航空发动机高压涡轮盘多预旋冷却系统

本发明属于航空发动机，具体涉及一种航空发动机高压涡轮盘多预旋冷却系统。

背景技术：

1、航空发动机空气系统中的高压涡轮冷却系统主要用对高压涡轮部件如高压涡轮盘、叶片等提供合适压力及流量的冷却气，以保证其在发动机的工作过程中不超温，能够稳定高效地工作。然而，传统的较简单的高压涡轮冷却系统难以满足未来宽速域航空发动机的需求。

2、根据现有资料分析，目前的高压涡轮冷却系统一般采用“传统预旋喷嘴+传统单辐板涡轮盘”结构，此类冷却系统不能根据发动机的工作状态进行适时调整，冷却气的供应受工作状态的影响较大，同时由于其采用传统单辐板涡轮盘及流路设计，冷却效果相对较差，需要更多的冷气量才能保证涡轮部件不超温，因此，仅适用于工作状态变化较小，涡轮前温度相对较低的航空发动机。

3、对于宽速域航空发动机而言，由于其工作状态变化较大，在不同的工作状态下，引气压力与高压涡轮主流压力之间的相对变化较大，使得高压涡轮冷却气引气量百分比在不同的工况下出现较大变化；同时，由于宽速域发动机的高压涡轮前温度较高，冷气量的变化势必会对高压涡轮部件的冷却造成影响。

4、有鉴于此，亟需一种航空发动机高压涡轮盘多预旋冷却系统来解决上述问题。

技术实现思路

1、本发明旨在一定程度上解决上述技术问题。为此，本发明提出一种航空发动机高压涡轮盘多预旋冷却系统，以解决宽速域发动机的高压涡轮部件的稳定高效冷却问题，保证高压涡轮部件冷却气稳定供应，提高冷气利用率。

2、为实现上述目的，本发明提供了如下方案：一种航空发动机高压涡轮盘多预旋冷却系统，包括盘缘预旋喷嘴、高位预旋喷嘴、低位预旋喷嘴、高压涡轮盘、高压涡轮导叶、高压涡轮动叶、榫槽冷却结构、多个腔室和位于各腔室连接处的封严篦齿；多个腔室包括盘缘预旋出口腔室、高位预旋出口腔室、高压涡轮盘前腔室、低位预旋出口腔室、压气机末级引气腔室、高压涡轮盘心腔室和高压涡轮前主流腔室；

3、所述盘缘预旋喷嘴连通所述盘缘预旋出口腔室，冷却气经过所述盘缘预旋喷嘴到达盘缘预旋出口腔室后，部分用于盘前封严后汇入高压涡轮前主流腔室，部分通过榫槽冷却结构冷却盘缘后用于盘后封严，形成第一冷却流路；

4、所述高位预旋喷嘴连通所述高位预旋出口腔室，冷却气经过所述高位预旋喷嘴轴到达高位预旋出口腔室后，部分用于高压涡轮动叶的冷却，部分通过封严篦齿后汇入盘缘预旋出口腔室，补充封严及盘缘冷却所需的冷却气，形成第二冷却流路；

5、所述低位预旋喷嘴连通所述低位预旋出口腔室，冷却气经过所述低位预旋喷嘴到达低位预旋出口腔室，与压气机末级引气腔室引入的冷却气汇流后，部分进入高压涡轮盘心腔室冷却涡轮盘，后进入高压涡轮动叶冷却所述高压涡轮动叶，部分通过两个封严篦齿汇流至高位预旋出口腔室，冷却涡轮盘的同时补充所述第二冷却流路的冷却气，形成第三冷却流路。

6、优选地，所述高位预旋喷嘴和/或所述低位预旋喷嘴均为可调式预旋喷嘴，以适时改变冷却气的供应量。

7、优选地，所述盘缘预旋喷嘴沿所述高压涡轮盘轴向设置，且周向均布有多个。

8、优选地，所述高位预旋喷嘴沿所述高压涡轮盘轴向设置，且周向均布有多个。

9、优选地，所述高位预旋喷嘴的预旋出口高半径和低半径处均设置所述封严篦齿。

10、优选地，所述低位预旋喷嘴沿所述高压涡轮盘径向设置，且周向均布有多个。

11、优选地，所述低位预旋喷嘴的预旋出口两侧均设置所述封严篦齿。

12、优选地，所述高压涡轮盘为双辐板涡轮盘。

13、优选地，所述榫槽冷却结构包括涡轮动叶榫头和涡轮盘榫槽，所述涡轮动叶榫头和所述涡轮盘榫槽之间形成有榫槽冷却通道。

14、优选地，所述涡轮盘榫槽的位置与所述盘缘预旋喷嘴相对应。

15、本发明公开了以下技术效果：

16、本发明的航空发动机高压涡轮盘多预旋冷却系统采用了多预旋的冷却流路设计，通过三个预旋喷嘴使冷却气流产生周向偏转，降低相对总温，从而提升冷却效果；同时，结合三个预旋喷嘴设计三条冷却流路，分别冷却涡轮盘盘缘、盘前以及盘心，充分利用双辐板涡轮盘换热面积大的特点，提高冷却效率，节省冷气量。

技术特征：

1.一种航空发动机高压涡轮盘多预旋冷却系统，其特征在于，包括盘缘预旋喷嘴(1)、高位预旋喷嘴(2)、低位预旋喷嘴(3)、高压涡轮盘(6)、高压涡轮导叶(4)、高压涡轮动叶(7)、榫槽冷却结构(5)、多个腔室和位于各腔室连接处的封严篦齿；多个腔室包括盘缘预旋出口腔室(201)、高位预旋出口腔室(202)、高压涡轮盘前腔室(203)、低位预旋出口腔室(204)、压气机末级引气腔室(205)、高压涡轮盘心腔室(206)和高压涡轮前主流腔室(207)；

2.根据权利要求1所述的航空发动机高压涡轮盘多预旋冷却系统，其特征在于，所述高位预旋喷嘴(2)和/或所述低位预旋喷嘴(3)均为可调式预旋喷嘴，以适时改变冷却气的供应量。

3.根据权利要求1所述的航空发动机高压涡轮盘多预旋冷却系统，其特征在于，所述盘缘预旋喷嘴(1)沿所述高压涡轮盘(6)轴向设置，且周向均布有多个。

4.根据权利要求1所述的航空发动机高压涡轮盘多预旋冷却系统，其特征在于，所述高位预旋喷嘴(2)沿所述高压涡轮盘(6)轴向设置，且周向均布有多个。

5.根据权利要求4所述的航空发动机高压涡轮盘多预旋冷却系统，其特征在于，所述高位预旋喷嘴(2)的预旋出口高半径和低半径处均设置所述封严篦齿。

6.根据权利要求1所述的航空发动机高压涡轮盘多预旋冷却系统，其特征在于，所述低位预旋喷嘴(3)沿所述高压涡轮盘(6)径向设置，且周向均布有多个。

7.根据权利要求1所述的航空发动机高压涡轮盘多预旋冷却系统，其特征在于，所述低位预旋喷嘴(3)的预旋出口两侧均设置所述封严篦齿。

8.根据权利要求1所述的航空发动机高压涡轮盘多预旋冷却系统，其特征在于，所述高压涡轮盘(6)为双辐板涡轮盘。

9.根据权利要求1至8中任一项所述的航空发动机高压涡轮盘多预旋冷却系统，其特征在于，所述榫槽冷却结构(5)包括涡轮动叶榫头(501)和涡轮盘榫槽(502)，所述涡轮动叶榫头(501)和所述涡轮盘榫槽(502)之间形成有榫槽冷却通道(503)。

10.根据权利要求9所述的航空发动机高压涡轮盘多预旋冷却系统，其特征在于，所述涡轮盘榫槽(502)的位置与所述盘缘预旋喷嘴(1)相对应。

技术总结本发明公开一种航空发动机高压涡轮盘多预旋冷却系统，涉及航空发动机技术领域，包括包括盘缘预旋喷嘴、高位预旋喷嘴、低位预旋喷嘴、高压涡轮盘、高压涡轮导叶、高压涡轮动叶、榫槽冷却结构、多个腔室和位于各腔室连接处的封严篦齿。本发明冷却系统采用了多预旋的冷却流路设计，通过三个预旋喷嘴使冷却气流产生周向偏转，降低相对总温，从而提升冷却效果；同时，结合三个预旋喷嘴设计三条冷却流路，分别冷却涡轮盘盘缘、盘前以及盘心，充分利用双辐板涡轮盘换热面积大的特点，提高冷却效率，节省冷气量。本发明冷却系统可以解决宽速域发动机的高压涡轮部件的稳定高效冷却问题。技术研发人员：由儒全,李海旺,田成龚,王钦钦受保护的技术使用者：北京航空航天大学技术研发日：技术公布日：2024/6/13