CN114991880A - 一种航空发动机高压涡轮双层壁转子叶片 - Google Patents

Abstract

本申请涉及一种航空发动机高压涡轮双层壁转子叶片，包括：转子叶片，其内具有冷却气进气腔、多个冲击冷却腔，其中：冷却气进气腔连通到转子叶片根部榫头部位的冷却气进气孔；各个冲击冷却腔环绕在冷却气进气腔的外侧，其内具有扰流柱，与冷却气进气腔间通过冲击冷却孔连通，以及与转子叶片外壁的冷却气膜孔连通；对应于各个冲击冷却腔的扰流柱有两列，沿转子叶片的轴向分布；对应于各个冲击冷却腔的冲击冷却孔有两列，沿转子叶片的轴向分布，其中，一列位于对应冲击冷却腔靠近转子叶片前缘的一侧，另一列位于对应的两列扰流柱之间；对应于各个冲击冷却腔的冷却气膜孔有一列，沿转子叶片的轴向分布，位于对应冲击冷却腔靠近转子叶片尾缘的一侧。

Description

一种航空发动机高压涡轮双层壁转子叶片

技术领域

本申请属于非变容式发动机叶片设计技术领域，具体涉及一种航空发动机高压涡轮双层壁转子叶片。

背景技术

随着航空发动机推力的增加，其转子叶片，尤其是高压涡轮转子叶片承受较高的温度载荷，以及温度梯度，易发生非均匀性较大变形，严重影响航空发动机的整体性能，为此，设计有双层壁转子叶片，如图1所示，双层壁转子叶片中具有冷却气进气腔、多个冲击冷却腔，其中，冷却气进气腔连通到转子叶片根部榫头部位的冷却气进气孔；各个冲击冷却腔环绕在冷却气进气腔的外侧，其内具有扰流柱，与冷却气进气腔间通过冲击冷却孔连通；转子叶片外壁具有对应于各个冲击冷却腔连通的冷却气膜孔，冷却气可自冷却气进气孔进入到冷却气进气腔内，其后通过各个冲击冷却孔进入到对应的冲击冷却腔内，经扰流柱扰流后，自对应的冷却气膜孔排出，在转子叶片的外壁面形成气膜，以此，能够有效对转子叶片进行冷却，避免使转子叶片发生非均匀性较大变形，保证航空发动机的整体性能。

当前，航空发动双层壁转子叶片中，对应于各个冲击冷却腔的冲击冷却孔、冷却气膜孔为单列，扰流柱为两列，沿转子叶片的轴向分布，冲击冷却孔位于对应冲击冷却腔靠近转子叶片前缘的一侧，冷却气膜孔位于对应冲击冷却腔靠近转子叶片尾缘的一侧，扰流柱位于对冲击冷却孔、冷却气膜孔之间，如图2所示，该种构型的航空发动双层壁转子叶片存在以下缺陷：

1）来自冷却气进气腔的冷却气，通过冲击冷却孔，仅自冲击冷却腔靠近转子叶片前缘的部位流入，对转子叶片冲击冷却范围有限，冲击冷却效率不高，且流入冲击冷却腔的冷却气，在冲击冷却腔内经两列扰流柱扰流后由冷却气膜孔排出，流阻较大，冷却效果不佳；

2）以陶瓷型芯进行制备，各个冲击冷却腔的陶瓷型芯、冷却气进气腔的陶瓷型芯间，仅是以单列冲击冷却孔的陶瓷型芯连接，如图3所示，为悬臂结构，强度不足，在高温烧铸过程中，容易发生断芯，致使转子叶片壁面欠铸的现象频发，合格率较低。

鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

发明内容

本申请的目的是提供一种航空发动机高压涡轮双层壁转子叶片，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

本申请的技术方案是：

一种航空发动机高压涡轮双层壁转子叶片，包括：

转子叶片，其内具有冷却气进气腔、多个冲击冷却腔，其中：

冷却气进气腔连通到转子叶片根部榫头部位的冷却气进气孔；

各个冲击冷却腔环绕在冷却气进气腔的外侧，其内具有扰流柱，与冷却气进气腔间通过冲击冷却孔连通，以及与转子叶片外壁的冷却气膜孔连通；

对应于各个冲击冷却腔的扰流柱有两列，沿转子叶片的轴向分布；

对应于各个冲击冷却腔的冲击冷却孔有两列，沿转子叶片的轴向分布，其中，一列位于对应冲击冷却腔靠近转子叶片前缘的一侧，另一列位于对应的两列扰流柱之间；

对应于各个冲击冷却腔的冷却气膜孔有一列，沿转子叶片的轴向分布，位于对应冲击冷却腔靠近转子叶片尾缘的一侧。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机高压涡轮双层壁转子叶片中，对应于各个冲击冷却腔的两列扰流柱、冲击冷却孔之间，交错分布。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机高压涡轮双层壁转子叶片中，各个扰流柱自两端向中间部位的径向尺寸逐渐收缩。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机高压涡轮双层壁转子叶片中，各个冲击冷却腔与冷却气进气腔间通过工艺孔连通。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机高压涡轮双层壁转子叶片中，对应于各个冲击冷却腔的工艺孔有三个，沿转子叶片的轴向分布，位于对应的两列扰流柱、冷却气膜孔之间。

附图说明

图1是现有航空发动机高压涡轮双层壁转子叶片的示意图；

图2是现有航空发动机高压涡轮双层壁转子叶片中冷却冲击孔、扰流柱及其冷却气膜孔排列的示意图；

图3是现有航空发动机高压涡轮双层壁转子叶片陶瓷型芯的示意图；

图4是本申请实施例提供的航空发动机高压涡轮双层壁转子叶片中冷却冲击孔、扰流柱及其冷却气膜孔排列的示意图；

其中：

1-转子叶片；2-扰流柱；3-冲击冷却孔；4-冷却气膜孔；5-工艺孔。

为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。

具体实施方式

为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。

此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示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，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。

此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。

下面结合附图1至图4对本申请做进一步详细说明。

一种航空发动机高压涡轮双层壁转子叶片，包括：

转子叶片1，其内具有冷却气进气腔、多个冲击冷却腔，其中：

冷却气进气腔连通到转子叶片1根部榫头部位的冷却气进气孔；

各个冲击冷却腔环绕在冷却气进气腔的外侧，其内具有扰流柱2，与冷却气进气腔间通过冲击冷却孔3连通，以及与转子叶片1外壁的冷却气膜孔4连通；

对应于各个冲击冷却腔的扰流柱2有两列，沿转子叶片1的轴向分布；

对应于各个冲击冷却腔的冲击冷却孔3有两列，沿转子叶片1的轴向分布，其中，一列位于对应冲击冷却腔靠近转子叶片1前缘的一侧，另一列位于对应的两列扰流柱2之间；

对应于各个冲击冷却腔的冷却气膜孔4有一列，沿转子叶片1的轴向分布，位于对应冲击冷却腔靠近转子叶片1尾缘的一侧。

对于上述实施例公开的航空发动机高压涡轮双层壁转子叶片，领域内技术人员可以理解的是，其在现有航空发动机高压涡轮双层壁转子叶片的基础上，对应于各个冲击冷却腔，增加一列冲击冷却孔3，且该列冲击冷却孔3位于对应的两列扰流柱2之间，一方面，可增加自冷却气进气腔流入各个冲击冷却腔冷却气的冲击冷却范围，提高冲击冷却效率，以及自两列扰流柱2之间冲击冷却孔流入冷却腔的冷却气，仅经一列扰流柱2扰流后由冷却气膜孔4排出，流阻较小，可取得较好的冷却效果，另一方面，以陶瓷型芯进行制备时，各个冲击冷却腔的陶瓷型芯、冷却气进气腔的陶瓷型芯间，可以两列冲击冷却孔的陶瓷型芯连接，可增加陶瓷型芯整体的强度，避免在高温烧铸过程中，发生断芯，可有效提高转子叶片的合格率。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机高压涡轮双层壁转子叶片中，对应于各个冲击冷却腔的的两列扰流柱2、冲击冷却孔3之间，交错分布，以增强对流入冲击冷却腔冷却气的扰流效果，以及降流阻，提升冷却效果。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机高压涡轮双层壁转子叶片中，各个扰流柱2自两端向中间部位的径向尺寸逐渐收缩，以降低对流入冲击冷却腔冷却气的流阻，提升冷却效果。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机高压涡轮双层壁转子叶片中，各个冲击冷却腔与冷却气进气腔间通过工艺孔5连通，以陶瓷型芯进行制备时，各个冲击冷却腔的陶瓷型芯、冷却气进气腔的陶瓷型芯间，除了以两列冲击冷却孔的陶瓷型芯连接外，还以工艺孔5的陶瓷型芯连接，形成稳定的简支结构，以此可进一步增加陶瓷型芯整体的强度，避免在高温烧铸过程中，发生断芯，能够有效提高转子叶片的合格率。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机高压涡轮双层壁转子叶片中，对应于各个冲击冷却腔的工艺孔5有三个，沿转子叶片1的轴向分布，位于对应的两列扰流柱2、冷却气膜孔4之间，以陶瓷型芯进行制备时，各个冲击冷却腔的陶瓷型芯、冷却气进气腔的陶瓷型芯间，可以三个工艺孔5的陶瓷型芯连接，三个工艺孔5的陶瓷型芯可在上部、中部、下部对冲击冷却腔的陶瓷型芯进行可靠支撑，此可进一步增加陶瓷型芯整体的强度，避免在高温烧铸过程中，发生断芯，能够有效提高转子叶片的合格率。

说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种航空发动机高压涡轮双层壁转子叶片，其特征在于，包括：

转子叶片（1），其内具有冷却气进气腔、多个冲击冷却腔，其中：

所述冷却气进气腔连通到所述转子叶片（1）根部榫头部位的冷却气进气孔；

各个所述冲击冷却腔环绕在冷却气进气腔的外侧，其内具有扰流柱（2），与冷却气进气腔间通过冲击冷却孔（3）连通，以及与所述转子叶片（1）外壁的冷却气膜孔（4）连通；

对应于各个冲击冷却腔的扰流柱（2）有两列，沿所述转子叶片（1）的轴向分布；

对应于各个冲击冷却腔的冲击冷却孔（3）有两列，沿所述转子叶片（1）的轴向分布，其中，一列位于对应冲击冷却腔靠近所述转子叶片（1）前缘的一侧，另一列位于对应的两列所述扰流柱（2）之间；

对应于各个冲击冷却腔的冷却气膜孔（4）有一列，沿所述转子叶片（1）的轴向分布，位于对应冲击冷却腔靠近所述转子叶片（1）尾缘的一侧。

2.根据权利要求1所述的航空发动机高压涡轮双层壁转子叶片，其特征在于，

对应于各个冲击冷却腔的两列扰流柱（2）、冲击冷却孔（3）之间，交错分布。

3.根据权利要求1所述的航空发动机高压涡轮双层壁转子叶片，其特征在于，

各个所述扰流柱（2）自两端向中间部位的径向尺寸逐渐收缩。

4.根据权利要求1所述的航空发动机高压涡轮双层壁转子叶片，其特征在于，

各个所述冲击冷却腔与冷却气进气腔间通过工艺孔（5）连通。

5.根据权利要求4所述的航空发动机高压涡轮双层壁转子叶片，其特征在于，

对应于各个冲击冷却腔的工艺孔（5）有三个，沿所述转子叶片（1）的轴向分布，位于对应的两列扰流柱（2）、冷却气膜孔（4）之间。

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