CN114687807A - 涡轮叶片冷却封严机构及航空发动机 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种涡轮叶片冷却封严机构及航空发动机，其中，涡轮叶片冷却封严机构包括：叶片，形成有第一腔，其第一侧壁设有连通第一腔与叶片外部的第一孔，叶片的底部设有连通第一腔与叶片外部的第二孔；筒形件，设于第一腔内，与叶片之间形成第三腔；筒形件的第二侧壁设有连通第二腔与第三腔的第三孔，筒形件的底部设有第四孔；以及导向件，设于筒形件与叶片的底部之间，导向件包括环形侧壁以及第五孔，环形侧壁的截面呈波形；波形的走向与筒形件的底部至叶片的底部的方向一致；其中，筒形件的第二腔引入的冷气部分经第三孔和第一孔流出，部分经第四孔、第五孔和第二孔流出。本发明用于缓解冷却与封严的冷气分配比例不理想的问题。

Description

涡轮叶片冷却封严机构及航空发动机
技术领域
本发明涉及航空航天设备领域，尤其涉及一种涡轮叶片冷却封严机构及航空发动机。
背景技术
航空发动机涡轮前燃气温度不断提高以获得更高的效率，但这要求涡轮叶片必须采取更好的保护措施。除了不断发展新材料和新工艺以外，还必须从压气机引来冷气用于冷却涡轮叶片。而从压气机引来的冷气，除了用于冷却涡轮叶片外还要用于封严。相关技术中，冷气用于封严和冷却的分配比例不理想。
发明内容
本发明的一些实施例提出一种涡轮叶片冷却封严机构及航空发动机，用于缓解用于冷却与用于封严的冷气分配比例不理想的问题。
本发明的一些实施例提供了一种涡轮叶片冷却封严机构，其包括：
叶片，其内形成有第一腔，所述叶片包括顶部和底部，所述叶片的位于所述顶部与所述底部之间的第一侧壁设有第一孔，所述第一孔连通所述第一腔与所述叶片的外部，所述叶片的底部设有第二孔，所述第二孔连通所述第一腔与所述叶片的外部；
筒形件，从所述叶片的顶部插设于所述第一腔内，所述筒形件内形成有第二腔，所述筒形件与所述叶片之间形成有第三腔；所述筒形件的位于所述叶片的顶部与底部之间的第二侧壁设有第三孔，所述第三孔连通所述第二腔与所述第三腔，所述筒形件与所述叶片的底部临近的一侧设有连通所述第二腔的第四孔；以及
导向件，设于所述筒形件与所述叶片的底部之间，所述导向件包括环形侧壁以及位于所述环形侧壁内侧的第五孔，所述第五孔连通所述第二孔与所述第四孔，所述环形侧壁的截面呈波形；所述波形的走向与所述筒形件的底部至所述叶片的底部的方向一致；
其中，所述筒形件的第二腔引入的冷气部分经所述第三孔和所述第一孔流出，还有部分经所述第四孔、所述第五孔和所述第二孔流出。
在一些实施例中，所述环形侧壁的第一端与所述筒形件的底部连接，所述环形侧壁的第二端与所述叶片的底部抵接，所述环形侧壁的第一端的径向尺寸大于所述环形侧壁的第二端的径向尺寸。
在一些实施例中，所述环形侧壁的第二端与所述叶片的底部相抵接的部位的切线与所述叶片的底部的表面之间的夹角为α，α的取值范围为5°～10°。
在一些实施例中，所述环形侧壁的波形的截面中，各单波的侧壁与该单波的中线之间的夹角为β，β不小于20°；其中，单波的中线为波峰与波谷的连线。
在一些实施例中，所述导向件采用弹性材料制成。
在一些实施例中，所述第二孔、所述第四孔以及所述第五孔为长条形孔，所述长条形孔的长度延伸方向为所述叶片的前缘至尾缘的方向。
在一些实施例中，所述筒形件的顶部为敞口端，所述筒形件的顶部设有与所述叶片的顶部连接的定位边，所述筒形件的顶部被配置引入冷气。
在一些实施例中，所述环形侧壁的波形的截面包括1～3个单波。
在一些实施例中，所述第一孔为直孔或倾斜孔。
本发明的一些实施例提供了一种航空发动机，其包括上述的涡轮叶片冷却封严机构。
基于上述技术方案，本发明至少具有以下有益效果：
在一些实施例中，叶片内插入筒形件，在筒形件的底部与叶片的底部之间设置具有篦齿结构的导向件，通过导向件将第二腔内的部分冷气引向叶片的底部，且从叶片底部的第二孔流出，用于封严，避免用于封严的冷气通过底部腔进入冲击腔内，且筒形件底部的第四孔的面积可调，利于调整用于封严的冷气的比例，保证充足的冷气用冷却，提高冷气冲击换热效果，降低叶片温度，减缓叶片的损坏。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1为根据本发明一些实施例提供的涡轮叶片冷却封严机构的剖开示意图；
图2为根据本发明一些实施例提供的涡轮叶片冷却封严机构的截面示意图；
图3为图2中的A部位的放大示意图；
图4为根据本发明一些实施例提供的第一种形式的长条孔的示意图；
图5为根据本发明一些实施例提供的第二种形式的长条孔的示意图。
附图中标号说明如下：
10-筒形件；101-定位边；102-第二侧壁；103-筒形件的底部；110-第三孔；111-第四孔；
20-叶片；201-第一侧壁；202-前缘；203-尾缘；204-内表面；205-凸台；206-倒圆角；207-底部腔；208-冲击腔；209-叶片的底部；210-第一孔；211-第二孔；
30-导向件；301-环形侧壁；302-第一端；303-单波；304-第五孔；3041-第一种形式的长条孔；3042-第二种形式的条形孔。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
如图1和图2所示，一些实施例提供了一种涡轮叶片冷却封严机构，其包括叶片20、筒形件10和导向件30。
叶片20内形成有第一腔，叶片20包括顶部和底部209，叶片20的位于顶部与底部209之间的第一侧壁201设有第一孔210，第一孔210连通第一腔与叶片20的外部，叶片20的底部209设有第二孔211，第二孔211连通第一腔与叶片20的外部。叶片20还包括前缘202和尾缘203。
筒形件10从叶片20的顶部插设于第一腔内，筒形件10内形成有第二腔，筒形件10与叶片20之间形成有第三腔。筒形件10的位于叶片20的顶部与底部209之间的第二侧壁102设有第三孔110，第三孔110连通第二腔与第三腔。筒形件10与叶片20的底部209临近的一侧，也就是筒形件10的底部103，设有连通第二腔的第四孔111。
上述的第三腔也就是第一腔的部分腔，第三腔包括位于筒形件10的第二侧壁102与叶片20的第一侧壁201之间的冲击腔208，以及位于筒形件10的底部103与叶片20的底部209之间的底部腔207。
导向件30设于筒形件10与叶片20的底部209之间，导向件30包括环形侧壁301以及位于环形侧壁301内侧的第五孔304，第五孔304连通第二孔211与第四孔111，环形侧壁301的截面呈波形，波形的走向与筒形件10的底部103至叶片20的底部209的方向一致。
导向件30的环形侧壁301从截面上看呈波形，类似于向导向件30的内侧突起多个齿，相当于环形侧壁301设置为篦齿结构，通过在筒形件10的底部103与叶片20的底部103之间设置具有篦齿结构的导向件30，具有封严作用。
其中，筒形件10的第二腔引入的冷气部分经第三孔110和第一孔210流出，作为冷却流路。筒形件10的第二腔引入的冷气还有部分经第四孔111、第五孔304和第二孔211流出，作为封严流路。
涡轮工作时，冷气从筒形件10的顶部进入第二腔，会沿两条流路流入主流道：
第一条流路作为冷却流路：冷气通过筒形件10的第二侧壁102上的第三孔110流入冲击腔208，形成射流冲击叶片20的内表面204，增强内表面换热，以降低叶片20的第一侧壁201的温度，然后再经过叶片20的第一侧壁201上的第一孔210流入主流道，在叶片20的外表面形成气膜覆盖。
第二流路作为封严流路：冷气通过筒形件10的底部103上的第四孔111流入导向件30内，通过导向件30波形的环形侧壁301内侧的第五孔304以及叶片20的底部209的第二孔211流出，用于叶片20下缘板的前缘202和尾缘203的转静封严，防止高温燃气倒灌。
在一些实施例中，在筒形件10的底部103与叶片20的底部209之间设置具有篦齿结构的导向件30，通过导向件30将第二腔内的部分冷气引向叶片20的底部209，且从叶片20的底部209的第二孔211流出，避免用于封严的冷气通过底部腔207进入冲击腔208内，且筒形件10的底部103的第四孔111的面积可调，利于调整用于冷却和用于封严的冷气的比例，避免用于封严的冷气与用于冷却的冷气分配比例出现偏差的问题，避免过多的冷气用于封严，造成从筒形件10的第三孔110出流的冷气变少，冷气冲击换热效果差，导致叶片20的温度高于设计值而造成叶片提前损坏。
在筒形件10的底部103与叶片20的底部209之间设置具有篦齿结构的导向件30，避免冷气从底部腔207进入冲击腔208内，提高了冷气通过第三孔110到达冲击腔208的比例，增强了叶身内表面冷气的冲击换热效果，有效降低了涡轮叶片20的温度，从而提升了叶片20的工作寿命，减少了实际工况中涡轮叶片20的损坏。
在一些实施例中，环形侧壁301的第一端302与筒形件10连接，例如：环形侧壁301的第一端302与筒形件10焊接。环形侧壁301的第二端与叶片20的底部抵接，环形侧壁301的第一端302的径向尺寸大于环形侧壁301的第二端的径向尺寸。
在一些实施例中，如图3所示，环形侧壁301的第二端与叶片20的底部209相抵接的部位的切线与叶片20的底部209的表面之间的夹角为α，α的取值范围为5°～10°，以使环形侧壁301的第二端贴合叶片20的底部209的表面。
在一些实施例中，如图3所示，在环形侧壁301的波形的截面中，各单波303的侧壁与该单波303的中线之间的夹角为β，β不小于20°；其中，单波303的中线为波峰与波谷的连线。各单波303的侧壁与该单波303的中线之间的夹角β不小于20°，用于降低环形侧壁301的刚度。
在一些实施例中，导向件30采用弹性材料制成。环形侧壁301作为蓖齿封严环具有一定弹性，筒形件10安装后，蓖齿结构会压紧在叶片20的底部209的表面，避免冷气从导向件30与叶片20的底部209的接触处泄漏，用于封严的冷气从导向件30的第五孔304舒畅流向叶片20的第二孔211，从第二孔211流出。
考虑到具有蓖齿封严环结构的导向件30在筒形件10的底部103焊接时，导向件30的第一端302的外径需要足够大，以用于定位及焊接，而叶片20的叶型一般为狭长型，即叶片20的弦向方向长，也就是从前缘202至尾缘203的方向长，且宽度方向窄。若筒形件10的底部103的出气孔111和叶片20的底部209的第二孔211仍设计为圆形，一般会造成宽度方向空间不足的情况。
基于此，在一些实施例中，第二孔211、第四孔111以及第五孔304为长条形孔，长条形孔的长度延伸方向为叶片20的前缘202至尾缘203的方向。
例如：如图4所示，第一种形式的长条孔3041为跑道形孔。如图5所示，第二种形式的长条孔3042为肾形孔。
将导向件30的第五孔304设为跑道形孔或肾形孔等狭长孔，预留足够的定位和焊接空间，避免焊接时出现错位或者焊接不牢的现象。同时筒形件10的底部103的出气孔111和叶片20的底部209的第二孔211也改为相同的形状，这样狭长的孔有利于增大叶片宽度方向的预留空间，便于焊接。
在一些实施例中，如图1和图2所示，筒形件10的顶部为敞口端，筒形件10的顶部设有与叶片20的顶部连接的定位边101，筒形件10的顶部被配置引入冷气。
可选地，如图1所示，叶片20的第一侧壁201设有向叶片20内部突起的凸台205，用于对筒形件10进行定位。
可选地，如图2所示，叶片20的第一侧壁201与底部209之间通过倒圆角206过渡连接。
在一些实施例中，环形侧壁301的波形截面中的单波303数量为1～3个。
在一些实施例中，如图2所示，第一孔210为直孔或倾斜孔。
一些实施例还提供了一种航空发动机，其包括上述的涡轮叶片冷却封严机构。
基于上述本发明的各实施例，在没有明确否定的情况下，其中一个实施例的技术特征可以有益地与其他一个或多个实施例相互结合。
在本发明的描述中，需要理解的是，使用“第一”、“第二”、“第三”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对上述零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
最后应当说明的是:以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：依然可以对本发明的具体实施方式进行修改或者对部分技术特征进行等同替换；而不脱离本发明技术方案的精神，其均应涵盖在本发明请求保护的技术方案范围当中。

Claims (10)

1.一种涡轮叶片冷却封严机构，其特征在于，包括：
叶片(20)，其内形成有第一腔，所述叶片(20)包括顶部和底部(209)，所述叶片(20)的位于所述顶部与所述底部(209)之间的第一侧壁(201)设有第一孔(210)，所述第一孔(210)连通所述第一腔与所述叶片(20)的外部，所述叶片(20)的底部(209)设有第二孔(211)，所述第二孔(211)连通所述第一腔与所述叶片(20)的外部；
筒形件(10)，从所述叶片(20)的顶部插设于所述第一腔内，所述筒形件(10)内形成有第二腔，所述筒形件(10)与所述叶片(20)之间形成有第三腔；所述筒形件(10)的位于所述叶片(20)的顶部与底部(209)之间的第二侧壁(102)设有第三孔(110)，所述第三孔(110)连通所述第二腔与所述第三腔，所述筒形件(10)与所述叶片(20)的底部(209)临近的一侧设有连通所述第二腔的第四孔(111)；以及
导向件(30)，设于所述筒形件(10)与所述叶片(20)的底部(209)之间，所述导向件(30)包括环形侧壁(301)以及位于所述环形侧壁(301)内侧的第五孔(304)，所述第五孔(304)连通所述第二孔(211)与所述第四孔(111)，所述环形侧壁(301)的截面呈波形；所述波形的走向与所述筒形件(10)的底部(103)至所述叶片(20)的底部(209)的方向一致；
其中，所述筒形件(10)的第二腔引入的冷气部分经所述第三孔(110)和所述第一孔(210)流出，还有部分经所述第四孔(111)、所述第五孔(304)和所述第二孔(211)流出。
2.如权利要求1所述的涡轮叶片冷却封严机构，其特征在于，所述环形侧壁(301)的第一端(302)与所述筒形件(10)的底部(103)连接，所述环形侧壁(301)的第二端与所述叶片(20)的底部(209)抵接，所述环形侧壁(301)的第一端(302)的径向尺寸大于所述环形侧壁(301)的第二端的径向尺寸。
3.如权利要求2所述的涡轮叶片冷却封严机构，其特征在于，所述环形侧壁(301)的第二端与所述叶片(20)的底部(209)相抵接的部位的切线与所述叶片(20)的底部(209)的表面之间的夹角为α，α的取值范围为5°～10°。
4.如权利要求1所述的涡轮叶片冷却封严机构，其特征在于，所述环形侧壁(301)的波形的截面中，各单波(303)的侧壁与该单波(303)的中线之间的夹角为β，β不小于20°；其中，单波(303)的中线为波峰与波谷的连线。
5.如权利要求1所述的涡轮叶片冷却封严机构，其特征在于，所述导向件(30)采用弹性材料制成。
6.如权利要求1所述的涡轮叶片冷却封严机构，其特征在于，所述第二孔(211)、所述第四孔(111)以及所述第五孔(304)为长条形孔，所述长条形孔的长度延伸方向为所述叶片(20)的前缘(202)至尾缘(203)的方向。
7.如权利要求1所述的涡轮叶片冷却封严机构，其特征在于，所述筒形件(10)的顶部为敞口端，所述筒形件(10)的顶部设有与所述叶片(20)的顶部连接的定位边(101)，所述筒形件(10)的顶部被配置引入冷气。
8.如权利要求1所述的涡轮叶片冷却封严机构，其特征在于，所述环形侧壁(301)的波形的截面包括1～3个单波(303)。
9.如权利要求1所述的涡轮叶片冷却封严机构，其特征在于，所述第一孔(210)为直孔或倾斜孔。
10.一种航空发动机，其特征在于，包括如权利要求1至9任一项所述的涡轮叶片冷却封严机构。
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