CN205618204U - 叶片叶尖冲击冷却结构以及航空发动机涡轮转子 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种叶片叶尖冲击冷却结构以及航空发动机涡轮转子，涉及航空发动机技术领域。解决了现有技术存在叶片的叶顶端面冷却效果较差的技术问题。该叶片叶尖冲击冷却结构包括贯穿或出流口朝向叶片的叶顶端面的冷却气流通道，冷却气流通道的进流口与叶片的内部空腔相连通，且从冷却气流通道的出流口流出的冷却气流能在叶片的叶顶端面形成冷却气膜。该航空发动机涡轮转子包括叶片以及本实用新型提供的叶片叶尖冲击冷却结构。本实用新型用于提高叶片叶顶端面的冷却效果。

Description

叶片叶尖冲击冷却结构以及航空发动机涡轮转子

技术领域

本实用新型涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种叶片叶尖冲击冷却结构以及设置该叶片叶尖冲击冷却结构的航空发动机涡轮转子。

背景技术

航空发动机采用高温高压燃气推动涡轮做功以提供动力。涡轮叶片一直面对着高温高压燃气，工作环境十分恶劣，因此必须对涡轮叶片进行有效地冷却以降低叶片表面温度，延长使用寿命。

通常涡轮叶片多采用内部冲击、肋或扰流柱强化内部冷却和外部气膜冷却的复合冷却结构形式，但是诸多的冷却结构多是布置于叶身位置，对于转子叶片叶尖区域则鲜有较为有效的冷却结构形式。

本申请人发现：现有技术至少存在以下技术问题：

如图1－图4所示，现有技术中的涡轮转子叶片1多采用凹槽状的叶尖结构，而对于该叶尖区域的冷却仅依靠叶片1的压力面靠近叶尖位置处的气膜孔5喷出冷却气流(简称：冷气)实现。气膜孔5的冷气从气膜孔5喷出后沿着压力面1向下游流动且随着转子转动会越过叶顶到达叶顶端面(或称：叶顶壁面)2上方区域，在此过程中冷气与燃气发生剧烈掺混作用，冷却效果较差。

实用新型内容

本实用新型的至少一个目的是提出一种叶片叶尖冲击冷却结构以及设置该叶片叶尖冲击冷却结构的航空发动机涡轮转子，解决了现有技术存在叶片的叶顶端面冷却效果较差的技术问题。

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：

本实用新型提供的叶片叶尖冲击冷却结构，包括贯穿或出流口朝向叶片的叶顶端面的冷却气流通道，其中：

所述冷却气流通道的进流口与叶片的内部空腔相连通，且从所述冷却气流通道的出流口流出的冷却气流能在所述叶片的叶顶端面形成冷却气膜。

作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案或任一优化后技术方案的优化，所述冷却气流通道包括凹槽以及与所述凹槽相连通的冲击孔。

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，所述凹槽位于所述叶片的压力面的叶顶外壁与所述叶顶端面的连接处。

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，所述凹槽设置在所述叶顶端面上且其外端口形成所述冷却气流通道的出流口；所述冲击孔的进流口与所述叶片的内部空腔相连通，所述冲击孔的出流口与所述凹槽相连通。

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，所述叶片的压力面设置有气膜孔，所述气膜孔的进流口与所述凹槽相连通，所述气膜孔的出流口位于所述叶片的压力面上。

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，所述冲击孔与所述气膜孔为同轴孔。

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，所述凹槽的内壁面与所述叶顶端面的连接处设置有倒角或圆角。

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，所述凹槽的宽度尺寸或所述凹槽与所述叶片的内部空腔之间的分隔壁的厚度尺寸与所述叶片的压力面的叶顶外壁的厚度尺寸的比值为0.8～1.2；和/或，所述凹槽的深度尺寸与所述叶片的压力面的叶顶外壁的厚度尺寸的比值为1.5～3。

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，所述冲击孔的出流方向与所述叶片的压力面的法向方向之间的夹角为0°～60°。

本实用新型实施例提供航空发动机涡轮转子，包括叶片以及本实用新型任一技术方案提供的叶片叶尖冲击冷却结构。

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：

由于本实用新型中叶片的内部空腔内的冷却气流可以通过冷却气流通道后直接在叶片的叶顶端面形成冷却气膜，该冷却气膜相对于现有技术中从气膜孔喷出后沿着压力面向下流动的冷却气流在叶顶端面上方而成的冷却气膜而言，本实用新型形成的冷却气膜温度更低，更贴近叶顶端面，且不易与燃气发生剧烈掺混，所以冷却效果更强，由此解决了现有技术存在叶片的叶顶端面冷却效果较差的技术问题。

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为现有技术提供的涡轮叶片的整体结构的示意图；

图2为图1所示涡轮叶片的一张平面示意图；

图3为图2所示涡轮叶片沿A-A线的剖视示意图；

图4为图3的A部分的放大示意图；

图5为本实用新型实施例一种实施方式所提供的叶片叶尖的立体结构的示意图；

图6为图5所示叶片叶尖的局部剖视示意图；

图7为本实用新型实施例另一种实施方式所提供的叶片叶尖的局部剖视示意图；

图8为本实用新型实施例再一种实施方式所提供的叶片叶尖的局部剖视示意图；

图9为本实用新型实施例又一种实施方式所提供的叶片叶尖的局部剖视示意图；

附图标记：1、叶片；2、叶顶端面；3、叶片内腔壁面；4、叶片内腔壁面；5、气膜孔；6、冷却气流通道；61、冲击孔；62、凹槽；621、凹槽内壁面；622、凹槽内壁面；623、凹槽内壁面。

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。

本实用新型实施例提供了一种冷却效果理想，方便加工制造的叶片叶尖冲击冷却结构以及设置该叶片叶尖冲击冷却结构的航空发动机涡轮转子。

下面结合图5～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5～图9所示，本实用新型实施例所提供的叶片叶尖冲击冷却结构，包括贯穿或出流口朝向叶片1的叶顶端面2的冷却气流通道6，其中：图5－8中冷却气流通道6贯穿叶片1的叶顶端面2。图9中冷却气流通道6的出流口朝向叶片1的叶顶端面2。

冷却气流通道6的进流口与叶片1的内部空腔相连通，且从冷却气流通道6的出流口流出的冷却气流能在叶片1的叶顶端面2形成冷却气膜。

由于本实用新型中叶片1的内部空腔内的冷却气流可以通过冷却气流通道6后直接在叶片1的叶顶端面2形成冷却气膜，该冷却气膜相对于现有技术中从气膜孔5喷出后沿着压力面向下流动的冷却气流在叶顶端面2上方而成的冷却气膜而言，本实用新型形成的冷却气膜温度更低，更贴近叶顶端面2，且不易与燃气发生剧烈掺混，所以冷却效果更强。

作为可选地实施方式，如图5所示冷却气流通道6包括如图6所示凹槽(或称：中间凹槽)62以及与凹槽62相连通的冲击孔61。凹槽62以及冲击孔61相结合而形成的冷却气流通道6结构简单，方便加工、制造。凹槽62的出流口在从叶片的前缘至尾缘的方向上可以是不连续的。冲击孔61在从叶片的前缘至尾缘的方向上可以分布有多个，且多个冲击孔61可以沿从叶片的前缘至尾缘的方向互相连通。

如图6所示，作为可选地实施方式，凹槽62位于叶片1的压力面的叶顶外壁与叶顶端面2的连接处。在该位置设置凹槽62不仅加工位置容易快速确定，加工精度高，而且此处连接强度较高，设置凹槽62对叶片1的强度损失较小。

作为可选地实施方式，凹槽62设置在叶顶端面2上且其外端口形成冷却气流通道6的出流口；冲击孔61的进流口与叶片1的内部空腔相连通，冲击孔61的出流口与凹槽62相连通。凹槽62有利于冷却气流扩散，由凹槽62的外端口流出的气流可以形成覆盖面积大，各处厚度均匀且更贴近叶顶端面2的冷却气膜，由此可以起到更为理想的冷却效果。

叶片1内部的冷却气流从冲击孔61流出冲击到凹槽62壁面，在此冲击过程中进行了高效的冲击换热，继而冷却气流在凹槽62内流动，与两侧固体壁面进行换热，同时，凹槽62内的冷却气流可从凹槽62上方溢出，对叶顶端面2形成有效的气膜覆盖。

与现有技术相比，本实用新型使得叶尖冷却气流与固体壁面之间换热面积增大，换热系数增强，且冷却气流在叶顶的覆盖区域增加，多方面因素综合使得本实用新型的叶尖冷却结构有着非常高的冷却效率，能有效地降低叶尖区域的温度。

作为可选地实施方式，叶片1的压力面设置有气膜孔5，气膜孔5的进流口与凹槽62相连通，气膜孔5的出流口位于叶片1的压力面上。由该气膜孔5流出的冷却气流可以在叶片1的压力面上形成冷却气膜，由此可以对叶片1的压力面进行冷却，同时，由叶片1的压力面向下流动的冷却气流还可以在叶顶端面2上方也形成冷却气膜，由此可以实现对叶顶端面2的双重冷却。

凹槽62由凹槽内壁面621、凹槽内壁面622和凹槽内壁面623三个面共同构成，凹槽62是在铸造叶型时同步铸造实现。

冲击孔61通过机械加工而成。在叶片1外表面进行打孔定位，通过钻孔技术向叶片1内部打孔(该孔为定位孔)，穿过内壁面622之后向前到达凹槽内壁面623，继续向内直至打透叶片1内腔壁面4，形成冲击孔61。

作为可选地实施方式，冲击孔61与气膜孔5为同轴孔。同轴孔的结构方便采用同一钻头快速加工制造，而且同轴孔对流经的气流造成的气动损失较少。

如图8所示，作为可选地实施方式，凹槽62的内壁面与叶顶端面2的连接处设置有倒角或圆角。倒角或圆角不仅可以减少气动损失，而且对经过的冷却气流可以起到一定的导向作用，由此有利于冷却气流在叶顶端面2上形成冷却效果较为理想的冷却气膜。

本实用新型在涡轮转子叶片叶尖冲击冷却结构中，优选为对凹槽内壁面623与叶顶端面2连接处的直角边棱进行导圆处理，这样凹槽62内冷气在向后流动时更易流出凹槽62进而更好的覆盖叶顶端面2。

如图7所示，作为可选地实施方式，凹槽62的宽度尺寸S或凹槽62与叶片1的内部空腔之间的分隔壁的厚度尺寸C与叶片1的压力面的叶顶外壁的厚度尺寸B的比值为0.8～1.2；和/或，凹槽62的深度尺寸H与叶片1的压力面的叶顶外壁的厚度尺寸B的比值为1.5～3。上述尺寸比例不仅可以形成冷却效果较为理想的冷却气流通道6，而且可以确保叶片1叶尖的结构强度可以满足叶片1工作的需要。

作为可选地实施方式，冲击孔61的出流方向与叶片1的压力面的法向方向(叶片1外表面垂直方向)之间的夹角α为0°～60°。该夹角太大时，不利于从从冲击孔61流出的冷却气流在叶顶端面2形成贴近叶顶端面2的冷却气膜，夹角太小时，叶顶外壁对冷却气流造成的气动损失太大，这会减慢冷却气膜的形成速度，降低冷却效率。

本实用新型实施例提供的航空发动机涡轮转子，包括叶片1以及本实用新型任一技术方案提供的叶片叶尖冲击冷却结构。

航空发动机涡轮转子工作于高温高压燃气环境中，适宜采用本实用新型以实现对叶片1叶尖的有效冷却，进而提高航空发动机涡轮转子的可靠性和使用寿命。

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)

1.一种叶片叶尖冲击冷却结构，其特征在于，包括贯穿或出流口朝向叶片(1)的叶顶端面(2)的冷却气流通道(6)，其中：

所述冷却气流通道(6)的进流口与叶片(1)的内部空腔相连通，且从所述冷却气流通道(6)的出流口流出的冷却气流能在所述叶片(1)的叶顶端面(2)形成冷却气膜。

2.根据权利要求1所述的叶片叶尖冲击冷却结构，其特征在于，所述冷却气流通道(6)包括凹槽(62)以及与所述凹槽(62)相连通的冲击孔(61)。

3.根据权利要求2所述的叶片叶尖冲击冷却结构，其特征在于，所述凹槽(62)位于所述叶片(1)的压力面的叶顶外壁与所述叶顶端面(2)的连接处。

4.根据权利要求2所述的叶片叶尖冲击冷却结构，其特征在于，所述凹槽(62)设置在所述叶顶端面(2)上且其外端口形成所述冷却气流通道(6)的出流口；所述冲击孔(61)的进流口与所述叶片(1)的内部空腔相连通，所述冲击孔(61)的出流口与所述凹槽(62)相连通。

5.根据权利要求4所述的叶片叶尖冲击冷却结构，其特征在于，所述叶片(1)的压力面设置有气膜孔(5)，所述气膜孔(5)的进流口与所述凹槽(62)相连通，所述气膜孔(5)的出流口位于所述叶片(1)的压力面上。

6.根据权利要求5所述的叶片叶尖冲击冷却结构，其特征在于，所述冲击孔(61)与所述气膜孔(5)为同轴孔。

7.根据权利要求4所述的叶片叶尖冲击冷却结构，其特征在于，所述凹槽(62)的内壁面与所述叶顶端面(2)的连接处设置有倒角或圆角。

8.根据权利要求4所述的叶片叶尖冲击冷却结构，其特征在于，所述凹槽(62)的宽度尺寸(S)或所述凹槽(62)与所述叶片(1)的内部空腔之间的分隔壁的厚度尺寸(C)与所述叶片(1)的压力面的叶顶外壁的厚度尺寸(B)的比值为0.8～1.2；和/或，所述凹槽(62)的深度尺寸(H)与所述叶片(1)的压力面的叶顶外壁的厚度尺寸(B)的比值为1.5～3。

9.根据权利要求2所述的叶片叶尖冲击冷却结构，其特征在于，所述冲击孔(61)的出流方向与所述叶片(1)的压力面的法向方向之间的夹角(α)为0°～60°。

10.一种航空发动机涡轮转子，其特征在于，包括叶片(1)以及权利要求1－9任一所述的叶片叶尖冲击冷却结构。