CN114810216A - 航空发动机叶片以及航空发动机 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种航空发动机叶片以及航空发动机，涉及航空发动机领域，用以改善航空发动机叶片的冷却效果。航空发动机叶片包括叶片本体以及隔板。叶片本体包括吸力面和压力面，在吸力面和压力面之间形成有通道；压力面设置有贯穿压力面的气膜孔。隔板设于通道中，且与吸力面和压力面均固定相连；隔板的内部设置有微通道、进气孔以及出气孔；进气孔位于微通道的上游，且与微通道连通；出气孔位于微通道的下游，且与微通道连通。其中，气膜孔也与微通道连通，且位于微通道的下游。上述技术方案提供的航空发动机叶片，通过设置隔板使得气流按照设定的流向流动，这样能够更好地冷却叶片。
Description
技术领域
本发明涉及航空发动机领域，具体涉及一种航空发动机叶片以及航空发动机。
背景技术
随着现代航空发动机技术的发展，涡轮进口温度不断升高，相关技术中，涡轮进口温度已经远高于高温部件材料的熔点。因此，涡轮冷却设计一直是发动机设计中的重点和难点。而在涡轮冷却设计中，工作叶片叶尖冷却是一个难点。传统理论认为，高温主流受叶尖顶部两侧压差作用而流入叶尖间隙，跨过叶顶，进入相邻叶栅通道吸力面，该泄漏流在引起流动损失的同时，具有流速快、边界层薄、温度高等特点，使得叶尖承受着较大的热负荷，加之受局部结构和尺寸限制，叶尖区域往往难以得到有效冷却，成为工作叶片最易烧蚀损坏的部分。
相关技术中，涡轮工作叶片叶尖冷却采用在叶片压力面靠近叶尖区域布置气膜孔，冷气由叶身内部冷气通道引出，流出气膜孔后对叶尖进行冷却。
发明人发现，现有技术中至少存在下述问题：这种冷却结构，其冷气流出后受主流燃气影响，冷气流入叶尖间隙后会向尾缘偏转，导致叶顶靠近尾缘区域冷却效果较好，叶顶中前区域冷却效果较差，冷气应用不充分，叶顶存在较大温度梯度。
发明内容
本发明提出一种航空发动机叶片以及航空发动机，用以改善航空发动机叶片的冷却效果。
本发明实施例提供了一种航空发动机叶片，包括：
叶片本体，包括吸力面和压力面，在所述吸力面和所述压力面之间形成有通道；所述压力面设置有贯穿所述压力面的气膜孔；以及
隔板，设于所述通道中，且与所述吸力面和所述压力面均固定相连；所述隔板的内部设置有微通道、进气孔以及出气孔；所述进气孔位于所述微通道的上游，且与所述微通道连通；所述出气孔位于所述微通道的下游，且与所述微通道连通；
其中，所述气膜孔也与所述微通道连通，且位于所述微通道的下游。
在一些实施例中，所述进气孔位于所述隔板与所述压力面相连的一侧。
在一些实施例中，所述出气孔位于所述隔板与所述吸力面相连的一侧。
在一些实施例中，沿着所述隔板的沿着方向，排列有多条所述微通道。
在一些实施例中，每条所述微通道连通至少一个所述进气孔；和/或，每条所述微通道连通至少一个所述出气孔；和/或，每条所述微通道连通至少一个所述气膜孔。
在一些实施例中，所述隔板与所述叶片的上游端部的距离小于所述隔板与所述叶片的下游端部的距离。
在一些实施例中，所述气膜孔与所述微通道的上游连通，所述出气孔与所述微通道的下游连通。
在一些实施例中，所述微通道的内部设置有扰流肋。
本发明实施例还提供一种航空发动机，包括本发明任一技术方案所提供的航空发动机叶片。
上述技术方案提供的航空发动机叶片，在叶片本体的吸力面和压力面之间设置了隔板，隔板设置有微通道，要冷却航空发动机叶片的气流全部仅有进气孔进入到微通道的内部，然后再分为两股，一股进入到压力面的气膜孔中，另一路经由出气孔流出。这样使得气流的流向更加可控，通过设置微通道的长度、以及出气孔的位置，就能对航空发动机叶片的设定区域进行强制冷却，冷却效果突出。
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为本发明实施例提供的航空发动机叶片立体结构示意图；
图2为本发明实施例提供的航空发动机叶片俯视结构示意图；
图3为本发明实施例提供的航空发动机叶片局部剖视示意图；
图4为本发明实施例提供的航空发动机叶片另一局部剖视示意图。
具体实施方式
下面结合图1～图4对本发明提供的技术方案进行更为详细的阐述。
参见图1至图4，本发明实施例提供一种航空发动机叶片，包括叶片本体1以及隔板2。
叶片本体1包括吸力面11和压力面12。吸力面11和压力面12都为翼型结构。在吸力面11和压力面12之间形成有通道13。吸力面11和压力面12是一体的，两者的一端圆滑过度，中部形成该通道13。压力面12设置有贯穿压力面12的气膜孔14。气膜孔14比如采用圆孔、扩口孔等结构。
隔板2设于通道13中，且与吸力面11和压力面12均固定相连。隔板2与叶片本体1可以一体成形，或者固定连接在一起且连接处是气密性的。参见图2和图3，隔板2的内部设置有微通道21、进气孔22以及出气孔23。进气孔22位于微通道21的上游，且与微通道21连通。出气孔23位于微通道21的下游，且与微通道21连通。出气孔23比如采用圆孔、扩口孔等结构。其中，气膜孔14也与微通道21连通，且位于微通道21的下游。微通道21的长度尺寸为从吸力面11延展至压力面12。微通道21的流通面积为略大于出气孔23的流通面积，且略大于气膜孔14的流通面积，这样使得气流从微通道21流出时，具有比较大的压力，冲击效果明显，冷却效果好。
冷气流由压力侧入口流入上述技术方案提供的航空发动机叶片之后，第一路气流通过叶尖气膜孔14流出，沿压力面12向叶尖流动，最终流入叶顶间隙，在此过程中形成气膜，将主流燃气与固体表面隔开，对叶尖压力面12侧、叶顶靠近尾缘区域进行热防护。第二路气流经过布置于叶顶整个区域的微通道21，该通道13中冷气流速较快，换热较强，对整体叶顶表面进行有效冷却，冷气由吸力面11附近的出气孔23流出后，在吸力面肋11a条表面形成气膜，进行冷却。
详细来说，该第二路气流的流向如图3所示，冷却流路的流向如下：叶片内部冷气由进气孔22流入微通道21中，对叶顶靠近压力面12区域形成冲击冷却。然后，进入到微通道21内的气流分为两部分：第一部分和第二部分。第一部分气流通过气膜孔14流出，沿压力面12朝着叶尖流动，在压力面12、叶尖压力面肋条12a以及叶顶靠近尾缘区形成气膜，进行冷却。第二部分气流经过微通道21流到出气口处，该微通道21内部的冷气流速快，换热效果强，所以可以有效对整个叶顶进行冷却。之后，冷气由吸力面11附近的出气孔23流出，跨过吸力面肋11a条流入相邻叶栅通道，在吸力面肋11a表面形成气膜，进行冷却。
在一些实施例中，微通道21内壁是光滑的，在另一些实施例中，微通道21内壁设置有扰流肋(图未示出)等强化换热的结构，这样可以进一步提高微通道21表面的换热系数，增强叶顶冷却，进一步增强微通道21换热能力。扰流肋比如为突出于微通道21内壁的板、圆柱凸起等部件。
参见图2和图3，在一些实施例中，进气孔22位于隔板2与压力面12相连的一侧。涡轮工作叶片旋转时，叶片内腔内的冷气受“旋转效应”影响会被挤向压力面12，叶顶双层内冷结构冷气进口布置在压力侧，可保证较多的冷气流入叶顶双层内冷结构中，增强叶尖冷却效果。上述技术方案可以加强冲击气流对隔板2、压力面12的冷却。
继续参见图2和图3，在一些实施例中，出气孔23位于隔板2与吸力面11相连的一侧。这使得经由吸力面11附近的出气孔23流出的气流比较容易地跨过吸力面肋11a条流入相邻叶栅通道，以在吸力面肋11a表面形成冷却气膜。
参见图2和图3，在一些实施例中，沿着隔板2的沿着方向，排列有多条微通道21。微通道21平行设置，各自独立。每条微通道21单独设置有进气孔22和出气孔23。这样使得冷却气流流入到隔板2内部的速度更快、气流更加均匀。
参见图2和图3，在一些实施例中，每条微通道21连通至少一个进气孔22。和/或，每条微通道21连通至少一个出气孔23。和/或，每条微通道21连通至少一个气膜孔14。具体地，每个微通道21对应的进气孔22个数为1～3个。每个微通道21对应的出气孔23个数为1～3个。每个微通道21对应的气膜孔14个数为1～3个。
参见图3，在一些实施例中，隔板2与叶片的上游端部的距离小于隔板2与叶片的下游端部的距离。这样可以加强对吸力面肋11a、叶尖压力面肋条12a的冷却。
参见图3，在一些实施例中，气膜孔14与微通道21的上游连通，出气孔23与微通道21的下游连通。
上述技术方案提供的航空发动机叶片，在不减弱叶顶靠近尾缘区域冷却效果的前提下，增强中前区域冷却效果，降低了叶顶表面温度梯度，使得叶尖整体冷却效果得到提升。
本发明实施例还提供一种航空发动机，包括本发明任一技术方案所提供的航空发动机叶片。
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，仅是为便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗指所指的装置或元件必须具有特定的方位、为特定的方位构造和操作，因而不能理解为对本发明保护内容的限制。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，但这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。
Claims (9)
1.一种航空发动机叶片，其特征在于，包括：
叶片本体(1)，包括吸力面(11)和压力面(12)，在所述吸力面(11)和所述压力面(12)之间形成有通道(13)；所述压力面(12)设置有贯穿所述压力面(12)的气膜孔(14)；以及
隔板(2)，设于所述通道(13)中，且与所述吸力面(11)和所述压力面(12)均固定相连；所述隔板(2)的内部设置有微通道(21)、进气孔(22)以及出气孔(23)；所述进气孔(22)位于所述微通道(21)的上游，且与所述微通道(21)连通；所述出气孔(23)位于所述微通道(21)的下游，且与所述微通道(21)连通；
其中，所述气膜孔(14)也与所述微通道(21)连通，且位于所述微通道(21)的下游。
2.根据权利要求1所述的航空发动机叶片，其特征在于，所述进气孔(22)位于所述隔板(2)与所述压力面(12)相连的一侧。
3.根据权利要求1所述的航空发动机叶片，其特征在于，所述出气孔(23)位于所述隔板(2)与所述吸力面(11)相连的一侧。
4.根据权利要求1所述的航空发动机叶片，其特征在于，沿着所述隔板(2)的沿着方向，排列有多条所述微通道(21)。
5.根据权利要求4所述的航空发动机叶片，其特征在于，每条所述微通道(21)连通至少一个所述进气孔(22)；和/或，每条所述微通道(21)连通至少一个所述出气孔(23)；和/或，每条所述微通道(21)连通至少一个所述气膜孔(14)。
6.根据权利要求1所述的航空发动机叶片，其特征在于，所述隔板(2)与所述叶片的上游端部的距离小于所述隔板(2)与所述叶片的下游端部的距离。
7.根据权利要求1所述的航空发动机叶片，其特征在于，所述气膜孔(14)与所述微通道(21)的上游连通，所述出气孔(23)与所述微通道(21)的下游连通。
8.根据权利要求1所述的航空发动机叶片，其特征在于，所述微通道(21)的内部设置有扰流肋。
9.一种航空发动机，其特征在于，包括：权利要求1～8任一所述的航空发动机叶片。
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