[实用新型]涡轮外环冷却结构、涡轮结构及航空发动机

说明书

本实用新型公开了一种涡轮外环冷却结构、涡轮结构及航空发动机，涉及航空发动机领域，用以优化现有涡轮外环冷却结构的结构，改善其冷却性能。该涡轮外环冷却结构包括冲击板以及外环基体；冲击板和外环基体形成冲击腔，冲击腔内设有用于将冲击腔分为至少两个相互独立子腔的分隔件，冲击板设有与各子腔连通的冲击孔。上述技术方案，在冲击腔内设置了分隔件，将冲击腔分为多个子腔，该结构可更精确地分配经由冲击孔进入到冲击腔内的气流，能更合理地利用冷却气体；并且，分隔件可增大表面换热系数，增强换热效果，实现高效冷却。

技术领域

本实用新型涉及航空发动机领域，具体涉及一种涡轮外环冷却结构、涡轮结构及航空发动机。

背景技术

燃气轮机高压涡轮部件作为高温高速旋转部件，其性能的高低直接影响发动机的工作效率。为更好地提高涡轮效率，在技术上要求提高燃气工质的温度，这就对涡轮部件的冷却技术提出了更高的要求。高压涡轮外环作为主流通道中与涡轮动叶配合工作的部件，工作环境温度一般在1300K以上，光靠材料本身的耐高温性能，无法长期承受高温恶劣环境。为了保证外环的安全可靠长久工作，必须对涡轮外环进行有效的冷却。

为了保证发动机具有较高的效率，需要综合高效的外环冷却技术。对外环采用空腔的复合冷却的方式是比较主流的技术。

发明人发现，现有技术中至少存在下述问题：现有的涡轮外环冷却结构冷却通过在冲击板与外环基体上形成的整个冲击腔内通入气体的方式实现对外环基体的冷却，但是冷却效果不佳。

实用新型内容

本实用新型提出一种涡轮外环冷却结构、涡轮结构及航空发动机，用以优化现有涡轮外环冷却结构的结构，改善其冷却性能。

本实用新型提供了以下技术方案：

本实用新型实施例提供一种涡轮外环冷却结构，包括冲击板以及外环基体；所述冲击板和所述外环基体形成冲击腔，所述冲击腔内设有用于将所述冲击腔分为至少两个相互独立子腔的分隔件，各所述子腔均与至少一所述冲击孔连通。

在一个或一些实施例中，各所述子腔沿着所述涡轮外环冷却结构的轴向方向排列。

在一个或一些实施例中，所述外环基体位于所述冲击板的轴向之外的区域有外缘，所述外缘设有用于与位于所述涡轮外环冷却结构轴向最端部的所述子腔连通的第一通孔。

在一个或一些实施例中，所述第一通孔包括多个，且各所述第一通孔间隔设置。

在一个或一些实施例中，所述第一通孔包括第一段和第二段，所述第一段设于所述第二段和所述冲击腔之间且连通所述第二段和所述冲击腔，所述第二段的轴线平行于所述涡轮外环冷却结构的轴向。

在一个或一些实施例中，所述外环基体设有连通各所述子腔与所述外环基体外部的第二通孔。

在一个或一些实施例中，所述第二通孔的轴线与所述涡轮外环冷却结构的轴向之间的夹角为15度至90度。

在一个或一些实施例中，所述外环基体背离所述冲击板的一侧设有涂层。

在一个或一些实施例中，所述冲击孔成排设置，且位于所述涡轮外环冷却结构轴向两侧的两排所述冲击孔的直径小于位于所述涡轮外环冷却结构轴向中间的各排所述冲击孔的直径。

在一个或一些实施例中，所述分隔件包括肋条。

本实用新型实施例还提供一种涡轮结构，包括本实用新型任一技术方案提供的涡轮外环冷却结构。

本实用新型实施例还提供一种航空发动机，包括本实用新型任一技术方案提供的涡轮结构。

基于上述技术方案，本实用新型实施例至少可以产生如下技术效果：