[发明专利]一种冷却式变几何低压涡轮导向叶片

说明书

本申请公开了一种冷却式变几何低压涡轮导向叶片，所述叶片包括叶身及与叶身一体式的旋转轴，所述旋转轴上设有冷气进口，在所述叶身内部具有相互独立的叶片冷却前腔、叶片冷却中腔和叶片冷却后腔，所述冷却进口与三条冷却通道分别连通，用于对叶片的前缘、叶片中部和叶片尾缘冷却。本申请的冷却式变几何低压涡轮导向叶片通过三条流路均独立供气排气，互不干扰，降低了叶片空气系统的设计难度，在满足叶片冷却需要的同时能够保证盘腔供气；叶片冷却结构设计考虑了变几何低压涡轮导向叶片特有的叶尖间隙泄漏问题，采取了叶尖封严措施，降低了燃气泄漏。

技术领域

本申请属于航空发动机技术领域，特别涉及一种冷却式变几何低压涡轮导向叶片。

背景技术

随着航空技术的发展，要求航空发动机要兼顾超声速、格斗和机动飞行状态的高单位推力，以及亚音速巡航、待机和空中巡逻的低耗流率。这一发展趋势促使研究人员提出了变循环发动机的概念，为了使变循环发动机的性能与效率在整个亚声速和超声速飞行期间最大化，设计者通过旋转导向叶片，调节涡轮导向器的喉道面积来改变通过它的空气流量，以满足不同的发动机工作状态。为实现导向叶片旋转，低压涡轮导向叶片的叶身与上下缘板分离，在叶身上下两端增加了旋转轴，形成变几何低压涡轮导向叶片。由于叶身与上下缘板分离，加之转轴的限制，叶片内腔冷却结构设计更为困难。常规结构低压涡轮导向叶片普遍采用的是单腔冷却结构，腔内安装冲击导管片。冷气由上缘板进入冲击导管，大部分冷气经过冲击导管后排入下缘板的盘腔，平衡转子轴向力；少量气体经过冲击导管上的冲击孔流出，形成对叶片局部高温区域的冲击冷却，强化换热，冲击后的冷却气体流向尾缘，从尾缘气膜孔排入主通道，形成气膜冷却。由于变几何低压涡轮导向叶片的结构限制，且其涡轮前温度进一步提高，在常规循环发动机中普遍采用的冷却结构已无法满足变几何低压涡轮导向叶片的要求，需要针对变几何低压涡轮导向叶片的特点开发一种新的冷却结构形式。

发明内容

本申请的目的是提供了一种冷却式变几何低压涡轮导向叶片，以解决上述任一问题。

本申请的技术方案是：一种冷却式变几何低压涡轮导向叶片，所述叶片包括叶身及与叶身一体式的旋转轴，所述旋转轴上设有冷气进口，在所述叶身内部具有相互独立的叶片冷却前腔、叶片冷却中腔和叶片冷却后腔，所述冷却进口与三条冷却通道分别连通，用于对叶片的前缘、叶片中部和叶片尾缘冷却。

在本申请中，所述叶片冷却前腔内设有横向的绕流肋，用于强化所述叶片冷却前腔对应区域的叶身外表面的换热。

在本申请中，还包括前缘冷却腔，所述前缘冷却腔与所述叶片冷却前腔连通，且在所述前缘冷却腔的前缘部位设有气膜孔。

在本申请中，所述叶片冷却中腔内设有横向的绕流肋，用于强化所述叶片冷却中腔对应区域的叶身外表面的换热。

在本申请中，所述叶片冷却后腔内设有绕流柱，用于强化所述叶片冷却后腔对应区域的叶身外表面的换热和提高结构强度。

在本申请中，在所述叶片尾缘设有气膜孔，所述气膜孔连通所述所述叶片冷却后腔。

本申请的冷却式变几何低压涡轮导向叶片通过三条流路均独立供气排气，互不干扰，降低了叶片空气系统的设计难度，在满足叶片冷却需要的同时能够保证盘腔供气；叶片冷却结构设计考虑了变几何低压涡轮导向叶片特有的叶尖间隙泄漏问题，采取了叶尖封严措施，降低了燃气泄漏。

附图说明

为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。

图1a为常规低压涡轮导向叶片结构图。

图1b为本申请的冷却式变几何低压涡轮导向叶片结构图。

图2为本申请的叶片外形示意图

图3为基于图4中A-A视角的剖视图。