[发明专利]一种涡轮叶片枝网式冷却结构

说明书

本发明属于航空发动机涡轮叶片冷却技术领域，具体涉及一种涡轮叶片枝网式冷却结构。枝网式冷却结构中的圆柱支撑结构垂直于涡轮导向叶片缘板外表面，网状连接结构近似平行于缘板外表面。枝网式冷却结构中的圆柱支撑结构由直径φD₁的柱体组成，呈正三角形排布，各柱体分别位于正三角形的顶点，正三角形的边长即相邻两柱体之间的距离L＝3～5mm。本发明相较于常规冷却方案，该结构覆盖于缘板的外表面，并能够显著增加冷气侧的换热面积，增强对冷却气流的扰动程度，从而有效提高冷却效果。此外，该结构还能够增强缘板的抗变形能力，并且易于制造。

技术领域

本发明属于航空发动机涡轮叶片冷却技术领域，涉及一种涡轮叶片枝网式冷却结构。

背景技术

航空发动机是一种将热能转化为喷气推力或机械功的动力装置，其涡轮前温度越高，产生的推力就越大，发动机性能也越高。数据预测显示，涡轮前燃气温度每升高100℃，发动机热效率提升8％，最大推力可以提升15％左右。因此，提高燃气温度成为了设计的首要追求。在这种条件下，作为典型热端部件的涡轮叶片，它的耐温能力就成为了制约航空发动机性能提升的瓶颈因素。在材料耐高温性能很难进一步提升的情况下，对涡轮叶片采用先进冷却设计必然衍生为航空发动机研制的关键技术。总的来说，涡轮叶片的冷却方式按位置可分为内部冷却和外部冷却，按作用效果可分为对流冷却、冲击冷却和气膜冷却等。现代航空发动机一般采用上述组合冷却方式，以提高冷却效率。

如图1所示，在已有的涡轮导向叶片的缘板冷却中，常规采用的是强化对流与气膜覆盖组合的方式，在缘板上开设有气膜孔，且分布在叶片内腔冷却气通道入口的周围。在此类方案中，冷却气从缘板外部进入，冲刷缘板外表面并带走热量，然后通过气膜孔到达叶片的内流道，形成气膜覆盖，阻隔高温燃气对叶片基体的加热，进一步对叶片进行保护。由于此类结构换热面积小，对气流的扰动少，因此其冷却效率不能满足高推重比航空发动机的需求，迫切的需要加以改进提高。

发明内容

针对现有结构存在的不足，以及为了满足高推重比航空发动机的需求，本发明提供了一种涡轮导向叶片缘板枝网式冷却结构。相较于常规冷却方案，该结构覆盖于缘板的外表面，并能够显著增加冷气侧的换热面积，增强对冷却气流的扰动程度，从而有效提高冷却效果。此外，该结构还能够增强缘板的抗变形能力，并且易于制造。

本发明为取得上述效果采用了如下技术方案：

如图2所示，一种涡轮叶片枝网式冷却结构，包括与缘板外表面垂直的阵列圆柱支撑结构和与该表面近似平行的网状连接结构。

所述阵列圆柱支撑结构截面为直径φD₁＝1～2mm的圆形，即圆柱支撑结构的直径φD₁，为能够在较为狭小的空间内布置更多的扰流结构，各柱体在缘板外表面叶片内腔冷却气通道入口周围呈正三角形排布，且各柱体分别位于正三角形的顶点，该正三角形边长即相邻圆柱支撑的间距L为3～5mm。

所述网状连接结构，与缘板外表面近似平行布置，其截面为直径φD₂＝1～2mm的圆形。为保证本发明效果，φD₂与φD₁相等。枝网式冷却结构的总高度H为2～3mm。由于圆柱支撑呈正三角形排布，因此枝网在连接相邻两个圆柱支撑的端部后，形成了三角形网孔，且网状连接结构相邻两分枝之间的夹角∠A₁＝60°。

网状连接结构的各节点、圆柱支撑、缘板外表面连接位置均平滑过渡。

为保证最优的冷却效果，缘板气膜孔的冷却气入口应布置在网状连接结构中连接两个圆柱支撑的分枝正下方，气膜孔轴线方向与缘板平面切向夹角∠A₂＝30°～40°，气膜孔直径φd＝0.5～0.8mm。

经过研究发现，当气膜孔与网状连接的直径之比在0.5-0.8范围内时冷却性能最好。

本发明的有益效果：