[发明专利]一种带隔热罩式复合冷却结构的涡轮叶片

说明书

技术领域

本发明涉及一种航空发动机新型涡轮叶片，该种叶片可通过冲击冷却、气膜冷却和扰流柱强化换热的组合形式大幅度的降低隔热罩与叶片前缘的温度，延长叶片寿命。

背景技术

航空发动机被誉为“工业之花”，是一个国家的科技水平、工业水平和军事实力的重要标志之一。随着人们对航空发动机的性能要求的提高，涡轮前的入口温度越来越高，已远远超过涡轮叶片材料所能允许的最高温度限制。解决这一矛盾最主要的手段有两种：一方面研制新型高温材料，依靠提高材料自身的耐热性能来保证在高温下的强度指标；另一方面采用先进的冷却技术对涡轮叶片进行有效的冷却，保持在较低的工作温度。然而涡轮前温度的递增速度远远高于叶片材料耐温程度的发展速度，要使涡轮叶片能够在高温环境下安全可靠的工作，就得主要依靠先进的涡轮冷却技术。

涡轮叶片的冷却技术主要为内部冲击冷却和外部气膜冷却。内部冷却是使冷却工质在叶片内部冷气腔内流动强化传热并从叶片外侧吸收热量；气膜冷却是内部的冷却工质通过分散的气膜孔流出到叶片表面形成气膜以阻隔高温主流燃气对叶片外表面的破坏。叶片前缘区域首先受到高温燃气的冲击，换热强烈温度高并易损伤，是采用气膜冷却加以保护重点区域。目前的涡轮叶片前缘冷却方式主要是冲击冷却加气膜冷却，多采用内部冲击导管加气膜冷却孔排结构，其冷却能力有限，气膜覆盖不均匀，并不能满足未来发动机叶片对冷却技术的要求。一些新型异型孔例如扩散孔、收敛缝型孔等虽然能在一定程度上提高冷却效果，但加工应用困难。本发明提出一种新型叶片前缘的组合式冷却结构，在叶片前缘加装一个隔热罩结构，隔热罩和叶片前缘叶身之间通过扰流柱连接，该隔热罩层延伸并包裹整个叶片的前缘部分，延伸到叶片吸力面和压力面形成两条气膜缝槽出口。隔热罩层也开有多排的气膜冷却口。由于该隔热罩采用小于0.8mm的较薄壁厚，通过冷却气流的内部冲击，扰流柱强化传热冷却和外部气膜冷却的复合作用，再加上其较薄的壁厚，具有很小的壁厚热阻，使得该薄壁具有很好的内换热效果，以及很好的外换热阻隔热流的效果，使得薄壁构成的隔热罩的温度能得到很好的控制，使得其成为涡轮叶片前缘叶身的“阻热层”，并由于该隔热罩只通过强化绕流柱和叶片前缘的叶身连接，在叶尖和叶根处以及在吸力面和压力面四周上都不和叶片的其它部位连接，使其在受到燃气加热时候的结构约束很小，能够自由膨胀，因此其可大大减少结构热应力。并且该薄壁结构采用焊接工艺和叶片前缘的叶身连接，在出现损伤的时候也很容易打磨掉该隔热罩层后重新焊接修复。这样的结构可以使得涡轮叶片耐受的最高温度能力比起传统的冲击加气膜的叶片前缘冷却结构大大提高，或要得到同样的冷却效果下，可以大大减少冷气用量。

发明内容

1、本发明的目的是提供一种用于航空发动机的涡轮叶片，该涡轮叶片在叶片前缘带有隔热罩型式冷却结构，并包括叶片榫槽(1)，叶片主体(2)，隔热罩(3)和扰流柱(8)，其特征在于：叶片主体(2)有冷却气体槽道和用于冷却气体流出的冲击孔(7)，薄壁叶片前缘隔热罩(3)的壁厚在0.1mm至0.8mm之间，通过扰流柱(8)与叶片主体(2)连接，扰流柱的水力直径在0.1mm-5mm之间，隔热罩(3)有隔热罩气膜孔(6)，在隔热罩(3)和叶片的叶背面之间有叶背缝槽(10)，在隔热罩(3)和叶片的叶盆面上之间有用于冷气出流的叶盆缝槽(11)；该隔热罩(3)和叶片主体(2)之间的冷却流道(9)的距离是冲击孔(7)直径的1-3倍；在隔热罩(3)顶部和叶片主体(2)顶部之间存着冷却流道(9)，二者不相连；在隔热罩(3)底部和叶片主体(2)之间有0.1mm至5mm的冷气叶根出气缝(13)。

2、本发明的这种隔热罩式复合冷却的优点在于：(1)涡轮叶片前缘加装的隔热罩式结构，可以很好的起到隔绝燃气对叶身主体结构的传热，降低叶片前缘主体温度；(2)隔热罩外面有气膜孔排进行气膜冷却，内面接受冲击孔冲击冷却，这种复合冷却方式可以大幅度的降低隔热罩的温度，或减少涡轮叶片前缘冷气用量；(3)隔热罩与叶片主体采用较多较细的扰流柱连接，在能保持隔热罩整体强度的前提下强化换热，减少其向叶片前缘主体叶身传递的热量，并可以通过简便的焊接和打磨工艺进行损伤修复；(4)隔热罩均匀延伸到叶片的吸力面和压力面，且在叶尖和叶根都和叶片前缘主体叶身处，均有冷气出流缝隙，并以缝槽出流的形式代替孔排出流，可以大幅度的提高气膜冷却效率和覆盖均匀度，降低叶片温度与应力。

附图说明

图1本发明的新型复合式冷却叶片整体结构示意图

图2本发明的新型复合式冷却叶片局部放大示意图