[发明专利]一种花洒状涡轮叶片冷却单元及涡轮叶片

说明书

本发明公开了一种花洒状涡轮叶片冷却单元及涡轮叶片，冷却单元包括冷却冲击腔、设置在冷却冲击腔中心位置的冷却气冲击孔、连接在所述冷却冲击腔外侧的多个回转供气通道和设置在多个回转供气通道上的多个气膜孔，冷却单元为以冷却冲击腔的中心为起点向外呈辐射状延伸的花洒状冷却单元，多个回转供气通道呈花洒状排布在冷却冲击腔外侧。该冷却单元主要采用的是“冲击换热+旋流冲击换热+气膜冷却”三种冷却形式的复合冷却，该冷却单元具有流动损失小、内部换热强度高、外部气膜冷却效果好、气膜冷却稳定性高等特点，并且该冷却单元可以有效增加叶片内部换热强度，同时稳定均匀的进行气膜冷却，有效降低了叶片温度梯度，从而提高了叶片的承温能力。

技术领域

本发明属于航空发动机涡轮叶片技术领域，具体涉及一种花洒状涡轮叶片冷却单元及涡轮叶片。

背景技术

提高涡轮进口温度是提高航空发动机推力和效率的有效途径，但涡轮进口温度的提高会使得涡轮叶片承受更大的热负荷，过高的温度和热应力可能导致涡轮叶片无法正常工作。现代高性能航空发动机的涡轮进口燃气温度已远远超过了所用材料的耐温极限，必须采用复杂的冷却技术来保证涡轮在高温条件下的正常运转。而涡轮叶片的中弦区是叶片典型的高温部位，是较容易受热腐蚀而损坏的部位之一。尤其是高压涡轮导叶片中弦区面临的冷却方面问题非常严峻。对于高压涡轮叶片中弦区，即使是跨音速叶片，也只在尾缘局部区域超音，其余大部分都处于亚音状态，故中弦区大部分位置都可以开设气膜孔。通常中弦区采用“冲击+对流+气膜”或“对流+气膜”等复合冷却结构形式，由于内部冷却结构的压力损失较大而中弦区燃气压力较高，通常会出现局部气膜孔由于压力逆流裕度不足而发生燃气倒灌的问题，从而导致叶片出现超温甚至发生烧蚀。因此发展和创新适用于叶片中弦区域的高效冷却结构是保证涡轮叶片稳定工作的重要措施。

目前，解决涡轮叶片中弦区冷却问题的一种方案是采用双层壁结构形式的复合冷却技术。通过对现有技术文件检索发现，申请号为CN202110462856.0专利名称为一种雪花状涡轮叶片冷却结构，提供了一种雪花状叶片冷却结构用以增强叶片的冷却换热效果。从流动换热的角度来看，该技术所公开的冷却结构属于双层壁复合冷却结构，其主要包含了“对流冷却+气膜冷却”两种冷却结构形式，即冷气通过冷却气冲击孔进入供气通道中会以对流换热的形式与高温避免进行热量交换，然后冷气再经供气通道上设置的气膜孔排出，对外壁面形成气膜冷却，阻隔高温燃气的加热。但是该技术方案仍存在以下不足：1）内部对流换热效果有效，且流动损失较大。由于供气通道采用直通道结构形式，其对冷却气形成的扰动较弱，因此内部对流换热强度不高、冷却效果有限；2）气膜孔流量分配不均，且气膜孔逆流裕度存在较大差异，可能会引发燃气倒灌，供气分支通道的流通面积约为供气主通道流通面积的一半，当冷气由供气主通道进入供气分支通道时，由于流通面积的突然减小会产生额外的局部突缩损失和沿程损失。这会引发两方面的问题：一方面是会导致流过供气分支通道上设置的气膜孔的冷气流量会比流过供气主通道上设置的气膜孔的冷气流量要小的多，这样就会出现各气膜孔出流流量分配不均的问题，从而使得气膜冷却效果不佳、叶片局部出现超温；另一方面也会造成供气分支通道上设置的气膜孔的逆流裕度会比供气主通道上设置的气膜孔的逆流裕度要低得多，当主流道燃气压力发生波动时极有可能会产生燃气倒灌现象，从而导致叶片局部产生超温甚至发生烧蚀。

因此，亟需寻求一种全新的涡轮叶片冷却结构以解决现有技术存在的内部对流换热效果有限、气膜孔流量不均以及气膜孔逆流裕度存在较大差异的问题。

发明内容

为了解决上述问题，本发明的目的在于提供一种花洒状涡轮叶片冷却结构，具体涉及一种布置在涡轮叶片中弦区的花洒状冷却结构，用以提高涡轮叶片冷却效果以达到提高叶片承温能力的目的。