CN101586475B - 航空发动机涡轮转子叶片的集束分流式热防护 - Google Patents

Abstract

航空发动机涡轮转子叶片的集束分流式热防护，在涡轮转子叶片(1)的承力骨架(3)上开设连通叶片内腔(N)的若干引气孔(Y)，每个引气孔(Y)连通数条气流通道(T)构成一个冷却单元(H)，承力骨架(3)上密集分布若干个冷却单元(H)。叶片内腔(N)中的冷却气(Q)经由引气孔(Y)流向气流通道(T)，通过叶片壁面(2)上的微气膜孔(W)、排尘气膜孔(P)向外面喷出，形成气膜(M)，对涡轮转子叶片(1)热端进行强化换热冷却，对传热实行阻隔。本发明可扩大冷却换热面积，延长冷却时间，提高冷却气利用率，增强热防护性能，提高航空发动机涡轮前燃气温度。

Description

航空发动机涡轮转子叶片的集束分流式热防护 

技术领域

本发明涉及航空涡轮风扇发动机，尤其涉及提高热端部件耐高温性能的防护技术。 

背景技术

我国2006年公布歼-10战斗机及发动机研制成功，标志着我国军用飞机实现了从第二代向第三代的历史性跨越。从航空发动机发展趋势看，提高涡轮前燃气温度已成为提高航空发动机性能的重要技术途径。目前航空发动机涡轮叶片普遍采用的降温冷却热防护措施，外部为气膜冷却、内部为叶片内腔对流换热冷却。歼-10战斗机装置的涡轮风扇发动机，涡轮前燃气温度约为1500℃。美国F119-PW-100战斗机涡扇发动机的涡轮叶片冷却方式，为气膜冷却与叶片内腔多通道对流冷却相结合，其冷却效果达450～500℃，该叶片表面的隔热涂层还起到150℃左右的隔热作用，再加上第三代单晶体材料做成的叶片，使涡轮前燃气温度提高到1700℃。气膜冷却作为一种有效的热防护措施，表面气膜是叶片内腔中的冷却气由叶片壁面的大量气膜孔向外流出形成的，虽然可以阻隔燃气对热端部件固壁材料的腐蚀，但由于气膜孔是由叶片壁面直接向叶片内腔打通的，若气膜孔太多，必然会影响叶片的强度。而且气膜孔的分布断续、不均匀，产生的气膜同样不均匀、不稳定，流路较短，冷却气利用率不高，会影响隔热效果。此外发散冷却虽然更加有效，但因发散实验叶片是由多孔材料制作的，易被冷气中的灰尘堵塞，而且多孔材料受到氧化腐蚀等，影响使用寿命，所以未能在实际中应用。(以上背景技术来源于国防科工委《先进制造技术导论》、《现代航空发动机技术与发展》，北京航空航天大学出版的《航空传热学》、《2006年世界前沿技术发展报告》等资料。)

发明内容

本发明的目的，就是提供一种新的热防护措施，改进和加强涡轮转子叶片的冷却结构，提高冷却气利用率，增进热防护性能，有利于提高航空发动机涡轮前燃气温度。 

本发明的任务是这样完成的：研究设计一种航空发动机涡轮转子叶片的集束分流式热防护结构，涡轮转子叶片的承力骨架上开设若干连通叶片内腔的引气孔，沿承力骨架的表层开出气流通道，连接引气孔的出口，在气流通道上面的叶片壁面分段向外开出微气膜孔、排尘气膜孔，在设定的区域范围内，由一个引气孔连通数条气流通道构成一个冷却单元，承力骨架上密集分布若干个冷却单元，叶片内腔中的冷却气经由引气孔流向气流通道，通过微气膜孔、排尘气膜孔向叶片壁面外喷出， 围绕涡轮转子叶片形成气膜，其流程对涡轮转子叶片热端进行强化换热冷却，对燃气传热实行阻隔。气流通道沿承力骨架表层开设，由连接的引气孔出口向涡轮转子叶片的尾端方向延伸，冷却气在气流通道内对周围进行强化换热冷却，对高温叶片壁面向承力骨架传热实行阻隔。叶片壁面上开出的微气膜孔和排尘气膜孔的孔轴线与连通的气流通道之间向涡轮转子叶片尾端方向的夹角形成锐角，冷却气由气流通道通过叶片壁面上的大量微气膜孔和排尘气膜孔向外排出，形成紧贴涡轮转子叶片的气膜，阻隔高温燃气向涡轮转子叶片传热及侵蚀。气流通道设置在接近涡轮转子叶片热端的叶片壁面内层，汇集成集束冷却结构，对热端实行换热冷却和阻隔防热。本发明可以与叶片内腔对流冷却、表面陶瓷涂层隔热技术结合进行。采用集束分流式热防护措施的涡轮转子叶片，通过承力骨架上开通的引气孔，使叶片内腔与承力骨架表层开设的气流通道连通。根据各位置的温度场、压力、气动要求及离心负荷，气流通道在邻热端处汇集，叶片内腔中的冷却气通过引气孔流到这些气流通道上，经叶片壁面开出的微气膜孔和排尘气膜孔向外喷出，形成气膜层。冷却气由叶片端部进入叶片内腔对内壁进行对流换热冷却，再由引气孔进入承力骨架上的气流通道中。冷却气流经过这些密集分布而且流程较长的气流通道时，即对通道周围的 叶片壁面内侧、叶片壁面与承力骨架的连接处及承力骨架内侧进行了一次强化对流换热冷却。由于气体的热传导系数远低于高温合金材料的热传导系数，气流通道中的冷却气流形成了阻隔高温叶片壁面向低温承力骨架传热的中间隔热层，构成第一次隔热防护。冷却气通过连通气流通道的叶片壁面上分段开出的若干微气膜孔和排尘气膜孔，向叶片壁面外喷出无数的微气流，形成均匀、连续而稳定的气膜，又一次对叶片壁面实行强化对流换热冷却。冷却气在紧贴叶片壁面外部形成的气膜，构成阻隔热燃气的第二次隔热防护。涡轮转子叶片采用集束分流式热防护措施，共获得两次换热冷却，再加上现有的叶片内腔对流冷却方式，实际就进行了三次换热冷却，并构成两次隔热防护。由于冷却气通过密集而相对较长的气流通道，对流路进行了充分的冷却后，再从叶片壁面上无数的微气膜孔及排尘气膜孔流出，充分延长了冷却气在流路中经过的时间，增加了冷却换热面积，从而有效地提高了冷却气利用率，增强了热防护效果。为了利用表面耐高温陶瓷涂层技术，涡轮转子叶片保留了实施陶瓷涂层隔热的条件。本发明的构思原理可用于燃烧室的火焰筒等其它热端部件的热防护。 

按照上述设计构思，采用本发明原理对航空涡轮风扇发动机的涡轮转子叶片进行集束分流式热防护，充分利用冷却气对涡轮转子叶片实行换热冷却和隔热防护，可扩大冷却换热面积，延长冷却时间，提高冷却气利用率，增强热防护效果，有利于提高涡轮前燃气温度、提高发动机性能，较好地达到了预定目的。 

附图说明

图1是本发明的涡轮转子叶片(1)示意图； 

图2是图1的A向B-B剖面结构示意图； 

图3是本发明的冷却单元(H)设置示意图； 

图4是图2的K向C-C剖面局部结构示意图； 

图5是图2的动态冷却气(Q)流向示意图。 

图中，1-涡轮转子叶片，2-叶片壁面，3-承力骨架，4-内腔隔套；N-叶片内腔，Y-引气孔，T-气流通道，W-微气膜孔，P-排尘气膜孔，D-定位点，Q-冷却气，M-气膜，G-隔套气孔，H-冷却单元，R-热端，L-冷端，A-视向符号，B-剖面符号，K-视向符号，C-剖面符号。 

具体实施方式

下面结合附图对本发明的实施方式作进一步说明。 

参阅图1，涡轮转子叶片1的叶片壁面2下面的承力骨架3表层设置若干冷却单元H，由涡轮中心向涡轮转子叶片1尾端方向分布。内部结构的B-B剖面，由A向表达。 

参阅图2，涡轮转子叶片1的外层是叶片壁面2，固定铺敷在承力骨架3外面，内部构成叶片内腔N，内层中设有内腔隔套4。环绕承力骨架3开设若干引气孔Y，连通叶片内腔N，在承力骨架3的外表层上开设若干气流通道T。 

参阅图3，由承力骨架3外表层直通叶片内腔N的引气孔Y，连接若干气流通道T构成冷却单元H，气流通道T沿承力骨架3表层设置，向涡轮转子叶片1的尾端方向延伸。设计在承力骨架3表层上划分出若干个紧密邻接的六边形区域，在六边形的各个顶角位置打出定位点D，在六边形内接近内顶角定位点D的位置，打通连接叶片内腔N的引气孔Y，在承力骨架3的表层上，刻蚀出连接引气孔Y出口的气流通道T沟槽，然后在气流通道T上喷涂耐高温氧化合金。数条气流通道T连接一个引气孔Y设置在由6个定位点D环绕确定的六边形区域范围内，构成一个冷却单元H，每个六边形区域内各有一个冷却单元H，若干个冷却单元H在叶片壁面2下面的承力骨架3表层密集设置，连续排列。 

参阅图4，在气流通道T上面的叶片壁面2上分段打通微气膜孔W和排尘气膜孔P，孔轴线与气流通道T之间向涡轮转子叶片1尾端方向的夹角形成锐角，有利于气流通道T实现无障碍排尘、无堵塞通气。叶片内腔N的内腔隔套4中的冷却气 Q通过隔套气孔G流出，经由承力骨架3上开通的引气孔Y流向气流通道T，由气流通道T通过微气膜孔W和排尘气膜孔P向叶片壁面2外喷出，在叶片壁面2表面构成气膜M，达到冷端L向热端R的换热冷却效果，对涡轮转子叶片1实行热防护。 

参阅图5，航空发动机工作时，涡轮转子叶片1处于涡轮前燃气高温包围中。冷却气Q由涡轮转子叶片1端部进入叶片内腔N中，对叶片内腔N进行对流换热冷却，之后由叶片内腔N连通承力骨架3的引气孔Y进入气流通道T中，对气流通道T紧邻的叶片壁面2内面、与承力骨架3的连接处及与承力骨架3相邻的结构进行强化对流换热冷却，然后经由叶片壁面2上分段开设与气流通道T连通的微气膜孔W和排尘气膜孔P，向叶片壁面2外喷出无数冷却气Q的微气流，在涡轮转子叶片1的热端形成均匀、连续而稳定的气膜M，又一次对叶片壁面2实行强化对流换热冷却。大量连续的冷却气Q在叶片壁面2上形成气膜M，起到了阻隔热燃气的隔热效果，对涡轮转子叶片1实行了有效的热防护。 

采用集束分流式热防护措施的涡轮转子叶片1，改变了现有技术在叶片壁面2上直接向叶片内腔N打孔的方式，克服了叶片壁面2与承力骨架3结合不牢固的问题，加强了冷却结构，增加了冷却气Q流路的冷却换热面积，提高了冷却气Q利用率。 本发明与传统的叶片内腔N对流冷却方式共用，总冷却效果可达到650℃，加上新一代单晶高温合金(耐温约达1050℃)制成的涡轮转子叶片1，可使承受的涡轮前燃气温度达到1700℃大关。若再对叶片壁面2采取表面隔热陶瓷涂层处理和冷却气Q在外涵道降温等其它措施，将为航空发动机的涡轮前燃气温度提高到1700℃以上创造有利条件，对增强航空燃气涡轮发动机的推力、提高发动机性能具有重要作用。本发明的热防护原理同样可适用于燃烧室火焰筒等其它热端部件。 

Claims (3)

1.航空发动机涡轮转子叶片的集束分流式热防护结构，其特征在于涡轮转子叶片(1)的承力骨架(3)上开设若干连通叶片内腔(N)的引气孔(Y)，沿承力骨架(3)的表层开出气流通道(T)，连接引气孔(Y)的出口，在气流通道(T)上面的叶片壁面(2)分段向外开出微气膜孔(W)、排尘气膜孔(P)，在设定的区域范围内，由一个引气孔(Y)连通数条气流通道(T)构成一个冷却单元(H)，承力骨架(3)上密集分布若干个冷却单元(H)，叶片内腔(N)中的冷却气(Q)经由引气孔(Y)流向气流通道(T)，通过微气膜孔(W)、排尘气膜孔(P)向叶片壁面(2)外喷出，围绕涡轮转子叶片(1)形成气膜(M)对涡轮转子叶片(1)热端进行强化换热冷却，对燃气传热实行阻隔。

2.按照权利要求1所述的航空发动机涡轮转子叶片的集束分流式热防护结构，其特征在于所说的气流通道(T)沿承力骨架(3)表层开设，由连接的引气孔(Y)出口向涡轮转子叶片(1)的尾端方向延伸，冷却气(Q)在气流通道(T)内对周围进行强化换热冷却，对高温叶片壁面(2)向承力骨架(3)传热实行阻隔。

3.按照权利要求1所述的航空发动机涡轮转子叶片的集束分流式热防护结构，其特征在于所说的叶片壁面(2)上开出的微气膜孔(W)和排尘气膜孔(P)的孔轴线与连通的气流通道(T)之间向涡轮转子叶片(2)尾端方向的夹角形成锐角，冷却气(Q)由气流通道(T)通过叶片壁面(2)上的大量微气膜孔(W)和排尘气膜孔(P)向外排出，形成紧贴涡轮转子叶片(1)的气膜(M)。

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