[发明专利]一种内冷通道表面为流向微槽表面的高效冷却涡轮叶片

说明书

技术领域

本发明涉及一种内冷通道表面为流向微槽表面的高效冷却涡轮叶片，属于航空、航天、动力机械等高热流密度的局部换热领域。

背景技术

鉴于现代航空发动机推重比性能不断提高的要求，涡轮进口温度也在迅速增长，目前在研的发动机，其涡轮前燃气温度为1900K～2100K，而叶片加工使用的各种材料在无冷却的情况下，只能在1400K左右才能维持其较高的强度指标。这使得涡轮叶片承受着很强的热负荷，容易导致热疲劳损坏，同时也给发动机热端部件的冷却提出了苛刻的要求，可以说，冷却技术已经成为航空发动机发展的瓶颈。另外，涡轮叶片（工作叶片）在高转速下工作（转数可达15000rpm以上），处于非常高的离心力场当中。在如此恶劣的工作环境中，涡轮叶片承受着气动力、热应力以及巨大的离心力。要保证涡轮叶片能够正常、可靠、长期的工作，就必须对叶片进行有效的冷却，既要尽可能的降低叶片本身的温度，使它保持较高的强度水平；又要保证涡轮叶片具有合理的温度分布，使它具有均匀的内应力分布；同时又不能将内部冷却通道设计的过于复杂，为加工带来不便。因此，发展更先进的冷却技术、研究更高效的涡轮叶片冷却结构是非常有必要而且相当紧迫的。这样不但可以提高热端部件的承受温度，还能大大延长使用寿命。据称，涡轮叶片的工作温度降低15°C，寿命可延长一倍左右。

涡轮叶片的冷却由叶片结构及温度分布主要分为前缘、中部及尾缘三部分，叶片前缘常采用冲击加气膜出流冷却技术、尾缘采用绕流柱加劈缝出流等冷却技术，使得前缘和尾缘叶片温度满足材料许用温度，而涡轮叶片中部为减小叶片型面损失，提高涡轮效率，其中部尤其叶背很少采用气膜出流等有效冷却方式，则成为温度相对最高区域。世界上现役发动机涡轮叶片内冷通道应用的比较典型的分别是以西方国家和俄罗斯为代表的冷却方案。西方国家涡轮叶片内冷通道主要为中部蛇形通道冷却结构，由于气流分布不均，容易存在换热死角；而俄罗斯涡轮叶片内冷通道主要采用中部交错肋通道冷却结构，由于流动阻力较大，对于冷却气体压力要求比较高。

研究表明，叶片中部虽然采用了不同形式内冷通道冷却方案，但冷气流动流阻大，沿程温升高，造成涡轮叶片中部的温度仍然相对较高，是目前进一步降低叶片工作温度的主要研究方向之一。同时，要强调的是，现有技术中，无论采用何种冷却方案，目前所有叶片中部内冷通道表面都是光滑的。

发明内容

本发明的目的是为了解决上述问题，提出一种内冷通道表面为流向微槽表面的高效冷却涡轮叶片，在不改变内冷通道结构前提下利用流向微槽表面的减阻和强化传热性能提高内冷通道的冷却效果，进一步降低叶片工作温度，提高叶片冷却效率。

本发明的一种内冷通道表面为流向微槽表面的高效冷却涡轮叶片，在涡轮叶片的内冷通道表面设有若干个流向微槽，若干个流向微槽形成流向微槽表面。

流向微槽的截面形状为等边三角形、扇形或者圆弧形，流向微槽的高度以及两个流向微槽之间的间距为0.05～2.0mm。

本发明的优点在于：

本发明在不改变涡轮叶片内冷通道结构前提下，将涡轮叶片内冷通道表面设计为具有减阻和强化传热性能的流向微槽表面，利用流向微槽表面的减阻和强化传热特性，有效降低涡轮叶片的工作温度，提高叶片效率。

附图说明

图1是本发明的叶片结构示意图。

图2是图1中A处的放大示意图；

图3是本发明的叶片的剖面示意图；

图4是图3中B处的放大示意图；

图中：

1——内冷通道；2——流向微槽。

具体实施方式

下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。

本发明的一种内冷通道表面为流向微槽表面的高效冷却涡轮叶片，如图1至图4所示，在涡轮叶片的内冷通道表面设有若干个流向微槽2，形成流向微槽表面，流向微槽2的截面形状为等边三角形、扇形或者圆弧形，流向微槽2的高度以及两个流向微槽2之间的间距为0.05～2.0mm，流向微槽2的高度和间距根据内冷通道1的几何尺寸以及通道内流动特性确定，目的是确保流向微槽表面具有减阻和强化传热性能。