[发明专利]一种具有网格内部结构的燃气涡轮发动机叶片

说明书

技术领域

本发明涉及燃气涡轮发动机高温结构部件的冷却技术，更具体的说，是涉及提高航空发动机中高压涡轮叶片及导向器叶片冷却效率的技术。

背景技术

现代燃气涡轮发动机为了获得更高的热效率，涡轮进口温度不断提高，已经远远超过高温合金叶片材料的熔点温度。如用于高低压涡轮叶片的第二代单晶高温合金的工作温度为1070℃-1100℃，而现役先进航空发动机的涡轮前温度已达到1300℃-1400℃。在如此高温的工作环境下，要保证叶片长期稳定工作，就必须对涡轮叶片进行有效的强制冷却，同时尽可能的降低冷却气体使用量以避免过多的功率损失。因此，高效冷却叶片的设计已经成为航空发动机研制的重要内容。

现代涡轮叶片的常用的冷却方式有气膜冷却、冲击冷却、强化换热冷却等。通常将冷却叶片设计为直流型隔板结构，即过隔板将通道分割成多个冷却腔，冷气从叶片根部流入，通过带肋壁强化换热的冷却通道对叶片表面进行冷却之后，一部分冷气通过冲击孔，以冲击冷却的方式对叶片前缘进行冷却后流出，一部分通过气膜孔流出从而在叶片表面形成气膜冷却保护，最后冷却气体经尾缘扰流柱强化换热后从排气缝流出。

由于铸造工艺的限制，叶片内部无法铸造成型复杂结构，因此叶片冷却效率的提高主要通过改进叶片内部流道数量和形式、肋壁肋片尺寸及排布以及强化换热冲击孔的角度等方式实现。总体来说，仍局限于提高气膜冷却、冲击冷却和强化换热冷却的效率上。例如：

在公开号为US7753650B1的专利中，提出了一种冷却气流通道为正弦曲线结构的转子叶片。在该发明中，每条正弦曲线冷却通道均连通叶片的进气边和排气边。这种结构提高了气流扰动，增大了冷却气体在叶片内部的换热面积，在相同冷却效果条件下降低了所需冷却气体的流量。

在公开号为US5370499和US5690472的专利中，提出了具有网格复式冷却孔结构的叶片设计思想。在该结构中，涡轮叶片的壁面冷却孔加工为网格复式结构，第一级与第二级的冷却孔相互交叉，形成了复式冷却节点。冷却气流在复式冷却孔中流动时由于压力降产生扰流，从而提高了壁面与冷却气流的换热效率。

在公开号为CN101126325A的专利中，公开了一种适用于航空发动机涡轮叶片的多孔冲击加气膜冷却组合冷却效果，可达到0.7冷效。

在公开号为US8070441B1的专利中，通过改变叶片排气边附近内壁扰流片的形状及位置，从而增强冲击冷却的效果。

在公开号为CN1786426A的专利中，叶片内部冷却通道被设计为曲形隔板和直流隔板分割形成具有特定尺寸周期性的冷却腔，提高了脉动冲击冷却效果。

在公开号为US6139269专利中，将叶片设计为包含2个不同的冷却气体作用通道，从而达到降低冷却气体流量的效果。

在公开号为US7182576B2的专利中，将叶片壁面设计为至少2层，且层间由支点连接。这种结构形成了网格冷却通道，增强了冲击冷却的效果。

增材制造技术的出现颠覆了传统的加工理念：该技术是采用材料逐渐累加的方法制造实体零件，是基于离散-堆积原理，由零件三维数据驱动直接制造零件的科学技术体系。目前，增材制造技术中的选择性激光熔化（SLM）以及电子束熔化（EBM）技术使得制备具有复杂结构的高性能金属零部件成为可能。

发明内容

本发明提出了一种适用于燃气涡轮发动机的具有网格内部结构的冷却叶片，该冷却叶片可由SLM或EBM增材制造技术快速成型，叶片内部的网格结构可强化冷却气流的换热效果。

本发明中所述冷却叶片的叶身、榫头、内部流道和网格结构均由增材制造技术成型，加工工艺简单，克服了传统铸造加工成品率低、无法制造复杂内部结构的缺点，可大大降低设计加工成本。

本发明中所述的冷却叶片以传统空心结构叶片为基础，内部具有网格结构特征。所述的网格结构为三维周期性排列的亚结构组成，联通的网格内部形成贯通的通道，呈多孔道结构；所述网格结构的亚结构周期尺寸为0.8～5mm，与空心叶片壁厚处于同一数量级；所述的网格结构在叶片内所占空间比例、位置可根据叶片工作条件进行设计；所述的网格结构可不改变传统叶片的直流隔板冷却结构，仅填充于隔板间隙；或者根据需要取消部分或全部直流隔板，在叶片内部特定位置进行网格结构填充；所述网格结构与冷却叶片为同一整体，由增材制造技术逐层成型；所述网格结构尺寸应不小于亚结构尺寸。

本发明中具有网格内部结构的燃气涡轮发动机叶片的优点在于：

（1）叶片内部的网格结构增大了冷却气流与叶片内部的接触面积，提高了叶片的冷却效果；