CN205382958U - 涡轮叶片以及航空发动机 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种涡轮叶片以及航空发动机，涉及航空发动机技术领域。解决了现有技术存在涡轮叶片的综合冷却效果比较差的技术问题。该涡轮叶片包括外壳、长隔板以及短隔板，其中：外壳包括外层壁和内层壁，外层壁上设置有气膜孔，内层壁上设置有冲击孔；短隔板连接在外层壁和内层壁之间且将外层壁和内层壁之间的空间分割为至少两个冷却单元；长隔板设置在内层壁围成的内腔内且将内腔分割为至少两个冷却腔室。该航空发动机包括本实用新型提供的涡轮叶片。本实用新型用于提高涡轮叶片的综合冷却效果。

Description

涡轮叶片以及航空发动机

技术领域

本实用新型涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种涡轮叶片以及设置该涡轮叶片的航空发动机。

背景技术

在航空发动机领域中，提高航空发动机涡轮前燃气温度，不断改善涡轮叶片冷却结构，提高涡轮叶片综合冷却效果，减少涡轮叶片冷气消耗量，一直是国内外航空发动机发展计划的重要组成部分，是发展高性能发动机的关键技术。

叶片综合冷却效果可翻译为：Overallcoolingeffectiveness，综合冷却效果的具体计算公式为：(栅前燃气温度-叶片壁面温度)/(栅前燃气温度-叶片冷气温度)，其中:栅前燃气温度可翻译为：averagerelativegastotaltemperature，叶片壁面温度可翻译为：blademetaltemperature，叶片冷气温度可翻译为：coolanttemperature。

航空发动机涡轮叶片传统的冷却方式主要是由气膜冷却、冲击冷却、粗糙肋和扰流柱强化冷却组成的复合冷却，其综合冷却效果一般在0.7左右。

本申请人发现：现有技术至少存在以下技术问题：

随着航空发动机技术的发展，对涡轮叶片冷却技术的发展也提出了更高的要求，涡轮叶片必须采用新型高效的冷却结构，但是现有技术始终未能有效地提高涡轮叶片的综合冷却效果，导致现有技术仍旧存在涡轮叶片的综合冷却效果比较差的技术问题。

实用新型内容

本实用新型的至少一个目的是提出一种涡轮叶片以及设置该涡轮叶片的航空发动机，解决了现有技术存在涡轮叶片的综合冷却效果比较差的技术问题。

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涡轮叶片，包括外壳、长隔板以及短隔板，其中：所述外壳包括外层壁和内层壁，所述外层壁上设置有气膜孔，所述内层壁上设置有冲击孔；

所述短隔板连接在所述外层壁和所述内层壁之间且将所述外层壁和所述内层壁之间的空间分割为至少两个冷却单元；

所述长隔板设置在所述内层壁围成的内腔内且将所述内腔分割为至少两个冷却腔室。

作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案或任一优化后技术方案的优化，所述短隔板的数目为至少两个，且在所述外层壁或所述内层壁的厚度方向上，设置有两个与所述长隔板重叠的所述短隔板。

作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案或任一优化后技术方案的优化，所述短隔板和/或所述长隔板的最大延伸方向与所述涡轮叶片的纵向方向相同。

作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案或任一优化后技术方案的优化，至少两个以上所述冷却单元中各所述冷却单元的容积彼此不同，其中：各所述冷却单元上的所述气膜孔的数目或所述冲击孔的数目彼此相同，或者，各所述冷却单元上的所述气膜孔的数目彼此相同并且各冷却单元上的所述冲击孔的数目也彼此相同；

或者，至少两个以上所述冷却单元中各所述冷却单元的容积彼此相同，其中：各所述冷却单元上的所述气膜孔的数目或所述冲击孔的数目彼此不同，或者，各所述冷却单元上的所述气膜孔的数目彼此不同并且各所述冷却单元上的所述冲击孔的数目也彼此不同。

作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案或任一优化后技术方案的优化，所述长隔板连接在所述内层壁的压力面与所述内层壁的吸力面之间间距最大的位置。

作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案或任一优化后技术方案的优化，所述内层壁的吸力面的尾部区域与所述内层壁的压力面的尾缘相连接且所述内层壁的吸力面的尾缘凸出所述内层壁的压力面的尾缘并与所述外层壁相连接。

作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案或任一优化后技术方案的优化，所述内层壁与外层壁之间设置有扰流柱，且每个所述冷却单元内均存在所述扰流柱。

作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案或任一优化后技术方案的优化，所述涡轮叶片的尾缘存在劈缝出口，所述劈缝出口为所述外层壁的压力面以及所述外层壁的吸力面之间的间隙所形成，所述外层壁的吸力面沿所述涡轮叶片的最大延伸方向凸出所述外层壁的压力面。

作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案或任一优化后技术方案的优化，所述外层壁的内表面设置有粗糙肋。

作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案或任一优化后技术方案的优化，所述粗糙肋的肋高与所述外层壁或所述内层壁的厚度的比值为0.1～1.2，相邻的所述粗糙肋之间的间距与所述粗糙肋的肋高的比值为2～15。

本实用新型实施例提供的航空发动机，包括本实用新型任一技术方案提供的涡轮叶片。

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：

本实用新型通过短隔板将外层壁和内层壁之间的空间分割为至少两个冷却单元，通过长隔板将内层壁围成的内腔分割为至少两个冷却腔室，由此可以实现对各个冷却单元中的内层壁的冲击孔参数(较优方案中还包括了外层壁和内层壁之间扰流柱的参数)和外层壁上的气膜孔参数的调整，从而可以更为合理的分配各个冷却单元、冷却腔室的流量，并调整局部位置的换热情况，实现涡轮叶片的局部精细设计，进而可以充分地利用有限的冷气在涡轮叶片上取得更为理想的综合冷却效果，所以解决了现有技术存在涡轮叶片的综合冷却效果比较差的技术问题。

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为本实用新型实施例所提供的涡轮叶片的立体结构的示意图；

图2为本实用新型实施例所提供的涡轮叶片的纵向端面示意图；

附图标记：1、外壳；11、外层壁；110、气膜孔；1100、气膜孔标识细线；12、内层壁；120、冲击孔；1200、冲击孔标识细线；21、短隔板；22、长隔板；3、扰流柱；4、劈缝出口；5、叶片缘板。

具体实施方式

下面可以参照附图图1～图2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可以实现涡轮叶片的局部精细设计、涡轮叶片的综合冷却效果比较理想的涡轮叶片以及设置该涡轮叶片的航空发动机。

下面结合图1～图2对本实用新型提供的技术方案进行更为详细的阐述。

如图1～图2所示，本实用新型实施例所提供的涡轮叶片，包括外壳1、长隔板22以及短隔板21，其中：外壳1包括外层壁11和内层壁12，外层壁11上设置有气膜孔110，内层壁12上设置有冲击孔120；

短隔板21连接在外层壁11和内层壁12之间且将外层壁11和内层壁12之间的空间分割为至少两个冷却单元(或称：冷却结构单元)；

长隔板22设置在内层壁12围成的内腔内且将内腔分割为至少两个冷却腔室。

本实用新型通过短隔板21将外层壁11和内层壁12之间的空间分割为至少两个冷却单元，通过长隔板22将内层壁12围成的内腔分割为至少两个冷却腔室，由此可以实现对各个冷却单元中的内层壁12的冲击孔120参数(较优方案中还包括了外层壁11和内层壁12之间扰流柱3的参数)和外层壁11上的气膜孔110参数的调整，从而可以更为合理的分配各个冷却单元、冷却腔室的流量，并调整局部位置的换热情况，实现涡轮叶片的局部精细设计，进而可以充分地利用有限的冷气在涡轮叶片上取得更为理想的综合冷却效果。

作为可选地实施方式，短隔板21的数目为至少两个，且在外层壁11或内层壁12的厚度方向上存在两个与长隔板22重叠的短隔板21。该结构中短隔板21分割出的每个冷却单元与长隔板22分割出的每个冷却腔室分别形成了不同的、更大的冷却结构单元，确保了从每个冷却腔室流出的冷却气流以均匀的流速和气压进入不同的冷却单元，有利于提高每个冷却单元各处冷却效率的均匀性。

作为可选地实施方式，短隔板21和/或长隔板22的最大延伸方向与涡轮叶片的纵向方向(或称为：涡轮叶片的宽度方向)相同。涡轮叶片的纵向方向为其宽度方向，宽度方向相对长度方向(或理解为最大延伸方向)而言较短，故而方便短隔板21和/或长隔板22的加工、制造，且冷却单元的总容积较小，更有利于实现涡轮叶片的局部精细设计。

作为可选地实施方式，短隔板21和/或长隔板22的厚度与外层壁11或内层壁12的厚度的比值为0.5～1.5。上述厚度的隔板与外层壁11或内层壁12厚度差异不大，由此形成的冷却单元的各部分之间结构强度差异较小，有利于提高整个涡轮叶片的结构强度以及可靠性。

在本实用新型的优选方案中，短隔板21和/或长隔板22厚度优选为0.6～1.5mm，外层壁11厚度优选为0.6～1.2mm；内层壁12厚度优选为0.4～1mm；外层壁11与内层壁12之间间隙优选为0.4～1mm；冲击孔120直径优选为0.6～2mm；冲击孔120间距/直径优选为2～20；气膜孔110直径优选为0.3～1.2mm；气膜孔110间距/直径优选为1.5～5。

图2中外层壁11与内层壁12之间即双层壁面之间使用圆圈标识出了短隔板21的设置位置，每个涡轮叶片上一般布置3～10个短隔板21。

如图2所示，外层壁11上用气膜孔标识细线1100示意出了气膜孔110的设置位置，外层壁11上一般布置10～30排气膜孔110。内层壁12上用冲击孔标识细线1200示意出了冲击孔120的设置位置，内层壁12上一般布置15～40排冲击孔120。

作为可选地实施方式，至少两个以上冷却单元中各冷却单元的容积彼此不同，其中：各冷却单元上的气膜孔110的数目或冲击孔120的数目彼此相同，或者，各冷却单元上的气膜孔110的数目彼此相同并且各冷却单元上的冲击孔120的数目也彼此相同；

或者，至少两个以上冷却单元中各冷却单元的容积彼此相同，其中：各冷却单元上的气膜孔110的数目或冲击孔120的数目彼此不同，或者，各冷却单元上的气膜孔110的数目彼此不同并且各冷却单元上的冲击孔120的数目也彼此不同。

可以根据不同的冷却单元的容积的大小以及表面温度的大小设计气膜孔110的数目和/或冲击孔120的数目，由此可以进一步实现涡轮叶片的局部精细设计，进而可以充分地利用有限的冷气在涡轮叶片上取得更为理想的综合冷却效果。

作为可选地实施方式，长隔板22连接在内层壁12的压力面与内层壁12的吸力面之间间距最大的位置。该结构的长隔板22分割而成的冷却腔室容积较大，有利于容纳更多的冷却气流，而且长隔板22可以增强内层壁12的结构强度。

作为可选地实施方式，内层壁12的吸力面的尾部区域与内层壁12的压力面的尾缘相连接且内层壁12的吸力面的尾缘凸出内层壁12的压力面的尾缘并与外层壁11相连接。该结构的内层壁12不仅方便加工、制造，而且内层壁12的吸力面的尾缘可以起到支撑、连接作用，有利于提高外壳1的结构强度。

作为可选地实施方式，内层壁12与外层壁11之间设置有扰流柱3，且每个冷却单元内均存在扰流柱3。扰流柱3可以增强涡轮叶片内部对流换热，降低叶片外层壁11的温度；同时可以将热量通过导热传递给内层壁12，降低外层壁11和内层壁12之间的温差，减弱因温差引起的热应力。扰流柱3直径优选为0.8～3mm；扰流柱3间距/直径优选为1.5～5mm。该数值范围内的扰流柱3在保证外壳1结构强度较高的同时，不会为冷却气流带来较大的气动损失。扰流柱3可以布置13～38排。

作为可选地实施方式，涡轮叶片的尾缘存在劈缝出口4，劈缝出口4为外层壁11的压力面以及外层壁11的吸力面之间的间隙所形成，外层壁11的吸力面沿涡轮叶片的最大延伸方向凸出外层壁11的压力面。劈缝出口4增强了尾缘内部对流换热以及压力面与吸力面的热传导，降低了叶片尾缘温度，有效解决了一般叶片尾缘温度过高的问题。

作为可选地实施方式，外层壁11的内表面设置有粗糙肋。粗糙肋可以增大外层壁11与冷却气流的换热面积，提高外层壁11的换热效率以及冷却效果。

作为可选地实施方式，粗糙肋的肋高与外层壁11或内层壁12的厚度的比值为0.1～1.2，相邻的粗糙肋之间的间距与粗糙肋的肋高的比值为2～15。粗糙肋的肋高优选为0.1～0.6mm；肋间距/肋高优选为3～12。该数值范围内的粗糙肋在保证外层壁11换热效率以及冷却效果较为理想的同时，不会为冷却气流带来较大的气动损失。

本实用新型实施例提供的航空发动机，包括本实用新型任一技术方案提供的涡轮叶片。

航空发动机适宜采用本实用新型提供的涡轮叶片以提高其涡轮叶片乃至整个航空发动机的综合冷却效果。经试验应用本实用新型提供的技术方案涡轮叶片的综合冷却效果可以达到0.8左右。

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设备、机构、部件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 (11)

1.一种涡轮叶片，其特征在于，包括外壳(1)、长隔板(22)以及短隔板(21)，其中：所述外壳(1)包括外层壁(11)和内层壁(12)，所述外层壁(11)上设置有气膜孔(110)，所述内层壁(12)上设置有冲击孔(120)；

所述短隔板(21)连接在所述外层壁(11)和所述内层壁(12)之间且将所述外层壁(11)和所述内层壁(12)之间的空间分割为至少两个冷却单元；

所述长隔板(22)设置在所述内层壁(12)围成内腔内且将所述内腔分割为至少两个冷却腔室。

2.根据权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于，所述短隔板(21)的数目为至少两个，且在所述外层壁(11)或所述内层壁(12)的厚度方向上存在两个与所述长隔板(22)重叠的所述短隔板(21)。

3.根据权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于，所述短隔板(21)和/或所述长隔板(22)的最大延伸方向与所述涡轮叶片的纵向方向相同。

4.根据权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于，

至少两个以上所述冷却单元中各所述冷却单元的容积彼此不同，其中：各所述冷却单元上的所述气膜孔(110)的数目或所述冲击孔(120)的数目彼此相同，或者，各所述冷却单元上的所述气膜孔(110)的数目彼此相同并且各冷却单元上的所述冲击孔(120)的数目也彼此相同；

或者，至少两个以上所述冷却单元中各所述冷却单元的容积彼此相同，其中：各所述冷却单元上的所述气膜孔(110)的数目或所述冲击孔(120)的数目彼此不同，或者，各所述冷却单元上的所述气膜孔(110)的数目彼此不同并且各所述冷却单元上的所述冲击孔(120)的数目也彼此不同。

5.根据权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于，所述长隔板(22)连接在所述内层壁(12)的压力面与所述内层壁(12)的吸力面之间间距最大的位置。

6.根据权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于，所述内层壁(12)的吸力面的尾部区域与所述内层壁(12)的压力面的尾缘相连接且所述内层壁(12)的吸力面的尾缘凸出所述内层壁(12)的压力面的尾缘并与所述外层壁(11)相连接。

7.根据权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于，所述内层壁(12)与外层壁(11)之间设置有扰流柱(3)，且每个所述冷却单元内均存在所述扰流柱(3)。

8.根据权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于，所述涡轮叶片的尾缘存在劈缝出口(4)，所述劈缝出口(4)为所述外层壁(11)的压力面以及所述外层壁(11)的吸力面之间的间隙所形成，所述外层壁(11)的吸力面沿所述涡轮叶片的最大延伸方向凸出所述外层壁(11)的压力面。

9.根据权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于，所述外层壁(11)的内表面设置有粗糙肋。

10.根据权利要求9所述的涡轮叶片，其特征在于，所述粗糙肋的肋高与所述外层壁(11)或所述内层壁(12)的厚度的比值为0.1～1.2，相邻的所述粗糙肋之间的间距与所述粗糙肋的肋高的比值为2～15。

11.一种航空发动机，其特征在于，包括权利要求1－10任一所述的涡轮叶片。