CN102146844A - 航空发动机涡轮叶片的零冷气消耗超强度冷却装置 - Google Patents

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唐大伟
卢新根
徐纲
李玉华
袁达忠
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Abstract

本发明公开了一种航空发动机涡轮叶片的零冷气消耗超强度冷却装置，涉及涡轮叶片冷却技术，在涡轮叶片内部，自叶片前缘到尾缘横向加工多条圆孔通道，将相邻圆孔通道的首尾相互连通成一条通道，用两根导管将涡轮叶片前后缘附近的首尾圆孔分别与散热器进出口相连通，构成密闭的连通内冷通道，在内冷通道内充满高压液体。当涡轮叶片感受到高温燃气时，在高温燃气的热驱动下，内冷通道内的高压液体形成内循环，其循环流动中的热量由散热器带走，从而在无需冷却气的情况下实现对涡轮叶片的超强度冷却。本发明能在不需要冷却空气的情况提高涡轮叶片冷却效率，提高涡轮进口温度，从而提高航空发动机的推重比，降低航空发动机制造成本。

Description

航空发动机涡轮叶片的零冷气消耗超强度冷却装置
技术领域
本发明涉及涡轮叶片冷却技术领域，是一种零冷气消耗、超强度燃气涡轮叶片冷却装置，特别适用于高性能航空发动机。
背景技术
航空发动机推重比的提高主要依靠提高涡轮前燃气温度T3 *来实现的，目前国内推重比10一级发动机的涡轮进口温度已达到1580℃～1680℃，国外先进发动机的涡轮前温度已达到了2000K左右。日益提高的燃气温度使得发动机的高温零部件，尤其是涡轮叶片的工作环境严重恶化，目前许多燃气涡轮发动机中燃气的温度已经超过了涡轮叶片材料所能承受的限度。同时为了保证压气机效率，需要减少涡轮冷气用量，这就使得涡轮的冷却设计面临巨大挑战。因此，必须发展高效的冷却技术或新型冷却方式以保证涡轮叶片长寿命安全有效地工作。
航空发动机高温燃气涡轮叶片都设计为气冷空腔，内部采用气冷强化换热冷却，致使涡轮叶片内冷通道的结构十分复杂，加工制造成本较高；此外，在一些先进的航空发动机中，用于冷却涡轮叶片的空气量已经高达发动机总流量的15％～20％，大量的空气用于冷却，造成了航空发动机性能的重大损失。随着航空发动机涡轮前温度的进一步提高，单纯的气冷方式提高换热系数的空间已经较小，很难满足日益提高燃气温度的要求。采用液冷换热系数可大幅度提高，但在发动上额外携带液体作为涡轮叶片的冷却剂将增加发动机的重量，降低发动机的推重比。因此，探索新概念高强度冷却方式，有效地降低涡轮叶片的热负荷，减小冷却空气量，将燃气初温提高到新的水平，已经成为改进当前航空发动机经济性和安全性，发展下一代先进航空发动机的亟需突破的关键技术。
发明内容
本发明的目的是提出一种航空发动机涡轮叶片的零冷气消耗超强度冷却装置，以克服航空发动机中燃气涡轮叶片冷却结构复杂和单位空气量冷却效率低的问题，同时为了避免冷却气与主流燃气的掺混而带来的空气动力和热损失。本发明主要针对涡轮导向器叶片，其内冷通道结构简单、冷却效率高，同时不需要冷却气体。
为达到上述目的，本发明的技术解决方案是：
一种航空发动机涡轮叶片的零冷气消耗超强度冷却装置，其在涡轮叶片内部，自叶片前缘到尾缘横向加工多条圆孔通道，将相邻圆孔通道的首尾相互连通成一条通道，用两根导管将涡轮叶片前后缘附近的首尾圆孔分别与散热器进出口相连通，构成密闭的连通内冷通道，在内冷通道内充满高压液体；
当涡轮叶片感受到高温燃气时，在高温燃气的热驱动下，内冷通道内的高压液体形成内循环，其循环流动中的热量由散热器带走，从而在无需冷却气的情况下实现对涡轮叶片的冷却
所述的超强度冷却装置，包括涡轮叶片、上端壁、下端壁、散热器、导管；其在叶片壁厚内，自叶片前缘到尾缘横向加工多个独立的圆孔通道，圆孔通道相互间平行设置，将相邻圆孔通道之间上端与上端相互连通、下端与下端相互连通；
上端壁的前缘、尾缘各设有一圆孔，前缘孔与曲折通道的起端相通连，尾缘孔与曲折通道的尾端相通连；下端壁为实板；
以上端壁、下端壁将多个独立的圆孔通道两端密封覆盖，构成一条蛇形曲折的通道；
利用两根导管将涡轮叶片前后缘附近曲折通道的前、尾缘孔分别与散热器进、出口密封连通，使蛇形曲折通道与散热器组成密闭的连通内冷通道，在内冷通道内充满高压液体；当涡轮叶片感受到高温燃气时，在高温燃气的热驱动下，内冷通道内形成内循环，其循环流动中的热量由散热器带走，从而在无需冷却气的情况下实现对涡轮叶片的超强度冷却。
所述的超强度冷却装置，其所述高压液体，为高压液体氟利昂。
所述的超强度冷却装置，其所述密封覆盖、密封连通，为密封焊接工艺。
所述的超强度冷却装置，其所述圆孔通道，在叶片壁厚内，截面宽部为双层设置，截面窄部为一层设置。
本发明的有益效果是：
(1)涡轮叶片内冷通道结构大大简化，避免了采用复杂冷却结构时存在的涡轮叶片加工难和加工工艺复杂的问题，降低了涡轮叶片加工制造成本；
(2)能够有效降低涡轮叶片的温度，使温度分布更合理，大大降低叶片的热应力，提高叶片寿命和可靠性；
(3)不需要消耗冷却空气，同时避免冷却气体与主流燃气的掺混而带来的损失，从而提高航空发动机的循环热效率；
(4)有效提高发动机涡轮进口温度，降低发动机的耗油率，提高航空发动机的推重比；
(5)允许涡轮叶片使用更简单的材料，从而降低了发动机的成本；
(6)改善涡轮工作环境，延长涡轮部件寿命，从而延长发动机的服务期。
附图说明
图1为本发明的航空发动机涡轮叶片的零冷气消耗超强度冷却装置外形及循环示意图；
图2为本发明的装置中冷却叶片整体外形子午视图；
图3为图2中的N-N剖面图；
图4为图2中的P-P剖面图；
图5为图2中的S-S剖面图；
图6为图2中的U-U剖面图。
具体实施方式
本发明的一种航空发动机涡轮叶片的零冷气消耗超强度冷却装置，是在叶片壁厚内(自叶片前缘到尾缘)横向加工多个独立的圆孔通道，圆孔通道相互间平行设置，将相邻圆孔通道之间上端与上端相互连通、下端与下端相互连通，构成一条蛇形曲折的通道，再利用两根导管将涡轮叶片前后缘附近曲折通道的首尾圆孔分别与散热器进出口连通，从而使蛇形曲折通道与散热器组成密闭的连通内冷通道，在通道内注入高压液体，并且液体必须充满通道。当涡轮叶片感受到高温燃气时，在高温燃气的热驱动下，内冷通道内形成内循环，其循环流动中的热量由散热器带走，从而在无需冷却气的情况下实现对涡轮叶片的超强度冷却。
参见图1，在现有的内冷涡轮叶片1中，在叶片壁厚内(自叶片前缘到尾缘)加工一系列沿叶高分布的各自独立的圆孔通道6～27(参见图5)，在上端壁4附近，圆孔通道8与圆孔通道10，圆孔通道9与圆孔通道12，圆孔通道11与圆孔通道13，圆孔通道14与圆孔通道15，圆孔通道16与圆孔通道17，圆孔通道18与圆孔通道19，圆孔通道20与圆孔通道21，圆孔通道22与圆孔通道23，圆孔通道24与圆孔通道25，圆孔通道26与圆孔通道27连通(参见图2、图4)；而在下端壁5附近，圆孔通道6与圆孔通道8，圆孔通道9与圆孔通道11，圆孔通道10与圆孔通道12，圆孔通道13与圆孔通道14，圆孔通道15与圆孔通道16，圆孔通道17与圆孔通道18，圆孔通道19与圆孔通道20，圆孔通道21与圆孔通道22，圆孔通道23与圆孔通道24，圆孔通道25与圆孔通道26，圆孔通道27与圆孔通道7连通(参见图2、图6)，将叶片上端壁4和下端壁5焊接在涡轮叶片1上，这样在涡轮叶片1壁厚内形成了密闭的连通通道。参见图1、图3，利用两根导管2将涡轮叶片1前缘通孔6和尾部通孔7分别与散热器3连通，从而构成密闭的连通通道。当涡轮叶片1感受到高温燃气时，通道内的高压液体在高温燃气的热驱动下，在封闭通道内形成循环流动，与空气相比，高压液体在通道中的换热系数高出很多，能够实现对涡轮叶片1的超强度冷却，其循环流动中的热量由散热器3带走。
综上所述，本发明可直接用于航空发动机，在不需要冷却空气的情况下提高涡轮叶片1的冷却效率，提高涡轮进口温度，从而提高航空发动机的推重比，降低航空发动机制造成本。

Claims (5)

1.一种航空发动机涡轮叶片的零冷气消耗超强度冷却装置，其特征是：在涡轮叶片内部，自叶片前缘到尾缘横向加工多条圆孔通道，将相邻圆孔通道的首尾相互连通成一条通道，用两根导管将涡轮叶片前后缘附近的首尾圆孔分别与散热器进出口相连通，构成密闭的连通内冷通道，在内冷通道内充满高压液体；
当涡轮叶片感受到高温燃气时，在高温燃气的热驱动下，内冷通道内的高压液体形成内循环，其循环流动中的热量由散热器带走，从而在无需冷却气的情况下实现对涡轮叶片的冷却。
2.如权利要求1所述的超强度冷却装置，包括涡轮叶片、上端壁、下端壁、散热器、导管；其特征是：
在叶片壁厚内，自叶片前缘到尾缘横向加工多个独立的圆孔通道，圆孔通道相互间平行设置，将相邻圆孔通道之间上端与上端相互连通、下端与下端相互连通；
上端壁的前缘、尾缘各设有一圆孔，前缘孔与曲折通道的起端相通连，尾缘孔与曲折通道的尾端相通连；下端壁为实板；
以上端壁、下端壁将多个独立的圆孔通道两端密封覆盖，构成一条蛇形曲折的通道；
利用两根导管将涡轮叶片前后缘附近曲折通道的前、尾缘孔分别与散热器进、出口密封连通，使蛇形曲折通道与散热器组成密闭的连通内冷通道，在内冷通道内充满高压液体；当涡轮叶片感受到高温燃气时，在高温燃气的热驱动下，内冷通道内形成内循环，其循环流动中的热量由散热器带走，从而在无需冷却气的情况下实现对涡轮叶片的超强度冷却。
3.如权利要求1或2所述的超强度冷却装置，其特征是：所述高压液体，为高压液体氟利昂。
4.如权利要求2所述的超强度冷却装置，其特征是：所述密封覆盖、密封连通，为密封焊接工艺。
5.如权利要求2所述的超强度冷却装置，其特征是：所述圆孔通道，在叶片壁厚内，截面宽部为双层设置，截面窄部为一层设置。
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