[发明专利]一种适用于高压涡轮叶片的端壁冷却结构

说明书

本发明提供了一种适用于高压涡轮叶片的端壁冷却结构，所述冷却结构包括环形端壁和用于安装环形端壁的端壁安装边。在端壁内侧受主流马蹄涡影响大的区域，合理的布置离散气膜孔，同时增强端壁外侧冲击换热效果，能够对冷气进行高效利用，对近叶片前缘位置的端壁实施有效的冷却保护。特别是对于冷却难度更高的、进气边较短的端壁，通过端壁安装边引气，保证近叶片前缘位置端壁充足的冷气量，增强端壁冷却的可靠性。

技术领域

本发明属于航空发动机涡轮叶片技术领域，具体涉及一种适用于高压涡轮叶片的端壁冷却结构。

背景技术

为了提高发动机的性能，需要提高压气机的增压比和涡轮进口燃气温度。随着涡轮进口燃气温度的提高，发动机高温部件需要承受更大的热负荷。根据已知文献资料，现有的推重比10级别的航空发动机涡轮进口温度达到了1800K～1900K，未来更高推重比航空发动机涡轮进口温度可高达2100K～2300K，这已远远超出目前涡轮材料的耐热极限。高压涡轮叶片的端壁面对主流高温燃气，受限于本身几何结构的狭小空间、复杂的外部流动以及与叶身相比较低的冷气流量，导致涡轮叶片端壁的冷却问题日益突出。

根据查阅文献发现，目前端壁冷却方案大多采用冲击和气膜孔的形式对端壁进行复合冷却。但是随着航空发动机燃气温度的不断攀升，近叶片前缘位置的端壁容易产生高温区。现有的冷却结构仍然存在一些问题：1)近叶片前缘位置的端壁没有独立分区，导致布置在该区域的气膜孔产生的气膜覆盖效果差，更多是依赖从燃烧室与涡轮之间槽缝泄露的冷气对其进行冷却；2)冲击孔排布多为均布，没有针对高温区域进行有效的冲击换热设计；3)针对进气边短的端壁结构，受限于狭小的几何空间，冷气的引气位置单一，冷气量不足，上述问题更加突出。

发明内容

为了解决上述问题，本发明的目的在于提供一种适用于高压涡轮叶片的端壁冷却结构，以解决航空发动机近叶片前缘位置的端壁冷却不足的问题。

为了实现上述目的，本发明提供了如下技术方案，一种适用于高压涡轮叶片的端壁冷却结构，所述冷却结构包括环形端壁和用于安装环形端壁的端壁安装边，所述环形端壁的外侧设有冲击板，冲击板上排布有多个冲击孔，所述环形端壁的中间层通过隔板在前缘区域设置了独立的冲击腔，所述冲击腔内设有多个扰流肋，所述环形端壁在前缘区域布置有多个第一气膜孔，所述端壁安装边位于环形端壁的上游，与端壁外侧冲击板接触的壁面分布有通气孔，端壁安装边内部设有用于收集从通气孔中流出冷气的集气腔，所述集气腔靠近端壁内侧进气边上开有多个第二气膜孔和多个第三气膜孔。

本发明所提供的适用于高压涡轮叶片的端壁冷却结构，还具有这样的特征，所述冲击腔依据端壁内侧压力分布将前缘高压区划分为不同区域。

本发明所提供的适用于高压涡轮叶片的端壁冷却结构，还具有这样的特征，所述冲击孔的直径D为0.6-0.8mm；冲击孔面积为第一气膜孔面积的1.1-1.3倍；冲击孔和扰流肋呈扇形交错排列。

本发明所提供的适用于高压涡轮叶片的端壁冷却结构，还具有这样的特征，多个冲击孔扇形排布有五排，将靠近前缘位置设为第一排，则

第一排和第二排冲击孔的横向间距P1＝2.8*D-3.5*D，第三排、第四排和第五排冲击孔横向间距P2＝3.4*D-4.5*D，

第一排和第二排之间的纵向间距L4＝2.5*D-4.2*D、第二排和第三排之间的纵向间距L5＝3.4*D-7.0*D、第三排和第四排之间的纵向间距L6＝L5＝3.4*D-7.0*D、第四排和第五排之间的纵向间距L7＝4.2*D-8.4*D。

本发明所提供的适用于高压涡轮叶片的端壁冷却结构，还具有这样的特征，所述通气孔与端壁安装边的壁面夹角α不小于50°，所述通气孔的面积是第二气膜孔和第三气膜孔面积之和的1.2-1.4倍。

本发明所提供的适用于高压涡轮叶片的端壁冷却结构，还具有这样的特征，所述集气腔截面呈半月型，截面宽度L2为端壁安装边宽度L1的50％-60％，集气腔的高度L3＝2*L2-2.5*L2。