[发明专利]一种变几何低压涡轮导向叶片半层板冷却结构

说明书

本申请属于涡轮导向叶片领域，特别涉及一种变几何低压涡轮导向叶片半层板冷却结构。包括：上旋转轴，下旋转轴以及叶片。本申请的变几何低压涡轮导向叶片半层板冷却结构，采用单腔供气、三路流道的冷却设计，在满足叶片冷却需要的同时能够保证盘腔供气。该冷却结构对冷气有着较高的利用率，叶片整体的综合冷效较高。本申请的变几何低压涡轮导向叶片半层板冷却结构，在实现了导向叶片的高效冷却的同时，兼顾了盘腔冷却、封严的要求，与常规的低压涡轮导向叶片冷却结构相比，本申请的冷却结构能满足更高的涡轮前温度要求，且不需要安装导管等其它辅助结构，就可实现同等相对冷气量下的高冷却效率，减少了叶片的零部件数量，提高冷气使用效率。

技术领域

本申请属于涡轮导向叶片领域，特别涉及一种变几何低压涡轮导向叶片半层板冷却结构。

背景技术

为适应航空发动机在飞机超声速、格斗和机动飞行状态下的高单位推力，以及飞机在亚音速巡航、待机和空中巡逻时的低耗油率，变循环发动机在此背景下应运而生。为了使变循环发动机能够在整个亚声速和超声速飞行期间实现性能与效率最大化，设计人员通过旋转低压涡轮导向叶片，改变低压涡轮导向器的喉道面积来调节燃气流量，从而满足不同发动机工作状态需要。为实现低压涡轮导向叶片旋转，叶片的叶身与上下缘板分离，在叶身上下两端增加了旋转台，构成变几何低压涡轮导向叶片。由于叶身与上下缘板分离，且有转台的局限，叶片内腔冷却结构设计更为困难。

常规发动机的低压涡轮导向叶片通常采用的是单腔冷却结构，即在腔内安装冲击导管。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，并对盘腔进行冷却和封严；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。变循环发动机属于预先研究技术，在国内的研究刚刚起步，与之相匹配的变几何低压涡轮导向叶片尚无成熟的技术方案和应用案例。由于变几何低压涡轮导向叶片的转台结构限制，在常规循环发动机中采用的导管冷却结构已无法实现，而且变循环发动机涡轮前温度较常规循环发动机更进一步提高。目前所普遍采用的冷却结构形式已经无法满足叶片冷却的需要。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本申请的目的是提供了一种变几何低压涡轮导向叶片半层板冷却结构，以解决现有技术存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

一种变几何低压涡轮导向叶片半层板冷却结构，包括：

上旋转轴，所述旋转轴的侧壁上开设有冷气进口，所述旋转轴的内部设置有第一冷却腔；

下旋转轴，所述下旋转轴的内部设置有第二冷却腔，所述下旋转轴还设置有冷气出口；

叶片，所述叶片设置在所述上旋转轴以及所述下旋转轴之间，所述叶片的内部设置有第三冷却腔，所述第三冷却腔分别与所述第一冷却腔以及所述第二冷却腔连通，所述叶片具有盆侧外壁，所述盆侧外壁上开设有盆侧气膜孔；

所述叶片具有叶背冲击板以及背侧外壁，所述叶背冲击板上开设有背侧冲击孔，所述叶背冲击板与所述背侧外壁之间设置有背侧冲击腔，所述叶片还设置有尾缘前端冲击板以及尾缘前端外壁，所述尾缘前端冲击板上开设有与所述背侧冲击腔连通的尾缘前端冲击孔，所述尾缘前端冲击板与所述尾缘前端外壁之间设置有尾缘冲击通道，所述尾缘前端外壁上开设有尾缘气膜孔；

所述叶片具有前缘冲击板以及前缘外壁，所述前缘冲击板上开设有前缘冲击孔，所述前缘冲击板与所述前缘外壁之间设置有前缘冲击腔，所述前缘外壁上开设有前缘气膜孔；

还包括三条冷气流路，分别为：

第一冷气流路，冷气依次经过第一冷却腔、第三冷却腔、第二冷却腔后，由冷气出口排出，实现盘腔引气；同时冷气在经过叶盆时，通过盆侧气膜孔流出叶片进入主流道；