[发明专利]涡轮叶片尾缘微通道内冷结构

说明书

技术领域

本发明涉及一种适用于航空发动机涡轮叶片微通道内冷却结构，该冷却结构主要应用在航空发动机涡轮叶片的尾缘，可以产生0.7以上的冷却效果，满足航空发动机涡轮叶片冷却的要求。

背景技术

发动机的最主要性能指标是推重比，随着人们对发动机的性能要求不断提高，对推重比的要求也不断提高。而提高发动机的推重比所采用的最有效的手段就是提高涡轮前燃气温度。我国预研的推重比10一级航空发动机的涡轮前温度约为1850K～1950K。而目前使用的各种材料在无冷却的情况下，只能在1300℃左右才能维持其较高的强度指标。在高温环境下的涡轮转子能否安全可靠的工作，主要取决于转子内各热部件(涡轮叶片、涡轮盘、轴等)的温度水平和温度分布。另外，由于涡轮叶片(工作叶片)在高转速下工作(转速可达15000rpm以上)，处于非常高的离心力场当中。在如此恶劣的工作环境中，要保证叶片正常、可靠、长期的工作，就必须对涡轮叶片进行有效的冷却，保证叶片本身温度在工作温度下，又高的持久强度和抗腐蚀能力，在保证可靠工作的同时尽可能少的使用冷却气体。因此，发明高效的冷却结构是非常重要，也是非常必要的。目前所设计的常规涡轮叶片多是在叶片的内部布置各种形状的肋片，用来增加内部的扰动，来提高换热效果，而在叶片的外表面常常布置一些直径较小的气膜孔，形成全气膜覆盖，通过这种方式设计的涡轮叶片，其冷却效果一般在0.5左右，随着涡轮前燃气温度的提高，这样的冷却效果对叶片冷却来说已经明显的不够，所以高效的涡轮冷却结构的发明是非常重要和急迫的。

现有常用冷却技术存在以下不足：

(1)冷却效率并不总随涡轮叶片冷却空气量的增加而增加，到了一定流量，冷却效率将很难再有提升。

(2)现有常用冷却技术对叶片叶弦中部冷却较多，而对叶片后缘却没有冷却或冷却很少，而这恰恰应是重点冷却的区域：

(3)随着涡轮前燃气温度的不断提高，特别是当涡轮前燃气温度达到1370℃甚至更高，现有常用冷却技术将难以满足有效冷却的需要，容易导致涡轮叶片热疲劳损坏。

发明内容

本发明涉及一种适应于航空发动机涡轮叶片尾缘的微通道冷却结构，该冷却结果为：在叶片的尾部沿流向布置有微小通道，通道的间距l为0.3～0.8mm，壁厚h为0.2～0.5mm，由叶根到叶尖均匀分布。壁厚与通道间距的比在0.5～1的范围内，并且如果在加工工艺的允许的情况下，的值越小越好，叶片宽度随叶片的外型而改变，整个微通道一直延伸到叶片尾缘出口处的劈缝的位置，通道是等间距的，从叶片的根部一直到叶片的尖部均匀的布置有上述微通道结构，所采用的材料要与涡轮叶片的材料相同。

本发明的优点在于：采用微小通道代替叶片尾部的扰流柱，加强了叶片尾部高热区的冷却。

附图说明

图1本发明叶片横截面图

图2叶片尾缘微通道冷却结构

图3叶片冷气流动结构图

图中：1、叶片前缘2、叶片外壁3、叶中隔断4、微通道5、叶片中部6、叶片中心腔7、前缘冲击孔8、叶片顶部气流通道9、叶片中部10、中部气流通道11、尾部微通道12、叶片尾缘13、尾部劈缝

具体实施方式

下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。

本发明将微通道技术应用于涡轮叶片，发明一种应于航空发动机涡轮叶片尾缘的微通道冷却结构，其特征在于：在叶片的尾部沿流向布置有微小通道，通道的间距l为0.3～0.8mm，壁厚h为0.2～0.5mm，由叶根到叶尖均匀分布。壁厚与通道间距的比在0.5～1的范围内，并且如果在加工工艺的允许的情况下，的值越小越好，叶片宽度随叶片的外型而改变，整个微通道一直延伸到叶片尾缘出口处的劈缝的位置，通道是等间距的，从叶片的根部一直到叶片的尖部均匀的布置有上述微通道结构，所采用的材料要与涡轮叶片的材料相同。冷却气体从叶片中心腔进入到叶片尾缘微通道中，经过强烈的换热，产生较高的冷却效果，然后从叶片尾缘的劈缝排出进入到主流燃气。

冷却气体从叶片根部进入到叶片微通道内，并由叶片叶尖处进入到叶片中心腔内，这时在叶片中心腔内的压力会高于叶片外表面的压力，在一定的压力差的驱动下，冷却气体就会从高压区域流向低压区域。在本发明所设计的冷却结构中，冷却气体在压差的驱动下，会通过尾缘的微通道，在微通道内进行强烈的换热后从叶片尾缘的劈缝排出进入到主流燃气。叶片内冷却气的具体流动如图3。

本发明从传热学角度讲，不仅提高了整体换热效果，整体热应力分布均匀，而且叶片的强度也会高于普通的涡轮叶片，整个通道内压力损失也低于常规的涡轮冷却叶片。

应用上述新型冷却结构设计的涡轮叶片，经简化模型实验和三维数值模拟测试其换热性能和流动阻力，整体叶片的平均冷却效果可以达到0.7以上，且流动阻力明显低于常规的涡轮冷却叶片，其总压损失明显小于普通的内冷叶片，叶片具有很好的强度，可以抵抗较高的热应力和离心应力。