冷却腔(20),所述前冷却腔(21)和所述后冷却腔(20)彼此独立设置,所述核心机还包括第一冷却流路和第二冷却流路,所述第一冷却流路能够将所述压气机(1)末级的末级压缩气体(B)引入到所述前冷却腔(21),所述第二冷却流路能够将所述压气机(1)非末级的非末级压缩气体(A)引入到所述后冷却腔(20)。2.根据权利要求1所述的核心机,其特征在于,所述涡轮还包括具有冷却腔室(22)的涡轮二级动叶(4),所述第二冷却流路能够将一部分的所述非末级压缩气体(A)引入到所述后冷却腔(20),并将另一部分的所述非末级压缩气体(A)引入到所述冷却腔室(22)。3.根据权利要求1所述的核心机,其特征在于,所述涡轮一级动叶(3)的叶根部(23)设有分别与所述前冷却腔(21)和所述后冷却腔(20)相通的第一通道(25、26)和第二通道(27、28),所述第一冷却流路通过所述第一通道(25、26)将所述末级压缩气体(B)引入到所述前冷却腔(21),所述第二冷却流路通过所述第二通道(27、28)将所述非末级压缩气体(A)引入到所述后冷却腔(20)。4.根据权利要求3所述的核心机,其特征在于,所述涡轮一级动叶(3)的榫头部设有用于隔离所述末级压缩气体(B)和所述非末级压缩气体(A)的凸台隔板(24)。5.根据权利...
【专利技术属性】
技术研发人员:陈潇,王代军,
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:发明
国别省市:上海,31
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