[发明专利]一种带有冷却结构的航空发动机涡轮叶片

说明书

本发明涉及一种带有冷却结构的航空发动机涡轮叶片，属于航空发动机制冷技术领域，解决现有航空发动机涡轮叶片制冷不足的问题。航空发动机涡轮叶片包括：前端、压力面、吸力面和尾端，前端、压力面、吸力面和尾端围成空心结构，空心结构为冷流提供流动通道；前端、压力面和吸力面中至少一个为中部设有换热腔的薄壁结构，且换热腔分别与空心结构连通；换热腔和航空发动机涡轮叶片外部通过出气变径孔连通；出气变径孔与换热腔连接的进口的面积小于出气变径孔与航空发动机涡轮叶片外部的出口的面积。本发明将出气孔设置为内小外大的变径孔，能够通过气体体积变化，而使温度内低外高进而提高冷却效果。

技术领域

本发明涉及航空发动机制冷技术领域，尤其涉及一种带有冷却结构的航空发动机涡轮叶片。

背景技术

随着航空发动机技术的飞跃发展，航空发动机压气机增压比以及涡轮前进口温度均大幅提高，这必然导致涡轮叶片所受到的热负荷增加，而使其承受非常严重的热应力。为解决这个问题，除了不断发展新材料和新工艺以外，决定性的因素之一是对涡轮叶片采用先进的高效强化冷却技术。涡轮叶片的冷却技术主要从两个方面进行：一是强化涡轮叶片内部冷却空气的扰动，增加涡轮叶片内部的换热面积；二是在叶片表面采用气膜冷却，以有效阻隔高温燃气对涡轮叶片的对流换热。但是无论是哪种方式涡轮叶片的制冷效果均有限。

发明内容

鉴于上述的分析，本发明旨在提供一种带有冷却结构的航空发动机涡轮叶片，用以解决现有航空发动机涡轮叶片制冷不足的问题。

本发明的目的主要是通过以下技术方案实现的：

本发明技术方案中，一种带有冷却结构的航空发动机涡轮叶片，航空发动机涡轮叶片包括：前端、压力面、吸力面和尾端，前端、压力面、吸力面和尾端围成空心结构，空心结构为冷流提供流动通道；

前端、压力面和吸力面中至少一个为中部设有换热腔的薄壁结构，且换热腔分别与空心结构连通；

换热腔和航空发动机涡轮叶片外部通过出气变径孔连通；出气变径孔与换热腔连接的进口的面积小于出气变径孔与航空发动机涡轮叶片外部的出口的面积。

本发明技术方案中，前端设有换热腔，且换热腔通过出气变径孔与航空发动机涡轮叶片外部连通；

出气变径孔的轴线与出气变径孔所在位置处的与前端外表面相切的平面垂直。

本发明技术方案中，出气变径孔的直径沿出气变径孔轴线方向从进口到出口均匀增加。

本发明技术方案中，出气变径孔的直径沿出气变径孔轴线方向从进口到出口先不变，再均匀增加。

本发明技术方案中，压力面和/或吸力面设有换热腔，且换热腔通过出气变径孔与航空发动机涡轮叶片外部连通；

出气变径孔的进口在航空发动机涡轮叶片外表面的投影比出气变径孔的出口更靠近前端。

本发明技术方案中，出气变径孔的直径沿出气变径孔轴线方向从进口到出口均匀增加。

本发明技术方案中，出气变径孔的直径沿出气变径孔轴线方向从进口到出口先不变，再均匀增加。

本发明技术方案中，尾端设有换热腔，且尾端的换热腔通过出气直孔与航空发动机涡轮叶片外部连通；

压力面和吸力面在尾端处相切，且均与同一平面相切，出气直孔的轴线与平面平行或重合。

本发明技术方案中，出气直孔沿航空发动机涡轮叶片的延伸方向均匀设置，且在垂直于航空发动机涡轮叶片的延伸方向的平面上均匀设置；

尾端的换热腔内设有连接航空发动机涡轮叶片内外表面的支撑扰流结构。

本发明技术方案中，出气变径孔沿航空发动机涡轮叶片的延伸方向均匀设置，且在垂直于航空发动机涡轮叶片的延伸方向的平面上均匀设置；