一种涡轮外环轴向均温冷却结构及具有其的航空发动机的制作方法

1.本技术涉及航空发动机结构设计技术领域，特别涉及一种涡轮外环轴向均温冷却结构及具有其的航空发动机。


背景技术：

2.涡轮外环是航空发动机涡轮部件的重要结构，涡轮外环的作用是与涡轮叶片一起组成主流通道。涡轮外环由于受到燃气侧高温高压的气体冲刷，需要通过二次流冷气进行冷却。
3.如图1所示为现有技术中典型的涡轮外环冷却结构10，低温二次流q2从涡轮外环15上方的集气腔进口12进入集气腔11，经冲击孔板13上均匀阵列的冲击孔14(如图2所示)形成冲击射流冷却涡轮外环15的上表面，之后，冷却气流经涡轮外环15上的气膜孔16，在涡轮外环15的下表面形成气膜，对涡轮外环15进行气膜冷却。冷却后的气体与主流道内的主燃气q1汇流向后排出。
4.然而在该结构中，如图3所示，由于涡轮叶片17的存在，涡轮外环15内侧的排气反压存在前高后低的分布特点，即涡轮外环内侧的燃气侧前端压力pout1大于燃气侧后端压力pout2，而二次流冷却压力pin为一定值，导致冷却气会更易的从压力较低的涡轮外环后端排出，涡轮外环前端冷却效果降低。此外，对于涡轮外环来说，涡轮外环后端由于在燃气侧存在上游形成的气膜冷却覆盖，其热侧换热温度低于前端，造成涡轮外环后端冷却需求低于前端。现有冷却结构在冷却需求与冷气分配上存在错误，即冷却气体未能精准地投放到最需要冷却的涡轮外环位置上。


技术实现要素：

5.本技术的目的是提供了一种涡轮外环轴向均温冷却结构及具有其的航空发动机，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。
6.本技术的技术方案是：一种涡轮外环轴向均温冷却结构，包括：
7.机匣，所述机匣的内部形成有集气腔，在所述机匣的外侧设有连通所述集气腔的二次流进口；
8.孔板，所述孔板设置在所述机匣的内侧适配于所述集气腔的出口位置，其中，所述孔板的轴向前部区域设有沿轴向排布有冲击孔，所述孔板的轴向后部区域为非孔区域；
9.涡轮外环，所述涡轮外环的前后端与机匣连接，且所述涡轮外环的前后端之间包围孔板，从而使所述涡轮外环与孔板之间形成夹层腔，所述涡轮外环沿轴向排布有气膜孔；以及
10.绕流柱，所述绕流柱设置在所述涡轮外环与孔板之间的夹层腔内且位于匹配所述非孔区域的位置。
11.进一步的，所述孔板前部区域的冲击孔数量为一排或多排。
12.进一步的，每排的所述冲击孔在圆周方向为多个且均布。
13.进一步的，通过调节所述孔板中冲击孔的间距、排数、孔径及绕流柱的间距、半径、位置参数，使夹层腔前端压力与主流道燃气侧前端压力、夹层腔后端压力与主流道燃气侧后端压力达到平衡状态。
14.进一步的，所述孔板的前部区域与后部区域在轴向上的分布长度相同或不相同。
15.进一步的，每排的所述气膜孔在圆周方向为多个且均布。
16.进一步的，每排的所述绕流柱在圆周方向为多个且均布。
17.另一方面，本技术提供了一种航空发动机，所述航空发动机包括如上任一项所述的涡轮外环轴向均温冷却结构。
18.本技术提供的涡轮外环轴向均温冷却结构解决了涡轮外环冷却布局不均衡的问题，通过使涡轮外环内外侧的供气与排气压力匹配，将冷却气体精准的投放到冷却需求最迫切的位置，从而实现在相同冷却气用量的前提下，提高冷却气的冷却效率。
附图说明
19.为了更清楚地说明本技术提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本技术的一些实施例。
20.图1为现有技术中典型的涡轮外环冷却结构示意图。
21.图2为现有技术的涡轮外环上冲击孔排布示意图。
22.图3为现有技术的涡轮外环冷却结构气流流路示意图。
23.图4为本技术的涡轮外环轴向均温冷却结构示意图。
24.图5为本技术的涡轮外环轴向均温冷却结构气流流路示意图。
25.图6为本技术的涡轮外环轴向均温冷却结构与现有技术的涡轮外环冷却结构对比示意图。
具体实施方式
26.为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
27.如图4所示，本技术提供的涡轮外环轴向均温结构20包括：机匣21、孔板22、涡轮外环23及绕流柱24。
28.其中，机匣21的内部形成有集气腔212，在机匣21的上部具有连通该集气腔212的二次流进口211，低温的二次流冷气q2可以从二次流进口211流进集气腔212内。
29.孔板22设置在机匣21的内侧且适配于集气腔212的出口位置，孔板22的轴向前部区域设有沿轴向排布的一排或多排(此处多排指的是两排及以上，下同)的冲击孔221，冲击孔221在圆周方向为多个且均布，孔板22的轴向后部区域为非孔区域222，在非孔区域22内无冲击孔或其他透气孔。集气腔212内的二次流冷气可以从孔板22前端的冲击孔221流出而冲击冷却涡轮外环23。在本技术图示实施例中，冲击孔221沿轴向设置三排。需要说明的是，本技术中孔板22的轴向前部区域与后部区域并非一定以孔板22的轴向中心位置均分，孔板22的轴向前部区域可以大于后部区域，或者孔板22的轴向前部区域可以小于后部区域。
30.涡轮外环23的前后端与机匣21连接，且前后端之间包围孔板22，从而使涡轮外环23与孔板22之间形成夹层腔232。涡轮外环23沿其轴向排布有一排或多排的气膜孔231，每
排的气膜孔231在圆周方向上为多个且均布，气膜孔231从涡轮外环23的前端一直排布至涡轮外环23的后端。在本技术图示实施例中，涡轮外环23上排布有八排气膜孔231。
31.绕流柱24设置在涡轮外环23与孔板22之间的夹层腔232内且位于匹配非孔区域222的位置。绕流柱24沿轴向设置一排或多排，每排的绕流柱24在圆周方向上为多个且均布。在本技术图示实施例中，涡轮外环23与孔板22之间布置的扰流24为四排。
32.在工作时，低温二次流冷气从二次流进口211首先进入集气腔212内，经孔板22前端的冲击孔221后形成冲击射流来冷却涡轮外环23的前端上表面。之后，一部分气流经涡轮外环23上的气膜孔231排入主通道，与叶片25和涡轮外环23之间的主燃气流q1混合；另一部分气流沿程向后流动，经绕流柱24后强化对涡轮外环23的后端进行冷却，并产生一定的压力损失，轴向向后流动的气流沿程经涡轮外环23后侧的气膜孔231也排入主通道。这两部分排入主通道的冷气均在涡轮外环23的下表面形成气膜，对涡轮外环23进行气膜冷却。
33.如图5所示，本技术中，通过在孔板22的前端布置冲击孔221，使涡轮外环23的前端冲击靶面受到冲击孔221的冲击射流冷却，在涡轮外环23与孔板22的夹层腔232下游设置绕流柱24，冷却气流在沿轴向向后流动过程中，由于绕流柱24的存在而产生一定的压力损失，夹层腔232的压力分布呈现前端压力pjc1大于后端压力pjc2的特点，即主通道内的燃气侧前端压力pout1高的位置，其冷却供气压力(即夹层腔前端压力pjc1)也高；主通道内的燃气侧后端压力pout2低的位置，其冷却供气压力(即夹层腔后端压力pjc2)也低，从而可以使涡轮外环23在轴向上的冷却效果达到基本一致而保持均温。
34.如图6a-图6b所示的现有技术中孔板结构及夹层腔内部结构示意图和图6c-图6d所示的本技术中孔板结构及夹层腔内部结构示意图，现有技术中的孔板13在轴向上均布冲击孔14，而在本技术中，孔板22轴向前部设置冲击孔221，孔板22轴向后部设置非孔区域222。同时，现有技术中涡轮外环与孔板之间的夹层腔未设置绕流柱，而本技术中的涡轮外环与孔板之间的夹层腔设置有绕流柱。通过调节孔板22中冲击孔间距(轴向间距l1、周向间距l2)、冲击孔排数(n)、冲击孔径(r)、绕流柱间距、绕流柱半径、绕流柱位置等参数，可以使夹层腔前端压力pjc1与主流道燃气侧前端压力pout1、夹层腔后端压力pjc2与主流道燃气侧后端压力pout2达到合理的匹配关系，从而使冷却结构对涡轮外环23的冷却效率达到最理想状态，即涡轮外环下表面在轴向上均温。
35.本技术提供的涡轮外环轴向均温冷却结构解决了涡轮外环冷却布局不均衡的问题，通过使涡轮外环内外侧的供气与排气压力匹配，将冷却气体精准的投放到冷却需求最迫切的位置，从而实现在相同冷却气用量的前提下，提高冷却气的冷却效率。
36.现有技术方案易导致涡轮外环前端冷却效率降低，影响涡轮外环寿命，甚至导致涡轮外环局部超温或烧蚀，严重影响发动机运行安全。本技术提出的前冲击沿程出流轴向均温冷却结构，可以将冷却气精准投放到局部位置，在满足涡轮外环冷却需求的前提下，减少冷却气流量。
37.本技术提供的涡轮外环轴向均温冷却结构减少了冲击孔数量、增加了绕流柱，对涡轮外环制造加工周期影响有限，可以避免涡轮外环冷却不充分或烧蚀而缩短涡轮外环更换周期，造成涡轮外环更换而提高发动机维护成本的问题。
38.最后，本技术还提供了一种航空发动机，该航空发动机包括上述的涡轮外环轴向均温结构。
39.以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

技术特征：
1.一种涡轮外环轴向均温冷却结构，其特征在于，包括：机匣(21)，所述机匣(21)的内部形成有集气腔(212)，在所述机匣(21)的外侧设有连通所述集气腔(212)的二次流进口(211)；孔板(22)，所述孔板(22)设置在所述机匣(21)的内侧适配于所述集气腔(212)的出口位置，其中，所述孔板(22)的轴向前部区域设有沿轴向排布有冲击孔(221)，所述孔板(22)的轴向后部区域为非孔区域(222)；涡轮外环(23)，所述涡轮外环(23)的前后端与机匣(21)连接，且所述涡轮外环(23)的前后端之间包围孔板(22)，从而使所述涡轮外环(23)与孔板(22)之间形成夹层腔(232)，所述涡轮外环(23)沿轴向排布有气膜孔(231)；以及绕流柱(24)，所述绕流柱(24)设置在所述涡轮外环(23)与孔板(22)之间的夹层腔(232)内且位于匹配所述非孔区域(222)的位置。2.如权利要求1所述的涡轮外环轴向均温冷却结构，其特征在于，所述孔板(22)前部区域的冲击孔(221)数量为一排或多排。3.如权利要求1所述的涡轮外环轴向均温冷却结构，其特征在于，每排的所述冲击孔(221)在圆周方向为多个且均布。4.如权利要求1至3任一所述的涡轮外环轴向均温冷却结构，其特征在于，通过调节所述孔板(22)中冲击孔的间距、排数、孔径及绕流柱的间距、半径、位置参数，使夹层腔前端压力与主流道燃气侧前端压力、夹层腔后端压力与主流道燃气侧后端压力达到平衡状态。5.如权利要求1所述的涡轮外环轴向均温冷却结构，其特征在于，所述孔板(22)的前部区域与后部区域在轴向上的分布长度相同或不相同。6.如权利要求1所述的涡轮外环轴向均温冷却结构，其特征在于，每排的所述气膜孔(231)在圆周方向为多个且均布。7.如权利要求1所述的涡轮外环轴向均温冷却结构，其特征在于，每排的所述绕流柱(24)在圆周方向为多个且均布。8.一种航空发动机，其特征在于，所述航空发动机包括权利要求1至7中任一项所述的涡轮外环轴向均温冷却结构。

技术总结
本申请提供了一种涡轮外环轴向均温冷却结构，属于航空发动机技术领域，包括：机匣，所述机匣的内部形成有集气腔，在所述机匣的外侧设有连通所述集气腔的二次流进口；孔板，所述孔板设置在所述机匣的内侧适配于所述集气腔的出口位置，其中，所述孔板的轴向前部区域设有沿轴向排布有冲击孔，所述孔板的轴向后部区域为非孔区域；涡轮外环，所述涡轮外环的前后端与机匣连接，且所述涡轮外环的前后端之间包围孔板，从而使所述涡轮外环与孔板之间形成夹层腔，所述涡轮外环沿轴向排布有气膜孔；以及绕流柱，所述绕流柱设置在所述涡轮外环与孔板之间的夹层腔内且位于匹配所述非孔区域的位置。本申请提供的冷却结构可以解决涡轮外环冷却布局不均衡的问题。却布局不均衡的问题。却布局不均衡的问题。


技术研发人员：陈皓 李宗超 于明跃 张春蕾 麻丽春
受保护的技术使用者：中国航发沈阳发动机研究所
技术研发日：2022.09.05
技术公布日：2023/6/14