[发明专利]涡轮叶片及航空发动机

说明书

本公开涉及航空技术领域，尤其涉及一种涡轮叶片及航空发动机。该涡轮叶片包括叶根部和叶身部，其中：叶根部具有第一进气口和第二进气口；叶身部设于叶根部，叶身部具有相互独立的第一空腔和第二空腔；第一空腔连通第一进气口，并在叶身部远离叶根部的一侧具有第一出气口；第二空腔连通第二进气口，并在叶身部远离叶根部的一侧具有第二出气口；第一空腔和第二空腔内均设有由多个交叉布置的肋板组成的肋冷却结构。该涡轮叶片增加了冷却换热面积，不但使得消耗的冷气量较少、降温效果较好，而且延长了使用寿命，进而保证航空发动机能够长期安全使用。

技术领域

本公开涉及航空技术领域，尤其涉及一种涡轮叶片及航空发动机。

背景技术

在航空发动机中，为了降低油耗、提高功率，通常会采用提高涡轮前燃气温度的做法，但是也容易导致处于发动机最恶劣环境中的涡轮叶片的热负荷超出其材料耐温水平，因此，需要利用冷气对流换热来实现涡轮叶片的降温。

目前，通常采用径向通道对流换热对涡轮叶片进行降温，相应地，涡轮叶片中需要加工出配套的径向通道。然而，加工有径向通道的涡轮叶片消耗冷气量较多，降温效果也较差。

所述背景技术部分公开的上述信息仅用于加强对本公开的背景的理解，因此它可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。

发明内容

本公开的目的在于提供一种涡轮叶片及航空发动机，该涡轮叶片增加了冷却换热面积，不但使得消耗的冷气量较少、降温效果较好，而且延长了使用寿命，进而保证航空发动机能够长期安全使用。

为实现上述发明目的，本公开采用如下技术方案：

根据本公开的一个方面，提供一种涡轮叶片，所述涡轮叶片包括：

叶根部，具有第一进气口和第二进气口；

叶身部，设于所述叶根部，所述叶身部具有相互独立的第一空腔和第二空腔；所述第一空腔连通所述第一进气口，并在所述叶身部远离所述叶根部的一侧具有第一出气口；所述第二空腔连通所述第二进气口，并在所述叶身部远离所述叶根部的一侧具有第二出气口；

其中，所述第一空腔和所述第二空腔内均设有由多个交叉布置的肋板组成的肋冷却结构。

在本公开的一种示例性实施例中，所述第一空腔为单腔直线通道，所述第二空腔为多腔曲线通道。

在本公开的一种示例性实施例中，所述多腔曲线通道包括沿曲线延伸的进气通道、中间通道和出气通道；所述进气通道连通于所述第二进气口；所述出气通道连通于所述第二出气口；

所述进气通道中肋板的阻塞比小于所述中间通道及所述出气通道中肋板的阻塞比。

在本公开的一种示例性实施例中，所述中间通道及所述出气通道中肋板的阻塞比的取值范围为0.19～0.20，所述进气通道中肋板的阻塞比的取值范围为0.14～0.15。

在本公开的一种示例性实施例中，所述第一空腔靠近所述叶身部的前缘设置，所述第二空腔靠近所述叶身部的后缘设置；

所述第一空腔中肋板的阻塞比大于所述出气通道中肋板的阻塞比。

在本公开的一种示例性实施例中，所述第一空腔中肋板的阻塞比的取值范围为0.22～0.23。

在本公开的一种示例性实施例中，所述进气通道连通于尾缘孔，所述尾缘孔设于所述后缘的缘面上。

在本公开的一种示例性实施例中，所述尾缘孔的数量为多个。

在本公开的一种示例性实施例中，所述肋板的横截面为矩形。

根据本公开的另一个方面，提供一种航空发动机，所述航空发动机包括上述任意一项所述的涡轮叶片。