CN205225464U - 用于航空发动机的双层壁以及航空发动机叶片 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种用于航空发动机的双层壁以及航空发动机叶片，涉及航空发动机技术领域。解决了现有技术存在气膜冷却效率较低的技术问题。该用于航空发动机的双层壁包括第一层壁、第二层壁、扰流柱以及柱内气膜孔，扰流柱介于第一层壁、第二层壁之间且与第一层壁、第二层壁连为一体；贯穿第一层壁的通孔、贯穿扰流柱的通孔以及贯穿第二层壁的通孔依次连通且共同形成柱内气膜孔，从柱内气膜孔的出流口流出的冷却气流能在第一层壁或第二层壁的表面形成冷却气膜。本实用新型用于提高航空发动机叶片的气膜冷却效率。

Description

用于航空发动机的双层壁以及航空发动机叶片

技术领域

本实用新型涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种用于航空发动机的双层壁以及设置该用于航空发动机的双层壁的航空发动机叶片。

背景技术

双层壁为航空发动机上的重要结构形式。双层壁叶片为航空发动机的重要组成部分之一。

如图1和图2所示，现有技术中双层壁叶片由内外两层壁构成，壁间为空腔12，通常在空腔12中布置扰流柱9、10、11，在内壁布置冷气孔1、2、3、4，冷气由内壁上的冲击孔进入双层壁空腔结构，再经过外壁13上的气膜孔5、6、7、8流入主流中。

本申请人发现：现有技术至少存在以下技术问题：

由于从内层壁进入的冷却气流经过双层壁内部的空腔12才会流动至外层壁形成冷却气膜，空腔12内的热量提高了冷却气流的温度，导致气膜冷却效率较低；

另外，双层壁叶片壁厚较小，难以保证气膜孔内流动的充分发展，这也导致气膜冷却效率较低。尤其是，要在双层壁叶片上应用扩张孔结构时，孔无法充分扩张，难以发挥出扩张孔结构的优势。

实用新型内容

本实用新型的至少一个目的是提出一种用于航空发动机的双层壁以及设置该用于航空发动机的双层壁的航空发动机叶片，解决了现有技术存在气膜冷却效率较低的技术问题。

本实用新型提供的诸多技术方案中的优选技术方案所能产生的诸多技术效果详见下文阐述。

为实现上述目的，本实用新型提供了以下技术方案：

本实用新型实施例提供的用于航空发动机的双层壁，包括第一层壁、第二层壁、扰流柱以及柱内气膜孔，其中：

所述扰流柱介于所述第一层壁、所述第二层壁之间且与所述第一层壁、所述第二层壁连为一体；

贯穿所述第一层壁的通孔、贯穿所述扰流柱的通孔以及贯穿所述第二层壁的通孔依次连通且共同形成所述柱内气膜孔，从所述柱内气膜孔的出流口流出的冷却气流能在所述第一层壁或所述第二层壁的表面形成冷却气膜。

作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案的优化或任一优化后技术方案的优化，所述柱内气膜孔为直线孔、曲线孔或折线孔。

作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案的优化或任一优化后技术方案的优化，所述柱内气膜孔为铸造工艺加工而成。

作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案的优化或任一优化后技术方案的优化，所述柱内气膜孔接近其出流口的区段的横截面为矩形、圆形、椭圆形或其他异形结构。

作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案的优化或任一优化后技术方案的优化，所述柱内气膜孔接近其出流口的区段的导通面积大于所述柱内气膜孔接近其入流口的区段的导通面积。

作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案的优化或任一优化后技术方案的优化，所述柱内气膜孔的出流口位于所述第二层壁上，且所述出流口的出流方向与所述第二层壁上最大平面的延展方向之间存在锐角或钝角夹角。

作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案的优化或任一优化后技术方案的优化，所述柱内气膜孔的所述出流口的出流方向与主流流向之间存在锐角。

作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案的优化或任一优化后技术方案的优化，所述柱内气膜孔包括至少两个导通面积不同的区段，导通面积最大的区段位于所述第二层壁内，导通面积较小的区段位于所述第一层壁以及所述扰流柱内。

作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案的优化或任一优化后技术方案的优化，所述扰流柱的长度方向与所述第一层壁和/或所述第二层壁上最大平面的延展方向之间存在锐角或钝角夹角，所述柱内气膜孔为折线孔。

作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案的优化或任一优化后技术方案的优化，所述第一层壁上设置有第一冷气孔，所述第二层壁上设置有第二冷气孔，其中：

所述第一层壁、所述第二层壁与所述扰流柱三者之间的间隙与所述第一冷气孔、所述第二冷气孔相连通；

从所述第一冷气孔的出流口流出的冷却气流能在所述第一层壁的表面形成冷却气膜，或者，从所述第二冷气孔的出流口流出的冷却气流能在所述第二层壁的表面形成冷却气膜。

本实用新型实施例提供的航空发动机叶片，包括本实用新型任一技术方案提供的用于航空发动机的双层壁，其中：

所述第一层壁形成所述航空发动机叶片的内层壁，所述第二层壁形成所述航空发动机叶片的外层壁。

基于上述技术方案，本实用新型实施例至少可以产生如下技术效果：

由于本实用新型提供的用于航空发动机的双层壁中贯穿第一层壁的通孔、贯穿扰流柱的通孔以及贯穿第二层壁的通孔依次连通且共同形成柱内气膜孔，从柱内气膜孔的出流口流出的冷却气流能在第一层壁或第二层壁的表面形成冷却气膜，仅仅经过柱内气膜孔就直接形成冷却气膜的冷却气流与现有技术中经过内层壁冷气孔、双层壁内部的空腔以及外层壁冷气孔才形成冷却气膜的冷却气流相比冷却气流的温度更低、流速更快，形成的冷却气膜的冷却效率更高，柱内气膜孔内流动能够充分发展，使得气膜冷却效果更好，所以解决了现有技术存在气膜冷却效率较低的技术问题。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本实用新型的进一步理解，构成本申请的一部分，本实用新型的示意性实施例及其说明用于解释本实用新型，并不构成对本实用新型的不当限定。在附图中：

图1为现有技术中双层壁叶片的剖视示意图；

图2为图1所示双层壁叶片的A部分的放大示意图；

图3为本实用新型实施例所提供的用于航空发动机的双层壁的剖视示意图；

图4为图3所示异形孔结构的柱内气膜孔的示意图；

图5为图3所示圆孔结构的柱内气膜孔的示意图；

图6为本实用新型实施例一种实施方式所提供的用于航空发动机的双层壁的柱内气膜孔的剖视示意图；

图7为本实用新型实施例另一种实施方式所提供的用于航空发动机的双层壁的柱内气膜孔的剖视示意图；

图8为本实用新型实施例再一种实施方式所提供的用于航空发动机的双层壁的柱内气膜孔的剖视示意图；

图9为本实用新型实施例又一种实施方式所提供的用于航空发动机的双层壁的柱内气膜孔的剖视示意图；

附图标记：1、冷气孔；2、冷气孔；3、冷气孔；4、冷气孔；5、气膜孔；6、气膜孔；7、气膜孔；8、气膜孔；9、扰流柱；10、扰流柱；11、扰流柱；12、空腔(结构)；13、外壁；14、第一层壁；15、第二层壁；16、扰流柱；17、柱内气膜孔；171、入流口；172、出流口；18、第一冷气孔；19、第二冷气孔。

具体实施方式

下面可以参照附图图1～图9以及文字内容理解本实用新型的内容以及本实用新型与现有技术之间的区别点。下文通过附图以及列举本实用新型的一些可选实施例的方式，对本实用新型的技术方案(包括优选技术方案)做进一步的详细描述。需要说明的是：本实施例中的任何技术特征、任何技术方案均是多种可选的技术特征或可选的技术方案中的一种或几种，为了描述简洁的需要本文件中无法穷举本实用新型的所有可替代的技术特征以及可替代的技术方案，也不便于每个技术特征的实施方式均强调其为可选的多种实施方式之一，所以本领域技术人员应该知晓：可以将本实用新型提供的任一技术手段进行替换或将本实用新型提供的任意两个或更多个技术手段或技术特征互相进行组合而得到新的技术方案。本实施例内的任何技术特征以及任何技术方案均不限制本实用新型的保护范围，本实用新型的保护范围应该包括本领域技术人员不付出创造性劳动所能想到的任何替代技术方案以及本领域技术人员将本实用新型提供的任意两个或更多个技术手段或技术特征互相进行组合而得到的新的技术方案。

本实用新型实施例提供了一种气膜冷却效率高的用于航空发动机的双层壁以及设置该用于航空发动机的双层壁的航空发动机叶片。

下面结合图1～图9对本实用新型提供的技术方案进行更为详细的阐述。

如图3～图9所示，本实用新型实施例所提供的用于航空发动机的双层壁，包括第一层壁(可以为内层壁)14、第二层壁(可以为外层壁)15、扰流柱16以及柱内气膜孔17，其中：扰流柱16介于第一层壁14、第二层壁15之间且与第一层壁14、第二层壁15连为一体；

贯穿第一层壁14的通孔、贯穿扰流柱16的通孔以及贯穿第二层壁15的通孔依次连通且共同形成柱内气膜孔17，从柱内气膜孔17的出流口172流出的冷却气流能在第一层壁14或第二层壁15的表面形成冷却气膜。图3中冷却气流从第一层壁14一侧(内侧)吹来，在第二层壁15背离第一层壁14的一侧(外侧)表面形成冷却气膜。

由于本实用新型提供的用于航空发动机的双层壁中贯穿第一层壁14的通孔、贯穿扰流柱16的通孔以及贯穿第二层壁15的通孔依次连通且共同形成柱内气膜孔17，从柱内气膜孔17的出流口172流出的冷却气流能在第一层壁14或第二层壁15的表面形成冷却气膜，仅仅经过柱内气膜孔17就直接形成冷却气膜的冷却气流与现有技术中经过内层壁冷气孔、双层壁内部的空腔以及外层壁冷气孔才形成冷却气膜的冷却气流相比冷却气流的温度更低、流速更快，柱内气膜孔17内流动能够充分发展，气膜冷却效果更好，形成的冷却气膜的冷却效率更高。

作为可选地实施方式，柱内气膜孔17为如图6所示直线孔、曲线孔或如图7、图8或图9所示折线孔。直线孔对冷却气流造成的气动损失较小。曲线孔与折线孔可以将冷却气流的方向调整至更为贴近待冷却表面(第一层壁14或第二层壁15的表面，优选为第二层壁15的表面)的方向。

作为可选地实施方式，柱内气膜孔17朝接近其出流口172的方向导通面积逐渐增大。该结构有利于冷却气流逐渐扩大并在待冷却表面成为冷却气膜。

作为可选地实施方式，柱内气膜孔17接近其出流口172的区段的横截面为如图4所示矩形、如图5所示圆形、椭圆形或其他异形结构。异形孔结构的柱内气膜孔17有利于冷却气流迅速扩大、充分发展并形成冷却气膜。圆孔结构的柱内气膜孔17方便加工、制造。

作为可选地实施方式，柱内气膜孔17接近其出流口172的区段的导通面积大于柱内气膜孔17接近其入流口171的区段的导通面积。该结构使得进入柱内气膜孔17的冷却气流迅速扩张，气膜在外层壁(例如第二层壁15)上覆盖区域更大，由此更为有效地提高了流出的冷却气流形成的冷却气膜的冷却效率。

作为可选地实施方式，柱内气膜孔17的出流口172位于第二层壁15上，且出流口172的出流方向与第二层壁15上最大平面的延展方向之间存在锐角或钝角夹角(柱内气膜孔17的出流口172的出流方向优选为与主流流向之间存在锐角)。该结构可以对第二层壁15的外表面(背离第一层壁14的表面)起到更为理想的冷却效果。

作为可选地实施方式，柱内气膜孔17包括至少两个导通面积不同的区段，导通面积最大的区段位于第二层壁15内，导通面积较小的区段位于第一层壁14以及扰流柱16内。该结构既确保了柱内气膜孔17对冷却气流造成的气动损失较小，又保证了扰流柱16具有较高的结构强度。

作为可选地实施方式，扰流柱16的长度方向与第一层壁14和/或第二层壁15上最大平面的延展方向之间存在锐角或钝角夹角(可以为15°～60°)，柱内气膜孔17为折线孔。该结构的柱内气膜孔17可以将冷却气流的方向调整至更为贴近待冷却表面(第一层壁14或第二层壁15的表面，优选为第二层壁15的表面)的方向，由此提高冷却气膜的冷却效率。

作为可选地实施方式，第一层壁14上设置有第一冷气孔18，第二层壁15上设置有第二冷气孔19，其中：

第一层壁14、第二层壁15与扰流柱16三者之间的间隙(该间隙形成空腔12)与第一冷气孔18、第二冷气孔19相连通；

从第二冷气孔19的出流口流出的冷却气流能在第二层壁15的表面形成冷却气膜。

当本实用新型应用于航空发动机叶片上时，第一冷气孔18可以为内壁面冷气孔，第二冷气孔19可以为外壁面冷气孔。

从柱内气膜孔17的出流口172流出的冷却气流与从第一冷气孔18或第二冷气孔19的出流口流出的冷却气流形成的冷却气膜厚度更厚，冷却效率更高，冷却效果更为理想。

第一冷气孔18、第二冷气孔19的形状为圆形或各种异形扩张结构，孔径D范围为0.3mm～1mm，通过调整孔径可控制冷气孔的通流能力。柱内气膜孔17直径d范围为0.3mm～1mm，扰流柱16与壁面角度可调，角度范围为20°～90°。第一冷气孔18、第二冷气孔19同样可根据需要设计为圆形或异形孔，孔径范围为0.1mm～1mm，其出流角度可调节，以保证冷气出流后对第一层壁14或第二层壁15表面(例如叶顶壁面)的贴附性。

当然，第一层壁14与第二层壁15也可以倒置，此时，从第一冷气孔18的出流口流出的冷却气流能在第一层壁14的表面形成冷却气膜。

作为可选地实施方式，柱内气膜孔17可通过铸造的方法加工。铸造的方法加工出的柱内气膜孔17内壁强度更高，表面粗糙度小，对冷却气流造成的气动损失小。

本实用新型实施例提供的航空发动机叶片，包括本实用新型任一技术方案提供的用于航空发动机的双层壁，其中：第一层壁14形成航空发动机叶片的内层壁，第二层壁15形成航空发动机叶片的外层壁。

航空发动机叶片适宜采用本实用新型提供的用于航空发动机的双层壁以改善叶片的气膜冷却效率，尤其叶片的局部高温区采用本实用新型的必要性更大。

上述本实用新型所公开的任一技术方案除另有声明外，如果其公开了数值范围，那么公开的数值范围均为优选的数值范围，任何本领域的技术人员应该理解：优选的数值范围仅仅是诸多可实施的数值中技术效果比较明显或具有代表性的数值。由于数值较多，无法穷举，所以本实用新型才公开部分数值以举例说明本实用新型的技术方案，并且，上述列举的数值不应构成对本实用新型创造保护范围的限制。

如果本文中使用了“第一”、“第二”等词语来限定零部件的话，本领域技术人员应该知晓：“第一”、“第二”的使用仅仅是为了便于描述上对零部件进行区别如没有另行声明外，上述词语并没有特殊的含义。

同时，上述本实用新型如果公开或涉及了互相固定连接的零部件或结构件，那么，除另有声明外，固定连接可以理解为：能够拆卸地固定连接(例如使用螺栓或螺钉连接)，也可以理解为：不可拆卸的固定连接(例如铆接、焊接)，当然，互相固定连接也可以为一体式结构(例如使用铸造工艺一体成形制造出来)所取代(明显无法采用一体成形工艺除外)。

另外，上述本实用新型公开的任一技术方案中所应用的用于表示位置关系或形状的术语除另有声明外其含义包括与其近似、类似或接近的状态或形状。本实用新型提供的任一部件既可以是由多个单独的组成部分组装而成，也可以为一体成形工艺制造出来的单独部件。

在本实用新型的描述中如果使用了术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等，那么上述术语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实用新型和简化描述，而不是指示或暗示所指的用于航空发动机的双层壁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实用新型保护范围的限制。

最后应当说明的是:以上实施例仅用以说明本实用新型的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本实用新型进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：依然可以对本实用新型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；而不脱离本实用新型技术方案的精神，其均应涵盖在本实用新型请求保护的技术方案范围当中。

Claims (10)

1.一种用于航空发动机的双层壁，其特征在于，包括第一层壁(14)、第二层壁(15)、扰流柱(16)以及柱内气膜孔(17)，其中：

所述扰流柱(16)介于所述第一层壁(14)、所述第二层壁(15)之间且与所述第一层壁(14)、所述第二层壁(15)连为一体；

贯穿所述第一层壁(14)的通孔、贯穿所述扰流柱(16)的通孔以及贯穿所述第二层壁(15)的通孔依次连通且共同形成所述柱内气膜孔(17)，从所述柱内气膜孔(17)的出流口流出的冷却气流能在所述第一层壁(14)或所述第二层壁(15)的表面形成冷却气膜。

2.根据权利要求1所述的用于航空发动机的双层壁，其特征在于，所述柱内气膜孔(17)为直线孔、曲线孔或折线孔。

3.根据权利要求1所述的用于航空发动机的双层壁，其特征在于，所述柱内气膜孔(17)为铸造工艺加工而成。

4.根据权利要求1所述的用于航空发动机的双层壁，其特征在于，所述柱内气膜孔(17)接近其出流口(172)的区段的横截面为矩形、圆形或椭圆形。

5.根据权利要求1所述的用于航空发动机的双层壁，其特征在于，所述柱内气膜孔(17)接近其出流口(172)的区段的导通面积大于所述柱内气膜孔(17)接近其入流口(171)的区段的导通面积。

6.根据权利要求1所述的用于航空发动机的双层壁，其特征在于，所述柱内气膜孔(17)的出流口(172)位于所述第二层壁(15)上，且所述出流口(172)的出流方向与所述第二层壁(15)上最大平面的延展方向之间存在锐角或钝角夹角。

7.根据权利要求6所述的用于航空发动机的双层壁，其特征在于，所述柱内气膜孔(17)包括至少两个导通面积不同的区段，导通面积最大的区段位于所述第二层壁(15)内，导通面积较小的区段位于所述第一层壁(14)以及所述扰流柱(16)内。

8.根据权利要求1所述的用于航空发动机的双层壁，其特征在于，所述扰流柱(16)的长度方向与所述第一层壁(14)和/或所述第二层壁(15)上最大平面的延展方向之间存在锐角或钝角夹角，所述柱内气膜孔(17)为折线孔。

9.根据权利要求1－8任一所述的用于航空发动机的双层壁，其特征在于，所述第一层壁(14)上设置有第一冷气孔(18)，所述第二层壁(15)上设置有第二冷气孔(19)，其中：

所述第一层壁(14)、所述第二层壁(15)与所述扰流柱(16)三者之间的间隙与所述第一冷气孔(18)、所述第二冷气孔(19)相连通；

从所述第一冷气孔(18)的出流口流出的冷却气流能在所述第一层壁(14)的表面形成冷却气膜，或者，从所述第二冷气孔(19)的出流口流出的冷却气流能在所述第二层壁(15)的表面形成冷却气膜。

10.一种航空发动机叶片，其特征在于，包括权利要求1－9任一所述的用于航空发动机的双层壁，其中：

所述第一层壁(14)形成所述航空发动机叶片的内层壁，所述第二层壁(15)形成所述航空发动机叶片的外层壁。