CN114776400B - 一种航空发动机涡轮机匣及导叶一体化冷却*** - Google Patents

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Abstract

本申请公开了一种航空发动机涡轮机匣及导叶一体化冷却***，属于航空发动机涡轮机匣流动与换热研究领域，涡轮机匣上安装有导向器内环和多个导向器叶片；冷却***包括电磁泵、换热器、膨胀接头以及冷却管道；涡轮机匣上开设有环形腔，冷却管道安装于环形腔的内壁上，且冷却管道沿涡轮机匣的周向周期性均匀的分布，冷却管道中盛有冷却液；涡轮机匣上还开设有安装腔，安装腔与环形腔相连通；电磁泵、膨胀接头以及换热器均安装于安装腔中，电磁泵的其中一个连接管口与冷却管道相连通；膨胀接头的一端与电磁泵的另一个连接管口相连通，膨胀接头的另一端与换热器的其中一个连接管口相连通，且换热器的另一个连接管口与冷却管道相连通。

Description

一种航空发动机涡轮机匣及导叶一体化冷却***
技术领域
本申请涉及航空发动机涡轮机匣流动与换热研究领域，尤其是涉及一种航空发动机涡轮机匣及导叶一体化冷却***。
背景技术
提高涡轮前燃气温度是提高燃气轮机热效率的关键技术之一，然而过高的燃气温度对发动机热端部位性能提出了更高的要求。
其中，涡轮机匣是控制发动机涡轮叶顶间隙的主要部件之一，涡轮机匣承受着主要的热负荷、机械载荷和气动载荷，工作环境相对恶劣。涡轮机匣作为发动机热端部件之一，使用冷却介质对其冷却时，一方面需要确保涡轮机匣表面最高的工作温度比主流燃气温度低，且不超过涡轮机匣材料的耐热极限，另一方面冷却后涡轮涡轮机匣的表面温度尽量的均匀，减小表面的温度梯度，避免过大的热应力。
通常对涡轮机匣使用的冷却方式，是来自外涵道的空气，其中导向器叶片上开设有多个用于供外涵道空气通过的通气孔，外涵道的空气通过通气孔冲击冷却的方式对涡轮机匣表面和内部进行冷却，而使用外涵道的空气，可能会损耗外涵道中过多的空气量，导致主流燃气过大的总压损失。
发明内容
为了降低冷却涡轮机匣过程中，对外涵道中空气量的损耗，本申请提供一种航空发动机涡轮机匣及导叶一体化冷却***。
本申请提供的一种航空发动机涡轮机匣及导叶一体化冷却***采用如下的技术方案：
一种航空发动机涡轮机匣及导叶一体化冷却***，涡轮机匣上安装有导向器内环和多个导向器叶片；
冷却***包括电磁泵、换热器、膨胀接头以及冷却管道；
涡轮机匣上开设有环形腔，所述冷却管道安装于所述环形腔的内壁上，且所述冷却管道沿涡轮机匣的周向周期性均匀的分布，所述冷却管道中盛有冷却液；
涡轮机匣上还开设有安装腔，所述安装腔与所述环形腔相连通；所述电磁泵、膨胀接头以及换热器均安装于所述安装腔中，所述电磁泵的其中一个连接管口与所述冷却管道相连通；
所述膨胀接头的一端与所述电磁泵的另一个连接管口相连通，所述膨胀接头的另一端与所述换热器的其中一个连接管口相连通，且所述换热器的另一个连接管口与所述冷却管道相连通。
通过采用上述技术方案，为了降低冷却涡轮机匣过程中，对外涵道中空气量的损耗，在需要对涡轮机匣进行冷却的过程中，开启电磁泵和换热器，冷却管道中的冷却液在电磁泵的作用下，在冷却管道、电磁泵、膨胀接头以及换热器构成的闭合回路中流动；同时由于换热器的作用下，能够降低了冷却液的温度，从而通过流通的冷却液，对涡轮机匣起到冷却的目的，进而便于降低冷却涡轮机匣过程中，外涵道中空气量的损耗，最后达到增加发动机推力的效果。
优选的，对应每个导向器叶片在所述冷却管道上均连接有两个竖向连接管，所述导向器叶片中开设有容纳腔，两个所述竖向连接管均与所述容纳腔相连通；所述冷却管道中的冷却液能够通过两个所述竖向连接管流入所述容纳腔中。
通过采用上述技术方案，在冷却涡轮机匣的同时，将冷却液通过两个竖向连接管通入导向器叶片中，使得导向器叶片中同样流通有冷却液，进而便于在冷却涡轮机匣的同时冷却多个导向器叶片。
优选的，所述容纳腔包括冷却腔一、冷却腔二以及冷却腔三，对应与所述导向器叶片的两个所述竖向连接管中，其中一个所述竖向连接管与所述冷却腔一相连通，另一个所述竖向连接管与所述冷却腔三相连通；
所述导向器叶片中还开设有流通通道一和流通通道二，所述流通通道一的一端与所述冷却腔一相连通，所述流通通道一的另一端与所述冷却腔二相连通；所述流通通道二的一端与所述冷却腔二相连通，所述流通通道二的另一端与所述冷却腔三相连通。
通过采用上述技术方案，为了便于增强冷却液通入导向器叶片后的冷却效果，通入导向器叶片的冷却液先进入冷却腔一中，接着由流通通道一和流通通道二，依次流通入冷却腔二和冷却腔三中，接下来由冷却腔三和竖向连接管再次回归至了冷却管道中，从而增加了冷却液在导向器叶片中流通的路径，使得冷却液在导向器叶片中滞留的时长增长，以便于增强冷却液通入导向器叶片后的冷却效果。
优选的，所述容纳腔包括多个冷却腔四和多个冷却腔五，所多个述冷却腔四位于所述导向器叶片中的同一侧设置，多个所述冷却腔五位于所述导向器叶片的另一侧设置；对应与所述导向器叶片的两个所述竖向连接管与其中两个所述冷却腔四一一对应相连通；
所述导向器叶片中还开设有多个流通通道三，所述流通通道三的其中一端与其中一个所述冷却腔四相连通，所述流通通道三的另一端与其中一个所述冷却腔五相连通，且通入所述导向器叶片中的冷却液能够依次通过多个所述冷却腔四、多个所述冷却腔五以及多个所述流通通道三设置。
通过采用上述技术方案，为了便于增强冷却液通入导向器叶片后的冷却效果，通过竖向连接管通入导向器叶片中的冷却液，先流通进入其中一个冷却腔四中，接着由其中一个流通通道三的作用下流通至其中一个冷却腔五中，然后再由另一个流通通道三进入另一个冷却腔四中，接下来按照相同的规律使得冷却液在导向器叶片中流动，直至冷却液通入最后一个冷却腔四中，并由竖向连接管回归至冷却管道中，从而增加了冷却液在导向器叶片中流通的路径，使得冷却液在导向器叶片中滞留的时长增长，以便于增强冷却液通入导向器叶片后的冷却效果。
优选的，所述容纳腔包括冷却腔一、冷却腔二以及冷却腔三，对应与所述导向器叶片的两个所述竖向连接管中，其中一个所述竖向连接管与所述冷却腔一相连通，另一个所述竖向连接管与所述冷却腔三相连通；
所述导向器叶片中开设有多个流通通道四，多个所述流通通道四沿所述导向器叶片的周向均匀的分布，所有的所述流通通道四的其中一端均与所述冷却腔二相连通，其中一部分所述流通通道四的另一端与所述冷却腔一相连通，另一部分所述流通通道四的另一端与所述冷却腔三相连通。
通过采用上述技术方案，为了便于增强冷却液通入导向器叶片后的冷却效果，冷却液由竖向连接管进入冷却腔一后，通过多个流通通道四的作用下，依次进入冷却腔二和冷却腔三中，因此能够增强冷却液在导向器叶片中的滞留时长，从而达到便于增强冷却液通入导向器叶片后的冷却效果；与此同时由于多个流通通道四沿导向器叶片的周向分布，使得导向器叶片周侧冷却的温度相对均匀，降低了导向器叶片应不同部位温度差距较大，使得导向器叶片膨胀的比例不同，导致导向器叶片胀裂或形变可能性。
优选的，多个所述导向器叶片沿所述导向器内环的周向均匀的分布，涡轮机匣的内周面上开设有多个安装槽，多个所述导向器叶片与多个所述安装槽一一对应插接配合，且所述导向器内环和多个所述导向器叶片通过冷装的方式安装于涡轮机匣中。
通过采用上述技术方案，在将导向器内环和多个导向器叶片安装于涡轮机匣的过程中，通过冷装的方式，使得导向器内环和多个导向器叶片在低温的状态下收缩，接着将导向器内环和多个导向器叶片移动至涡轮机匣中，然后在逐渐恢复的温度作用下，使得导向器内环和导向器叶片膨胀，并使得多个导向器叶片一一对应插接于多个安装槽中，进而达到安装导向器内环和多个导向器叶片的目的。
优选的，涡轮机匣的内壁上开设有多个第一连接槽，多个所述导向器叶片上均固定连接有第一连接块，多个所述第一连接块安装一一对应安装与多个所述第一连接槽的内壁上；每个所述导向器叶片上还固定连接有第二连接块，所述导向器内环上开设有多个第二连接槽，多个所述第二连接块一一对应安装于多个所述第二连接槽的内壁上。
通过采用上述技术方案，利用密封垫片，一方面能够降低到导向器叶片与安装槽内壁之间的刚性接触，另一方面能够增强导向器叶片插接于安装槽中的稳定性。
优选的，涡轮机匣上对应多个所述导向器叶片安装有多个密封垫片，所述密封垫片与所述导向器叶片相抵接。
通过采用上述技术方案，利用第一连接槽和第二连接槽体，便于将导向器内环和多个导向器叶片安装于涡轮机匣中。
优选的，所述冷却管道中冷却液为常温下的液态金属或合金。
通过采用上述技术方案，利用液态金属或合金，便于吸收和运输热量，从而增强涡轮机匣和导向器叶片的冷却效果。
综上所述，本申请包括以下至少一种有益技术效果：
为了降低冷却涡轮机匣过程中，对外涵道中空气量的损耗，在需要对涡轮机匣进行冷却的过程中，开启电磁泵和换热器，冷却管道中的冷却液在电磁泵的作用下，在冷却管道、电磁泵、膨胀接头以及换热器构成的闭合回路中流动；同时由于换热器的作用下，能够降低了冷却液的温度，从而通过流通的冷却液，便于对涡轮机匣起到冷却的目的，进而便于降低冷却涡轮机匣过程中，外涵道中空气量的损耗，最后达到增加发动机推力的目的；
为了便于增强冷却液通入导向器叶片后的冷却效果，通入导向器叶片的冷却液先进入冷却腔一中，接着由流通通道一和流通通道二，依次流通入冷却腔二和冷却腔三中，接下来由冷却腔三和竖向连接管再次回归至了冷却管道中，从而增加了冷却液在导向器叶片中流通的路径，使得冷却液在导向器叶片中滞留的时长增长，以便于增强冷却液通入导向器叶片后的冷却效果。
附图说明
图1是本申请实施例一的整体结构示意图。
图2是本申请实施例一中凸显冷却管道的结构示意图。
图3是本申请实施例一中涡轮机匣的剖视图。
图4是本申请实施例一中导向器叶片的结构示意图。
图5是本申请实施例一中导向器叶片的内部结构示意图。
图6是本申请实施例二中导向器叶片的内部结构示意图。
图7是本申请实施例三中导向器叶片的内部结构示意图。
图8是本申请实施例四的整体结构示意图。
图9是本申请实施例四中凸显导向器叶片与涡轮机匣连接方式的结构示意图。
附图标记说明：1、涡轮机匣；11、机匣壳体一；12、机匣壳体二；13、环形腔；14、安装腔；15、让位孔；16、安装槽；17、密封垫片；171、贯穿孔；18、第一连接槽；2、导向器内环；21、第二连接槽；3、导向器叶片；31、流通通道一；32、流通通道二；33、流通通道三；34、流通通道四；35、第一连接块；36、第二连接块；4、容纳腔；41、冷却腔一；42、冷却腔二；43、冷却腔三；44、冷却腔四；45、冷却腔五；46、连接孔；5、换热器；51、电磁泵；52、膨胀接头；6、冷却管道；61、竖向连接管。
具体实施方式
以下结合附图1-9对本申请作进一步详细说明。
本申请实施例公开一种航空发动机涡轮机匣及导叶一体化冷却***。
实施例一：
如图1和图2所示，航空发动机涡轮机匣及导叶一体化冷却***包括换热器5、电磁泵51膨胀接头52以及冷却管道6；其中涡轮机匣1内开设有环形腔13和安装腔14，安装腔14与环形腔13相连通，冷却管道6安装于环形腔13的内侧壁上，且冷却管道6沿涡轮机匣1的周向在环形腔13中周期性均匀的分布。
如图2和图3所示，换热器5、电磁泵51以及膨胀接头52均安装于安装腔14的内侧壁上，电磁泵51的两个连接管口分别为进液管口和出液管口，其中电磁泵51的进液管口与冷却管道6一端相连通，电磁泵51的出液管口与膨胀接头52的一端相连接。换热器5的两个连接管口分别为进液管口和出液管口，其中换热器5的进液管口与膨胀接头52的另一端相连接，换热器5的出液管口与冷却管道6的另一端相连通。其中，膨胀接头52能够补偿由于温度升高金属膨胀所增加的变形量。
如图2和图3所示，冷却管道6中盛有冷却液，冷却管道6、电磁泵51、膨胀接头52以及换热器5构成闭合液体流通回路，在启动电磁泵51工作的过程中，电磁泵51能够驱动冷却管道6中的冷却液流动，从电磁泵51出液管口排出的冷却液依次进过膨胀接头52、换热器5以及冷却管道6后，由冷却管道6的另一端进入电磁泵51的进液管口中。需要注意的是，在本申请中，冷却管道6中冷却液为常温下低熔点的液态金属或合金，例如镓或镓基合金等。
如图1和图3所示，涡轮机匣1包括机匣壳体一11和机匣壳体二12，机匣壳体一11和机匣壳体二12之间通过焊接等方式固定，机匣壳体一11开设有环形分腔一和安装分腔一，机匣壳体二12中开设有环形分腔二和安装分腔二，其中环形腔13由环形分腔一和环形分腔二共同构成，安装腔14有由安装分腔一和安装分腔二共同构成。
如图3和图4所示，在本申请的实施例一中，涡轮机匣1中还安装有导向器内环2和多个导向器叶片3，多个导向器叶片3均固定连接于导向器内环2上，且多个导向器叶片3导向器内环2的周向均匀的分布。
在安装导向器内环2和多个导向叶片时，通过冷装的方式，使得导向器内环2和多个导向器叶片3在低温的状态下收缩，接着将导向器内环2和多个导向器叶片3移动至涡轮机匣1中，然后在逐渐恢复的温度作用下，使得导向器内环2和导向器叶片3膨胀，并使得多个导向器叶片3一一对应插接于多个安装槽16中，进而达到安装导向器内环2和多个导向器叶片3的目的。
如图3、图4以及图5所示，涡轮机匣1的内周面上开设有多个安装槽16，多个安装槽16与多个导向器叶片3一一对应设置，且多个导向器叶片3远离导向器内环2的端部与多个安装槽16一一对应插接配合。每个安装槽16的内壁上均固定连接有密封垫片17，且密封垫片17与导向器叶片3相抵接。通过设置密封垫片17，一方面能够增强导向器叶片3插接于安装槽16中的稳定性，另一方面能够降低导向器叶片3与安装槽16侧壁之间的刚性接触。
导向器叶片3中开设有容纳腔4，对应每个导向器叶片3在冷却管道6上均连接有两个竖向连接管61，涡轮机匣1上开设有供两个竖向连接管61穿过的让位孔15，且两个竖向连接管61均与容纳腔4相连通，冷却管道6中的冷却液能够通过其中一个竖向连接管61流通进入容纳腔4中，并通过另一个竖向连接管61使得容纳腔4中的冷却液回归至冷却管道6中。
如图3、图4以及图5所示，在本申请的实施例一中，容纳腔4包括冷却腔一41、冷却腔二42以及冷却腔三43，冷却腔一41和冷却腔二42位于导向器叶片3远离导向器内环2的一侧设置，冷却腔二42位于导向器叶片3靠经导向器内环2的一侧设置。导向器叶片3中还开设有两个连接孔46，其中一个连接孔46与冷却腔一41相连通，另一个连接孔46与冷却腔二42相连通。
密封垫片17上开设有两个贯穿孔171设置，导向器叶片3两个贯穿孔171与连接孔46一一对应设置，且导向器叶片3对应的两个竖向连接管61一一对应穿设于两个贯穿孔171设置。冷却腔一41通过连接孔46与其中一个竖向连接管61相连通，冷却腔三43通过连接孔46与另一个竖向连接管61相连通。通过设置密封垫片17上的贯穿孔171，便于增强竖向连接管61与连接孔46之间的密封性。
导向器中还设置有多个流通通道一31和流通通道二32，每个流通通道一31的其中一端均与冷却腔一41相连通，每个流通通道一31的另一端均与冷却腔室二相连通。每个流通通道二32的其中一端均与冷却腔二42相连通，每个流通通道二32的另一端均与冷却腔三43相连通。
本申请实施例一的实施原理为：在需要对涡轮机匣1和多个导向器叶片3进行冷却的过程中，启动电磁泵51，使得电磁泵51驱动冷却管道6中的冷却液流动，流动的冷却液能够带走涡轮机匣1中的大部分热量，且当冷却液流经换热器5后，换热器5能够带走冷却液中的大部分热量，从而起到冷却涡轮机匣1的目的；当流动的冷却液流经导向器叶片3中时，冷却液先由其中一个竖向连接管61进入冷却腔一41中，接着冷却液通过流通通道一31和流通通道二32，依次进入冷却腔二42和冷却腔三43中，然后再由冷却腔三43和另一个竖向连接管61回归至冷却管道6中，从而对导向器叶片3起到冷却的作用，且通过冷却腔一41、流通通道一31、冷却腔二42、流通通道二32以及冷却腔三43，增加了冷却液在导向器叶片3中的流通路径，从而增加了冷却液对导向器叶片3的冷却效果。
实施例二：
如图6所示，本申请的实施例二与实施例一的不同点仅在于导向器叶片3，在本申请的实施例二中，导向器叶片3中的容纳腔4包括多个冷却腔四44和多个冷却腔五45，在本申请的实施例二中，冷却腔四44优选的个数为五个，冷却腔五45优选的个数为四个，且多个冷却腔四44均位于导向器叶片3远离导向器内环2的一侧，多个冷却腔五45均位于导向器叶片3靠近导向器内环2的一侧。
导向器叶片3中还开设有两个连接孔46，两个连接孔46与两个冷却腔四44一一对应相连通，且对应与导向器叶片3中两个竖向连接管61中，两个竖向连接管61均通过连接孔46与两个冷却腔四44一一对应相连通。
导向器叶片3中还开设有多个流通通道三33，且任一流通通道三33其中一个均与冷却腔四44相连通，流通通道三33的另一端与冷却腔五45相连通，通入导向器叶片3中冷却液能够依次通过多个冷却腔四44和多个冷却腔五45。
本申请实施例二的实施原理为：为了便于增强冷却液通入导向器叶片3后的冷却效果，通过竖向连接管61通入导向器叶片3中的冷却液，先流通进入其中一个冷却腔四44中，接着由其中一个流通通道三33的作用下流通至其中一个冷却腔五45中，然后再由另一个流通通道三33进入另一个冷却腔四44中，接下来按照相同的规律使得冷却液在导向器叶片3中流动，直至冷却液通入最后一个冷却腔四44中，并由竖向连接管61回归至冷却管道6中，从而增加了冷却液在导向器叶片3中流通的路径，使得冷却液在导向器叶片3中滞留的时长增长，以便于增强冷却液通入导向器叶片3后的冷却效果。
实施例三：
如图7所示，本申请的实施例三与实施例一的不同点仅在于导向器叶片3中连通冷却腔一41、冷却腔二42以及冷却腔三43的方式，在本申请的实施例三中，导向器叶片3中还设置有多个流通通道四34，所有的流通通道四34的其中一端均与冷却腔二42相连通，其中一部分流通通道四34的另一端与冷却腔一41相连通，另一部分流通通道四34的另一端与冷却腔三43相连通。
本申请实施例三的实施原理为：为了便于增强冷却液通入导向器叶片3后的冷却效果，冷却液由竖向连接管61进入冷却腔一41后，通过多个流通通道四34的作用下，依次进入冷却腔二42和冷却腔三43中，因此能够增强冷却液在导向器叶片3中的滞留时长，从而达到便于增强冷却液通入导向器叶片3后的冷却效果；与此同时由于多个流通通道四34沿导向器叶片3的周向分布，使得导向器叶片3周侧冷却的温度相对均匀，降低了导向器叶片3应不同部位温度差距较大，使得导向器叶片3膨胀的比例不同，导致导向器叶片3胀裂或形变可能性。
实施例四：
如图8和图9所示，本申请中的实施例四与实施一的不同点仅在于导向器叶片3与导向内环和涡轮机匣1的连接方式，在本申请的实施例四中，涡轮机匣1的内壁上开设有多个第一连接槽18，此处的第一连接槽18为T形槽，多个导向器叶片3上均固定连接有第一连接块35，此处的第一连接块35体为T形块，多个第一连接块35与多个第一连接槽18一一对应设置，且第一连接块35体通过密封垫片17与第一连接槽18的侧壁相抵接。
其中机匣壳体一11上开设有有连接分槽一，机匣壳体二12上开设有连接分槽二，连接分槽一和连接分槽二共同构成第一连接槽18，且第一连接块35与第一连接槽18相配合。在安装导向器叶片3时，先将第一连接块35体滑动安装连接分槽一的内壁上，紧接着移动机匣壳体二12，使得机匣壳体二12上的连接分槽二同时于第一连接块35体相配合，以便于达到固定第一连接块35体的目的。
每个所述导向器叶片3上还固定连接有第二连接块36，导向器内环2上开设有多个第二连接槽21，多个第二连接块36一一对应滑动安装于多个第二连接槽21的内壁上，且滑动安装第二连接槽21内壁上的第二连接块36能够通过焊接等的方式与导向器内环2相固定。
本申请实施例四的实施原理为：利用第一连接槽18和第二连接槽21体，便于将多个导向器叶片3和导向器内环2安装于涡轮机匣1中。
以上均为本申请的较佳实施例，并非依此限制本申请的保护范围，故：凡依本申请的结构、形状、原理所做的等效变化，均应涵盖于本申请的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种航空发动机涡轮机匣及导叶一体化冷却***，其特征在于：涡轮机匣(1)上安装有导向器内环(2)和多个导向器叶片(3)；
冷却***包括换热器(5)、电磁泵(51)膨胀接头(52)以及冷却管道(6)；
涡轮机匣(1)上开设有环形腔(13)，所述冷却管道(6)安装于所述环形腔(13)的内壁上，且所述冷却管道(6)沿涡轮机匣(1)的周向周期性均匀的分布，所述冷却管道(6)中盛有冷却液；
涡轮机匣(1)上还开设有安装腔(14)，所述安装腔(14)与所述环形腔(13)相连通；所述换热器(5)、电磁泵(51)以及膨胀接头(52)均安装于所述安装腔(14)中，所述电磁泵(51)的其中一个连接管口与所述冷却管道(6)相连通；
所述膨胀接头(52)的一端与所述电磁泵(51)的另一个连接管口相连通，所述膨胀接头(52)的另一端与所述换热器(5)的其中一个连接管口相连通，且所述换热器(5)的另一个连接管口与所述冷却管道(6)相连通；
对应每个导向器叶片(3)在所述冷却管道(6)上均连接有两个竖向连接管(61)，所述导向器叶片(3)中开设有容纳腔(4)，两个所述竖向连接管(61)均与所述容纳腔(4)相连通；所述冷却管道(6)中的冷却液能够通过两个所述竖向连接管(61)流入所述容纳腔(4)中；
所述容纳腔(4)包括冷却腔一(41)、冷却腔二(42)以及冷却腔三(43)，对应与所述导向器叶片(3)的两个所述竖向连接管(61)中，其中一个所述竖向连接管(61)与所述冷却腔一(41)相连通，另一个所述竖向连接管(61)与所述冷却腔三(43)相连通；
所述导向器叶片(3)中还开设有流通通道一(31)和流通通道二(32)，所述流通通道一(31)的一端与所述冷却腔一(41)相连通，所述流通通道一(31)的另一端与所述冷却腔二(42)相连通；所述流通通道二(32)的一端与所述冷却腔二(42)相连通，所述流通通道二(32)的另一端与所述冷却腔三(43)相连通。
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机涡轮机匣及导叶一体化冷却***，其特征在于：所述容纳腔(4)包括多个冷却腔四(44)和多个冷却腔五(45)，所多个述冷却腔四(44)位于所述导向器叶片(3)中的同一侧设置，多个所述冷却腔五(45)位于所述导向器叶片(3)的另一侧设置；对应与所述导向器叶片(3)的两个所述竖向连接管(61)与其中两个所述冷却腔四(44)一一对应相连通；
所述导向器叶片(3)中还开设有多个流通通道三(33)，所述流通通道三(33)的其中一端与其中一个所述冷却腔四(44)相连通，所述流通通道三(33)的另一端与其中一个所述冷却腔五(45)相连通，且通入所述导向器叶片(3)中的冷却液能够依次通过多个所述冷却腔四(44)、多个所述冷却腔五(45)以及多个所述流通通道三(33)设置。
3.根据权利要求1所述的一种航空发动机涡轮机匣及导叶一体化冷却***，其特征在于：所述容纳腔(4)包括冷却腔一(41)、冷却腔二(42)以及冷却腔三(43)，对应与所述导向器叶片(3)的两个所述竖向连接管(61)中，其中一个所述竖向连接管(61)与所述冷却腔一(41)相连通，另一个所述竖向连接管(61)与所述冷却腔三(43)相连通；
所述导向器叶片(3)中开设有多个流通通道四(34)，多个所述流通通道四(34)沿所述导向器叶片(3)的周向均匀的分布，所有的所述流通通道四(34)的其中一端均与所述冷却腔二(42)相连通，其中一部分所述流通通道四(34)的另一端与所述冷却腔一(41)相连通，另一部分所述流通通道四(34)的另一端与所述冷却腔三(43)相连通。
4.根据权利要求1所述的一种航空发动机涡轮机匣及导叶一体化冷却***，其特征在于：多个所述导向器叶片(3)沿所述导向器内环(2)的周向均匀的分布，涡轮机匣(1)的内周面上开设有多个安装槽(16)，多个所述导向器叶片(3)与多个所述安装槽(16)一一对应插接配合，且所述导向器内环(2)和多个所述导向器叶片(3)通过冷装的方式安装于涡轮机匣(1)中。
5.根据权利要求1所述的一种航空发动机涡轮机匣及导叶一体化冷却***，其特征在于：涡轮机匣(1)的内壁上开设有多个第一连接槽(18)，多个所述导向器叶片(3)上均固定连接有第一连接块(35)，多个所述第一连接块(35)安装一一对应安装与多个所述第一连接槽(18)的内壁上；每个所述导向器叶片(3)上还固定连接有第二连接块(36)，所述导向器内环(2)上开设有多个第二连接槽(21)，多个所述第二连接块(36)一一对应安装于多个所述第二连接槽(21)的内壁上。
6.根据权利要求4或5所述的一种航空发动机涡轮机匣及导叶一体化冷却***，其特征在于：涡轮机匣(1)上对应多个所述导向器叶片(3)安装有多个密封垫片(17)，所述密封垫片(17)与所述导向器叶片(3)相抵接。
7.根据权利要求1所述的一种航空发动机涡轮机匣及导叶一体化冷却***，其特征在于：所述冷却管道(6)中冷却液为常温下的液态金属或合金。
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FR2208389A FR3134411A1 (fr) 2022-04-11 2022-08-19 Systeme de refroidissement integre pour carter de turbine et aubes directrices d'un moteur d'avion
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115450702A (zh) * 2022-10-08 2022-12-09 北京航空航天大学 一种航空发动机涡轮导向器叶片结构

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2004120758A (ru) * 2004-07-07 2006-01-10 Виктор Михайлович Новиков (RU) Паровой конденсатор паротурбинной энергоустановки
CN101122260A (zh) * 2006-07-28 2008-02-13 通用电气公司 用于利用热管的涡轮机引擎的热传递***和方法
CN101622423A (zh) * 2007-03-06 2010-01-06 西门子公司 燃气涡轮发动机的导叶组件的导叶管道元件
CN106917683A (zh) * 2015-12-28 2017-07-04 通用电气公司 通过被动冷却减轻回放的***和方法
CN107454922A (zh) * 2015-04-10 2017-12-08 开利公司 集成风扇换热器
CN112796843A (zh) * 2021-01-21 2021-05-14 北京航空航天大学 低熔点金属作为流动工质的涡轮导向器叶片冷却装置
CN113898416A (zh) * 2021-09-02 2022-01-07 北京航空航天大学 一种液态金属冷却叶片***及其防腐蚀方法

Family Cites Families (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH05256589A (ja) * 1992-01-14 1993-10-05 Furukawa Electric Co Ltd:The 筐体のヒ−トパイプ式冷却構造
US5782076A (en) * 1996-05-17 1998-07-21 Westinghouse Electric Corporation Closed loop air cooling system for combustion turbines
US7255534B2 (en) * 2004-07-02 2007-08-14 Siemens Power Generation, Inc. Gas turbine vane with integral cooling system
US8371812B2 (en) * 2008-11-29 2013-02-12 General Electric Company Turbine frame assembly and method for a gas turbine engine
EP2513431A1 (en) 2009-12-17 2012-10-24 Volvo Aero Corporation Arrangement and method for closed flow cooling of a gas turbine engine component
WO2015057288A1 (en) * 2013-10-18 2015-04-23 Florida Turbine Technologies, Inc. Gas turbine engine with liquid metal cooling
US8789377B1 (en) * 2012-10-18 2014-07-29 Florida Turbine Technologies, Inc. Gas turbine engine with liquid metal cooling
US9353687B1 (en) * 2012-10-18 2016-05-31 Florida Turbine Technologies, Inc. Gas turbine engine with liquid metal cooling
US9797310B2 (en) * 2015-04-02 2017-10-24 General Electric Company Heat pipe temperature management system for a turbomachine
FR3039208B1 (fr) * 2015-07-24 2018-01-19 Safran Aircraft Engines Degivrage d’une levre d’entree d’air et refroidissement d’un carter de turbine d’un ensemble propulsif d’aeronef
GB201513232D0 (en) * 2015-07-28 2015-09-09 Rolls Royce Plc A nozzle guide vane passage
JP6613803B2 (ja) 2015-10-22 2019-12-04 三菱日立パワーシステムズ株式会社 翼、これを備えているガスタービン、及び翼の製造方法
US20170114667A1 (en) * 2015-10-23 2017-04-27 General Electric Company Active clearance control with integral double wall heat shielding
CN105401986B (zh) * 2015-11-30 2017-01-18 成都发动机（集团）有限公司 航空发动机高压涡轮冷却气流路布置结构
US10400675B2 (en) * 2015-12-03 2019-09-03 General Electric Company Closed loop cooling method and system with heat pipes for a gas turbine engine
US10196932B2 (en) 2015-12-08 2019-02-05 General Electric Company OGV heat exchangers networked in parallel and serial flow
US11125160B2 (en) 2015-12-28 2021-09-21 General Electric Company Method and system for combination heat exchanger
US10184400B2 (en) * 2016-01-08 2019-01-22 General Electric Company Methods of cooling a fluid using an annular heat exchanger
US20170314471A1 (en) * 2016-04-28 2017-11-02 General Electric Company Systems and methods for thermally integrating oil reservoir and outlet guide vanes using heat pipes
FR3064682B1 (fr) * 2017-03-31 2019-06-14 Safran Aircraft Engines Carter intermediaire de turbomachine d'aeronef comprenant un embout de passage de lubrifiant connecte a une aube de carter par une piece de raccord
JP6345319B1 (ja) 2017-07-07 2018-06-20 三菱日立パワーシステムズ株式会社 タービン翼及びガスタービン
CN108825311B (zh) * 2018-06-14 2021-01-29 中国航空发动机研究院 具有液态金属主动冷却的航空发动机高压涡轮导叶
JP6508499B1 (ja) 2018-10-18 2019-05-08 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン静翼、これを備えているガスタービン、及びガスタービン静翼の製造方法
CN210317408U (zh) * 2019-07-31 2020-04-14 中国航发沈阳发动机研究所 一种涡轮机匣强化冷却结构
CN110878714A (zh) * 2019-12-11 2020-03-13 南昌航空大学 一种燃气轮机压气机冷却***
CN113027538B (zh) * 2021-03-24 2022-06-28 北京航空航天大学 航空发动机涡轮导向器叶片的冷却装置
CN113356946B (zh) * 2021-07-22 2022-08-19 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机涡轮间机匣结构

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2004120758A (ru) * 2004-07-07 2006-01-10 Виктор Михайлович Новиков (RU) Паровой конденсатор паротурбинной энергоустановки
CN101122260A (zh) * 2006-07-28 2008-02-13 通用电气公司 用于利用热管的涡轮机引擎的热传递***和方法
CN101622423A (zh) * 2007-03-06 2010-01-06 西门子公司 燃气涡轮发动机的导叶组件的导叶管道元件
CN107454922A (zh) * 2015-04-10 2017-12-08 开利公司 集成风扇换热器
CN106917683A (zh) * 2015-12-28 2017-07-04 通用电气公司 通过被动冷却减轻回放的***和方法
CN112796843A (zh) * 2021-01-21 2021-05-14 北京航空航天大学 低熔点金属作为流动工质的涡轮导向器叶片冷却装置
CN113898416A (zh) * 2021-09-02 2022-01-07 北京航空航天大学 一种液态金属冷却叶片***及其防腐蚀方法

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
涡轮主动控制技术现状及发展分析;王子堯;航空动力(第2期);35-38 *
涡轮盘轮缘封严结构参数对封严效率影响的实验研究;邬泽宇 等;推进技术;第38卷(第11期);2606-2611 *
超临界RP-3管内换热特性实验;王英杰 等;推进技术;第30卷(第6期);656-660 *
高性能中小型航空发动机的关键制造技术;赵钦煊，杨贵铭;航空工程与维修(第12期);4-5 *

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GB2617633B (en) 2024-04-17
US11719123B1 (en) 2023-08-08
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GB202211095D0 (en) 2022-09-14
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