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(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN106014485A(43)申请公布日2016.10.12(21)申请号201610515887.7(22)申请日2016.07.01(71)申请人中航空天发动机研究院有限公司地址101320北京市顺义区顺通路25号5幢(72)发明人韩玉琪贾志刚朱大明(74)专利代理机构北京华创博为知识产权代理有限公司11551代理人管莹张波涛(51)Int.Cl.F01D5/06(2006.01)F01D5/08(2006.01)权利要求书1页说明书4页附图2页(54)发明名称一种应用于双辐板涡轮盘盘腔的导流冷却结构(57)摘要本发明提供一种具有增强盘缘冷却效果的双辐板涡轮盘盘腔导流冷却结构,由前辐板导流肋片(4)、后辐板导流肋片(5)和冷气通道(10)组成;前辐板导流肋片(4)和后辐板导流肋片(5)分别位于双辐板涡轮盘盘腔(3)内部两侧的前辐板(6)和后辐板(7)的内壁面上,所述导流肋片(4、5)为倾斜导流肋片,冷气通道(10)位于盘缘(9)的内部,所述冷气通道(10)为倾斜冷气通道;冷却气体在前辐板导流肋片(4)和后辐板导流肋片(5)的导流作用下,埃克曼层内的冷却气体逐渐折转流通至盘缘冷气通道(10)处,然后由冷气通道(10)导流至涡轮叶片内冷通道。根据流动结构特点设计的肋片可以利用离心作用将冷气导流至叶片内冷通道,有效的避免出口冷气堵塞问题,同时肋片增大了盘腔内的换热面积,有助于提高换热效果。CN106014485ACN106014485A权利要求书1/1页1.一种具有增强盘缘冷却效果的双辐板涡轮盘盘腔导流冷却结构,其特征在于:由前辐板导流肋片(4)、后辐板导流肋片(5)和冷气通道(10)组成;前辐板导流肋片(4)和后辐板导流肋片(5)分别位于双辐板涡轮盘盘腔(3)内部两侧的前辐板(6)和后辐板(7)的内壁面上,所述导流肋片(4、5)为倾斜导流肋片,冷气通道(10)位于盘缘(9)的内部,所述冷气通道(10)为倾斜冷气通道;冷却气体在前辐板导流肋片(4)和后辐板导流肋片(5)的导流作用下,埃克曼层内的冷却气体逐渐折转流通至盘缘冷气通道(10)处,然后由冷气通道(10)导流至涡轮叶片内冷通道。2.根据权利要求1所述的导流冷却结构,其特征在于:所述倾斜导流肋片为弧形导流肋片。3.根据权利要求1所述的导流冷却结构,其特征在于:所述倾斜导流肋片的径向半径为93.3mm~188.2mm。4.根据权利要求3所述的导流冷却结构,其特征在于:所述肋片的径向最大半径点与径向最小半径点与涡轮盘中心形成的夹角为15°-23°。5.根据权利要求4所述的导流冷却结构,其特征在于:所述肋片的径向最大半径点与径向最小半径点与涡轮盘中心形成的夹角为18°。6.根据权利要求1所述的导流冷却结构,其特征在于:所述冷气通道(10)的直径为5mm,冷气通道中心线与盘缘法向夹角为40°。7.根据权利要求1所述的导流冷却结构,其特征在于:冷气通道沿盘缘周向均布,冷气通道数量N设置为18-22个。8.根据权利要求7所述的导流冷却结构,其特征在于:冷气通道数量N为20个。9.根据权利要求7所述的导流冷却结构,其特征在于:对于每个冷气通道,盘腔内部每侧辐板上均有一个导流肋片与之相配合,即涡轮盘包含N个倾斜冷气通道和与之配合的2N个倾斜导流肋片。10.根据权利要求1所述的导流冷却结构,其特征在于:所述肋片的径向最大半径点出口处对准冷却通道。2CN106014485A说明书1/4页一种应用于双辐板涡轮盘盘腔的导流冷却结构技术领域[0001]本发明属于航空发动机高压涡轮盘冷却技术领域,尤其涉及一种具有增强双辐板涡轮盘盘缘冷却效果的盘腔导流肋片和盘缘冷气通道结构。背景技术[0002]涡轮盘工作的过程中承受离心力载荷、热应力载荷和轮盘外载荷,是典型的寿命限制件,据统计,在航空发动机所有的非包容事故中,大约有一半是由轮盘的损坏引起的。以当前的技术发展水平来说,第四代战机所使用的推重比10级别的航空发动机涡轮进口燃气温度已经达到1850K-1950K,在研中推重比15级别的航空发动机该技术指标更是高达2100K-2300K,远超过耐高温材料的极限,使得涡轮部件的冷却难题日益严峻。[0003]增加冷却空气的使用量固然可以直接提升冷却效果,但这却是以航空发动机整体性能的下降为代价的,通常冷却空气用量不超过压气机主流的20%,在冷却空气用量固定的前提下,只能采用更高的耐温材料和更好的冷却结构。对于涡轮盘的冷却问题而言,既要尽量降低其整体温度水平,以满足材料的强度需求(现有的航空材料只能在1000℃以下维持较高的强度),提高其工作可靠性;又要尽量使其内部温度均匀的分布,以期减小温度梯度从而降低热应力,增加涡轮盘的疲劳寿命。[000