[发明专利]一种气冷和热管传热共同作用的涡轮叶片结构

说明书

技术领域

本发明涉及一种航空发动机涡轮导向叶片的冷却结构，尤其是一种气冷和热管传热共同作用的涡轮叶片结构，属于航空发动机技术领域。

背景技术

目前航空发动机涡轮导向叶片主要采用气冷方式，即从压气机末级抽取高压冷气输运到叶片内部通道进行对流冷却，其中一部分冷气通过离散式气膜通孔喷出到叶片外部进行气膜冷却。评估气冷方式冷却效果优劣的指标主要有叶片平均温度以及叶片表面最大温差。气膜冷却效率沿着叶片高度方向和主流方向都会发生变化，导致叶片外壁温具有一定的不均匀性，产生热应力。已有研究表明，叶片温度评估差10度，叶片寿命会缩短一半。所以，在保证叶片最高温度不超过材料的容许温度时，缩小叶片壁面温差对于延长叶片寿命非常重要。冷气的消耗意味着进入燃烧室燃烧后用于做功的空气流量减少，发动机性能下降。所以减少冷却空气用量也是航空发动机设计者必须考虑的问题之一。热管冷却具有自控能力，即在一定的传热能力内，热源温度越高，热管传热能力越强，传热量越多；局部温度越高，局部传热量越多。在降低叶片温度尤其是改善叶片壁面温度分布均匀性方面具有非常强的优势。将气冷方式和热管冷却组合在一起不仅具有很高的冷却能力，而且会减少冷却空气用量，使叶片壁温更加均匀。

发明内容

针对上述现有技术不足，本发明提供了一种使涡轮导向叶片冷却能力强，冷气消耗量少，叶片壁面温度均匀的气冷和热管传热共同作用的涡轮导向叶片冷却结构。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案是：一种气冷和热管传热共同作用的涡轮叶片结构，在除了叶片前缘前端和叶片尾缘的叶片内部上设置热管毛细芯，热管毛细芯内设有液态工质。热管毛细芯向外延伸到发动机的外涵道内，并利用叶片的外壁和外涵道冷凝段外壁构成封闭腔。在叶片前缘处设有前缘冲击孔供气通道，前缘冲击孔供气通道通过前缘冲击孔与叶片前缘相通。在叶片内部设有狭窄冷气通道。叶片壁面在叶片前缘的前端和狭窄冷气通道处设有气膜通孔。

优选的，所述的狭窄冷气通道宽度为气膜通孔直径的3-6倍。

优选的，所述的液态工质为金属钠或者钾。

优选的，所述的气膜通孔直径为0.2-2mm，孔间距为0.4-6mm。

优选的，所述的狭窄冷气通道和热管毛细芯交错分布。

本发明的优点是：

(1)与单独采用气冷方式相比，该冷却结构对应的叶片温度至少降低5度。

(2)与单独采用气冷方式相比，最大温差减小至少3度。

(3)达到相同的冷却效果下，冷气消耗量减少2％。

附图说明

图1是本发明的三维结构图。

图2是本发明的二维平面图。

图3是图2的A-A视图。

图中：1-位于外涵道中的热管冷凝段；2-热管绝热段；3-气膜通孔；4-前缘冲击孔供气通道；5-前缘冲击孔；6-热管毛细芯；7-叶片壁面；8-叶片前缘；9-叶片尾缘；10-狭窄冷气通道；11-用于冷却叶片的冷气流；12-燃气流；13-外涵道内冷气流；14-气态工质流动；15-液态工质；16-燃气传给热管的热量；17-热管传给外涵道内冷气流的热量。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清晰、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

如图1-图3所示：一种气冷和热管传热共同作用的涡轮叶片结构，在除了叶片前缘8前端和叶片尾缘9的叶片内部上设置热管毛细芯6，热管毛细芯6内设有液态工质。在叶片前缘8处设有前缘冲击孔供气通道4，前缘冲击孔供气通道4通过前缘冲击孔5与叶片前缘8相通。在叶片内部设有狭窄冷气通道10。叶片壁面7在叶片前缘8的前端和狭窄冷气通道处设有气膜通孔。