[发明专利]一种发动机热端结构

说明书

技术领域

本发明涉及燃气轮机，尤其是航空发动机高温部件燃烧室及涡轮领域，更具体地说，是采用新型涡轮机匣结构，改进航空发动机热端结构布局，使发动机结构更加紧凑。通过采用该结构，可以缩短发动机低压轴系轴向长度，进而改善发动机转子动力学特性，提高发动机性能。

背景技术

在燃气轮机，尤其是航空发动机中，涡轮机匣是其内部的重要结构之一。根据不同的发动机结构设计，涡轮机匣的主要作用包括：起到支撑燃气涡轮外环以及传递高压涡轮轴向力的作用；间隔涡轮部件与燃烧室，形成燃烧室二次气流主流路，确保燃烧室功能稳定，并防止燃烧室向涡轮部件的高温热辐射。作为不同部件之间的联接结构，其设计受燃烧室以及涡轮尺寸的限制。

通常而言，为控制发动机迎风面积，应当尽可能减小发动机的外径尺寸，因此燃烧室的内径尺寸应当尽可能减小；而另一方面，为提高低压涡轮的做功能力，低压涡轮中径不断增大，迫使涡轮机匣内腔逐渐减小。受这两方面的限制，涡轮机匣的尺寸不能任意设计。而在发动机中，为向轴承提供滑油，需要布置滑油系统，其供、回油管路通常布置在涡轮机匣内腔中。为了满足发动机外径限制、低压涡轮做功能力以及布置滑油管路的需求，通常的做法是将低压涡轮轴向后移，以增大涡轮机匣内腔空间，但是这会加长发动机低压轴系长度。发动机低压轴系过长会导致转子动力学特性较差，增加发动机设计难度，同时也使得加工难度非常大。各方面约束的存在，限制了现代发动机性能的进一步提升。迫切需要一种新的设计方案，解决各方面的矛盾，进一步提高发动机性能。

发明内容

本发明涉及一种用于改进现代燃气轮机，尤其是航空发动机高温端部件布局的新型结构，通过采用该新型结构，可以减小燃烧室内径，缩小发动机外径尺寸；抬升低压涡轮中径，提高低压涡轮做功能力；缩短发动机低压轴系轴向长度，改善发动机转子动力学特性，从而提高发动机性能。

为实现该目标，本发明采用的技术方案为：

一种发动机热端结构，包括涡轮机匣、燃烧室内环、燃气涡轮外环、燃烧室机匣，所述涡轮机匣设置在所述燃气涡轮外环和燃烧室机匣之间，所述涡轮机匣一端连接所述燃气涡轮外环，另一端连接所述燃烧室机匣，所述涡轮机匣与燃烧室内环之间的空间形成燃烧室外二次流通道，所述涡轮机匣与涡轮后机匣、低压涡轮导向器、外加强环、低压涡轮封严环、过渡段机匣之间的空间形成涡轮机匣内腔，所述涡轮机匣内腔中布置滑油系统的滑油管路和/或空气系统的气体管路，其特征在于，所述涡轮机匣的主体为回转式涡轮机匣，所述涡轮机匣的圆周对应滑油管路和/或气体管路的局部布置有鼓包，所述局部鼓包局部增大了涡轮机匣内腔的空间，所述局部鼓包以外的圆周部位，其径向尺寸小于所述局部鼓包的径向尺寸。

较优地，所述局部鼓包的数量根据发动机结构设计及功能需求而定，比如需要布置的滑油进、回油的数量等确定。

较优地，每个鼓包尺寸的大小根据其内部所布置的功能结构(比如滑油管路)的实际需要而定，每个鼓包尺寸可以不相同。

可选择地，所述局部鼓包的布置方式根据其内部所布置的功能结构的需要进行调整，可以为轴对称或者非轴对称结构。

可选择地，所述鼓包可以为球形，锥形，或者其他形状。

较优地，在其内部布置滑油系统管路等功能结构的局部鼓包上，正对这些结构的区域设计冷却气流孔，允许燃烧室内的气流通过该孔冲击在结构表面，以降低其表面以及内部流通介质的温度。由于涡轮机匣内腔尺寸减小，这些结构距离燃烧室尺寸缩短，受高温辐射效应增强，其表面及内部流通介质温度升高，所产生的不良后果(比如滑油结焦或者冷却气体温度升高)有可能影响发动机的运行安全。采用冲击冷却，同时涡轮机匣内腔中有冷却气流包围，可以有效降低涡轮机匣局部鼓包内部结构的温度，提高发动机运行安全性；

较优地，所述鼓包上的冷却气流孔的数量以及孔径大小根据鼓包内部的结构所需进行优化而定。

可选择地，所述鼓包上的冷却气流孔的布局方式通过优化而定，可以采取沿轴向、周向单排或者多排布局，或者成组布置，根据不同的布局方式，冷却气流孔的气流冲击角度也可以进行调整，其目的为达到最佳冷却效果。

较优地，为进一步提高冷却效果，可以在局部鼓包以外的区域增设冷却气流孔，以进行补充冷却，使得涡轮机匣内腔中的冷却气流更加均匀。

较优地，所述补充冷却气流孔的数量、孔径大小以及布置位置、布局方式根据发动机功能需求优化而定。