[发明专利]一种燃气涡轮冷却叶片

说明书

技术领域

本发明涉及一种涡轮冷却叶片，特别适用于航空发动机和燃气轮机。

背景技术

随着科学技术的发展，燃气涡轮的性能要求越来越高，而提高涡轮性能的最基本技术途径是提高涡轮进口温度。以航空发动机涡轮为例，涡轮前总温每提高55℃，在发动机尺寸不变的条件下，发动机推力可提高10％，推重比10的一级发动机涡轮进口温度已经达到1900K以上。高温所带来的问题，其解决的途径有两个：一是采用更高耐热性能的材料制造涡轮叶片；一是采用先进的冷却技术，提高冷却效果和效率。然而，随着燃气轮机性能的不断提高，涡轮入口温度以每年平均提高20℃的速度增加，而金属耐热程度仅以每年约8℃的速度增加，而且，即使发动机涡轮部件采用如碳-碳复合耐高温材料也不能完全取消冷却，先进的冷却可使高温部件承受更高的工作温度，从而提高发动机寿命和可靠性。目前先进发动机的涡轮前进口温度已达到了2000K左右，比高压涡轮叶片金属材料的熔点高400K，因此，冷却叶片的设计已成为燃气涡轮发动机设计的核心技术之一。

早期的涡轮叶片采用直流式冷却，目前各种冷却技术如冲击冷却、气膜冷却、强化换热冷却等逐渐应用于涡轮叶片，冷却叶片结构也越来越复杂，在一些先进的燃气涡轮中，用于冷却涡轮的空气量高达15％，因此，提高空气冷却效率，降低冷却空气量已成为冷却叶片设计的重要研究方向。

发明内容

为了克服现有技术叶片结构复杂、单位空气量的冷却效率不高的不足，本发明提出了一种燃气涡轮冷却叶片，结构相对简单，并且在不增加冷却空气量的条件下能够提高冷却效率，有效地降低叶片前缘和尾缘部位的温度。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：在叶片内壁自叶片前缘到尾缘依次排列有若干个沿叶片径向排列的隔板，其中一个隔板将叶片内腔分割为前、后两个独立的部分，其余隔板将叶片内腔的前、后两部分分别分割成若干个连通的冷却腔，沿叶片纵向形成两条回流式冷却通道，通道的入口均在叶片根部，距离叶片前缘最近的隔板上具有若干个冲击冷却孔，对叶片前缘内壁形成冲击冷却；同时叶片前缘有若干个从叶片内壁面穿透至外壁面的气膜孔，冷气从气膜孔流出后，在主流压力和摩擦力作用下向下游弯曲，粘附在在叶片表面形成气膜冷却，将叶片壁面与高温燃气隔开，从而降低叶片温度；距离叶片尾缘最近的冷却腔在叶片尾缘处开有排气缝，在排气缝处从叶片压力面穿透至吸力面交错排列有若干扰流柱，扰流柱改变了冷却通道内冷却气流的湍流度，增强了冷却气流的流动和传热，同时扰流柱还能加强叶片壁面的传热面积，进一步强化尾缘换热，提高冷却效率。冷却气体通过两个入口进入，对前面部分冷却通道而言，冷却气体沿着通道流动，最终通过在前缘气膜冷却孔流出，形成叶片前缘表面的冷却；对后面部分冷却通道而言，气体在入口进入后，沿着冷却通道流动，经过在由压力面至吸力面之间形成的交错排列的扰流柱强化换热，最终在叶片尾缘排气缝流出，形成完整的通路。

为了降低铸造成本，本发明所述的扰流柱为圆形截面。

本发明的有益效果是：①由于冷却通道分为前、后两个部分，使得冷却气体在前后缘位置均具有较高的换热系数，提高了冷却效果；②冷却通道包含多个冷却腔，冷却气体在叶片内具有较长的行程，可大大增加冷却效率；③叶片前缘位置的气膜冷却孔降低了叶片前缘的温度，扰流柱提高了冷却空气在靠近叶片尾缘位置的冷却效果；④冷却通道第一个隔板上排列的冲击冷却孔对叶片前缘内壁面进行冲击冷却，可进一步降低前缘温度；⑤叶片整体表面温度分布更为均匀，大大增加了叶片的寿命和可靠性；⑥冷却叶片结构相对简单，具有良好的加工性和工程应用前景。

下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。

附图说明

图1为本发明冷却叶片横截面示意图；

图中，1-隔板一，2-隔板二，3-隔板三，4-隔板四，5-隔板五，6-冷却腔一，7-冷却腔二，8-冷却腔三，9-冷却腔四，10-冷却腔五，11-冷却腔六，12-冲击冷却孔，13-气膜冷却孔，14-扰流柱，15-排气缝，A-叶片外壁，B-叶片内壁。

图2为本发明冷却叶片冷却通道结构示意图；

图中，16-进气孔一，17-进气孔二。

图3为本发明冷却叶片整体外形及冷气出流示意图。

图4为本发明冷却叶片剖面图。

图5为本发明底部进气口示意图。

具体实施方式