[实用新型]涡轮叶片尾缘劈缝冷却结构及具有该冷却结构的涡轮叶片

说明书

技术领域

本实用新型涉及一种涡轮叶片冷却结构，更具体地，涉及一种涡轮叶片尾缘劈缝冷却结构及具有该冷却结构的涡轮叶片。

背景技术

航空涡轮发动机在燃烧室产生温度极高的气体，通过涡轮叶片把内能转化成机械能，所以涡轮叶片承受着很大的温度。随着航空发动机技术的飞跃发展，无论航空发动机压气机增压比以及涡轮前进口温度均大幅提高，这必然导致涡轮叶片所受到的热负荷急剧增加，而使其承受非常严重的热应力。温度过高会对涡轮叶片的性能和寿命都有不利的影响，尽管现在的高温材料已经取得了很大的成就，但是相对于从燃烧室出来的气体的温度，还远远不够。目前，试图寻找耐高温的叶片材料的尝试在成本和实际效果上来说都不太成功。因此，必须采取其他的措施来使冷却发动机的涡轮叶片。

目前应用最广的涡轮发动机叶片冷却方式的研究主要集中在叶片前缘和叶片中部，对涡轮叶片采用先进的高效强化冷却技术。一种典型的方式是采用冲击冷却来冷却叶片前缘，冷气通过细小的冲击孔，以很高的速度冲击到叶片内壁面，对内壁面进行有效的冷却。冲击冷却一般用在燃气导向叶片和涡轮叶片的前缘上，由空心叶片的内部向叶片的前缘喷射冷却气体以强行降温。冲击冷却后的气体会从燃气导向叶片和涡轮叶片前缘的孔隙中流出，被燃气带动在叶片的表面形成冷却气膜。但是开在叶片前缘的冷却气流孔隙会使叶片更加难以制造，而且这些孔隙还会导致应力集中，对叶片的寿命产生负面影响。

目前，还缺乏确实有效的手段来对叶片尾缘进行冷却。叶片尾缘区域厚度较薄，外换热系数大，因此是涡轮叶片最难冷却的区域之一，最高温度常常出现在此处。叶片尾缘的冷却常采用开劈缝的形式，一般来讲，全劈缝的形式冷效较高。但是由于航空发动机的发展，对涡轮效率的要求不断提高，这就造成涡轮叶片尾缘的厚度不断变薄，要在很薄的叶片尾缘加工出全劈缝的结构，难度很大，因此半劈缝的冷却形式就得到了较广泛的应用。但是，由于目前采用的半劈缝结构的出口气流与主燃气的掺混，温度较高，因此造成了叶片尾缘的冷却效果不佳。

实用新型内容

本实用新型的目的旨在增大尾缘半劈缝结构的换热面积，强化叶片尾缘的换热，降低叶片的最高温度和平均温度，从而提高叶片的使用寿命。

上述目的是通过本实用新型的一种发动机涡轮叶片尾缘劈缝冷却结构来实现的，其包括尾缘的半劈缝结构，即包括叶片尾缘吸力边和叶片尾缘压力边，在叶片尾缘吸力边与叶片尾缘压力边的连接处设置有多个开口，叶片尾缘压力边与连接处平齐，在连接处对应于每一个开口的位置处在叶片尾缘吸力边上沿出气方向上布置有多个凹槽，用来使冷却气体流出，并冷却叶片尾缘吸力边。

有利地，多个凹槽从连接处延伸到叶片尾缘吸力边的最末端。

有利地，每个凹槽的宽度近似等于相邻凹槽之间的间距。

本实用新型还提供了一种涡轮叶片，在其端部包括有如本实用新型所述的涡轮叶片尾缘劈缝冷却结构，该涡轮叶片尾缘劈缝冷却结构与涡轮叶片本体一体成形。

根据本实用新型，沿叶片尾缘半劈缝的冷却气流方向布置多个凹槽，凹槽的轴线与气流方向平行。这样，当冷却气沿叶片尾缘劈缝凹槽结构流出时，该部分冷却气与叶片尾缘部分的换热面积增大，并且冷气在凹槽内不易与外面的燃气进行很快的掺混，从而叶片尾缘冷却气的温度会保持较低的水平，同时，由于流动空间的增大，使得流经叶片尾缘的冷气压力损失减小。

本实用新型通过在涡轮叶片尾缘半劈缝出口加一些凹槽，增大了叶片尾缘部分与冷气的换热面积，从而进一步降低叶片尾缘的温度；同时，由于采用顺流向的凹槽结构，对流动阻力没有影响，而且这种结构的工艺性也比较好，因此是一种有效的叶片尾缘强化换热冷却结构。

附图说明

图1为根据本实用新型的涡轮叶片的一个实施方式的示意图，所述涡轮叶片具有本实用新型的涡轮叶片尾缘劈缝冷却结构；

图2为根据本实用新型的涡轮叶片尾缘劈缝冷却结构的局部示意图；

图3为图1所示涡轮叶片的剖视图，所述涡轮叶片具有本实用新型的涡轮叶片尾缘劈缝冷却结构。

具体实施方式

下面本文将参照附图详细地提供本实用新型的优选实施方案的描述。

本实用新型典型的叶片尾缘劈缝冷却结构如图1-3所示。叶片尾缘劈缝冷却结构包括叶片尾缘吸力边1和叶片尾缘压力边2，在所述叶片尾缘吸力边1与叶片尾缘压力边2的连接处5设置有多个开口3，其中叶片尾缘压力边2与连接处5平齐，在连接处5对应于每一个开口3的位置处在叶片尾缘吸力边1上沿出气方向加工有多个凹槽4。