[发明专利]涡轮转子冷却系统及航空发动机

权利要求书

1.一种涡轮转子冷却系统，其特征在于，包括涡轮盘(1)、与涡轮盘(1)的前壁围合形成第一腔室的前挡板(2)、与涡轮盘(1)连接的涡轮转子叶片(3)、与前挡板(2)围合形成第二腔室的内前支撑(4)、与涡轮盘(1)的内壁围合形成第三腔室的拉杆(5)以及与涡轮盘(1)的后壁围合形成第四腔室的内后支撑(6)，第一腔室与涡轮转子叶片(3)的叶片腔室连通，第二腔室用于连通靠近涡轮转子叶片(3)进气边的燃气通道，第三腔室与第四腔室连通，第四腔室用于连通靠近涡轮转子叶片(3)排气边的燃气通道；

涡轮转子冷却系统还包括与第三腔室连通的用于引入低压冷气的低压冷气通道(7)以及分别与第一腔室和第二腔室连通的用于引入高压冷气的高压冷气通道(8)；

高压冷气通道(8)内布设有用于提高高压冷气的冷却效果的径向预旋装置(81)，径向预旋装置(81)的第一端远离前挡板(2)布设，径向预旋装置(81)的第二端靠近前挡板(2)布设，处于径向预旋装置(81)的第一端的高压冷气通道(8)与第二腔室连通，处于径向预旋装置(81)的第二端的高压冷气通道(8)与第一腔室连通；

径向预旋装置(81)和第一腔室之间布设有用于分隔高压冷气通道(8)和低压冷气通道(7)且分隔第二腔室和径向预旋装置(81)的第二端的高压冷气通道(8)的刷式密封结构。

2.根据权利要求1所述的涡轮转子冷却系统，其特征在于，刷式密封结构包括用于分隔高压冷气通道(8)和低压冷气通道(7)的前刷丝(82)以及用于分隔第二腔室和径向预旋装置(81)的第二端的高压冷气通道(8)的后刷丝(83)。

3.根据权利要求1所述的涡轮转子冷却系统，其特征在于，内前支撑(4)开设有用于连通高压冷气通道(8)和第二腔室的斜向节流孔(41)。

4.根据权利要求3所述的涡轮转子冷却系统，其特征在于，前挡板(2)上沿轴向布设有与内前支撑(4)围合形成前间隙(22)的用于防止燃气通道内燃气倒灌进第二腔室内的前单齿(21)，前间隙(22)通过第二腔室与斜向节流孔(41)连通。

5.根据权利要求4所述的涡轮转子冷却系统，其特征在于，涡轮转子叶片(3)的进气边用于与高压涡轮导叶围合形成进气边转静子间隙(31)，进气边转静子间隙(31)与前间隙(22)连通，进气边转静子间隙(31)的径向距离预设为S，S的取值范围为0.3-1mm。

6.根据权利要求5所述的涡轮转子冷却系统，其特征在于，前间隙(22)的径向距离的取值范围为1S-2S，斜向节流孔(41)的孔径的取值范围为0.5S-1S。

7.根据权利要求1-7中任意一项所述的涡轮转子冷却系统，其特征在于，涡轮盘(1)的前端开设有用于连通低压冷气通道(7)和第三腔室的前端孔(11)，涡轮盘(1)的后端开设有用于连通第三腔室和第四腔室的后端孔(12)。

8.根据权利要求7所述的涡轮转子冷却系统，其特征在于，涡轮转子叶片(3)的排气片用于与低压涡轮导叶围合形成排气边转静子间隙(32)，排气边转静子间隙(32)与第四腔室连通，排气边转静子间隙(32)的径向距离预设为H，H的取值范围为0.3-1mm。

9.根据权利要求8所述的涡轮转子冷却系统，其特征在于，前端孔(11)的孔径的取值范围为1H-2H，后端孔(12)的孔径的取值范围为1H-2H。

10.一种航空发动机，其特征在于，包括权利要求1-9中任意一项所述的涡轮转子冷却系统。