[发明专利]涡轮叶片微通道内部冷却系统的气流通道结构

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系统的气流通道结构，该气流通道结构主要应用在航空发动机涡轮叶片部分，可满足航空发动机涡轮叶片冷却的需要。

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以及与之相应的气流通道结构是非常重要，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0.6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以及与之相应的气流通道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

本发明涉及一种应用于航空发动机涡轮叶片微通道内冷却系统的气流通道结构。在兼顾叶片个部分冷却的基础上，高效的组织叶片内部冷却气流使得叶片中部和尾部应用微槽道冷却结构。该通道结构为：在涡轮叶片中部，叶身上分成多个隔断，每两个隔断之间密布有微小的通道；在叶片的尾部沿流向布置有微小通道，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。冷却气体从叶根进入叶片中部微通道，在微通道中进行强烈的对流换热，之后在叶尖的顶部转折进入叶片中部空腔，然后部分冷却空气从叶尖处的气膜孔对叶尖进行气膜冷却，部分冷却空气经由叶盆与叶背之间的进气结构进入尾缘微小通道对尾缘进行冷却，部分冷却空气从隔断上的气膜孔对叶片中部外表面进行气膜冷却，部分冷却空气进入前缘对前缘进行冲击和气膜冷却。叶片整体通过微通道内的冷却以及外表面的气膜冷却来满足叶片冷却的要求。

附图说明

图1本发明叶片横截面图

图2叶片气流通道结构图

图3叶片顶部结构放大图

图4叶片尾缘冷气通道放大剖面图

图5叶片尾缘冷气进气通道左视图

图6微小槽道应用热学原理图

图中：1、叶片前缘 2、叶片外壁 3、叶片中部隔断 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 ①：冷气从叶根进入微通道中 ②：中部微通道 ③：中部空腔 ④：叶片顶部气膜孔 ⑤：冷气从中心腔冲击冷却叶片前缘 ⑥：前缘气膜孔 ⑦：叶片中部隔断气膜孔 ⑧：尾部微通道 ⑨：主燃气

具体实施方式

下面将结合附图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，发明一种应用于航空发动机涡轮叶片微通道内冷却系统的气流通道结构，其具体冷却通道气流流动为：

①-②-③-④-⑨：流过这些部位气流对叶片中部和顶部进行了冷却；

①-②-③-⑦-⑨：流过这些部位气流对叶片中部和中部外表面进行了冷却；

①-②-③-⑤-⑥-⑨：流过这些部位的气流对叶片前缘进行了冷却；

①-②-③-⑧-⑨：流过这些部位的气流对叶片尾缘进行了冷却

冷却气体从叶根进入10叶片中部微通道，在微通道中进行高效的对流换热，之后在叶尖的顶部转折进入6叶片中部空腔，然后部分冷却空气从叶尖处的气膜孔对叶尖进行气膜冷却，部分冷却空气经由叶盆与叶背之间的进气结构进入11尾缘微小通道对尾缘进行冷却，部分冷却空气从隔断上的气膜孔对叶片中部外表面进行气膜冷却，部分冷却空气进入1前缘对前缘进行冲击和气膜冷却。叶片整体通过微通道内的冷却以及外表面的气膜冷却来满足叶片冷却的要求。