CN207554113U - 航空发动机涡轮转子组件及其叶片 - Google Patents

Abstract

本实用新型的目的在于提供一种航空发动机涡轮转子组件及其叶片，其可以降低泄漏流量，降低泄漏损失，提高涡轮的气动和换热性能。该航空发动机涡轮转子叶片包括压力面和吸力面，叶片顶端为带凹槽的双肋叶尖结构，所述凹槽由压力侧肋、吸力侧肋以及槽底面围成，所述槽底面设置多个径向突出的叶顶凸台，其中，所述叶顶凸台与压力侧肋、吸力侧肋相分离。

Description

航空发动机涡轮转子组件及其叶片

技术领域

本实用新型涉及航空发动机涡轮转子组件及其叶片。

背景技术

自二十世纪中叶以来，航空燃气涡轮发动机作为航空飞行器最主要的推进动力系统，并誉为“飞机的心脏”。航空燃气轮机性能的提升是航空飞行器发展的前提和基础，对航空工业乃至国家的科技水平有非常重要的影响。随着航空技术的飞速发展，航空飞行器对航空燃气轮机提出了更高的要求。除了追求高效率之外，航空燃气涡轮发动机的设计还需考虑安全性和长寿命。

叶轮机械内部的真实流动非常复杂，在空间上表现为流动的三维型，在时间上表现为流动的非定常性。加上流体粘性和可压缩性的影响，叶片机内部存在诸如马蹄涡、通道涡、角涡和间隙涡等复杂涡系，以及激波和附面层相互干扰，动、静叶相互干涉等各种复杂流动现象。

燃气涡轮是将高温高压燃气中的能量转变成机械能的旋转机械，是航空燃气轮机中最为关键的部件，其性能对航空燃气轮机的性能有直接影响。能量损失是影响涡轮效率的众多因素之一。在涡轮机械中，与叶片有关的能量损失包括叶型损失、端部二次流损失以及泄露损失。

涡轮叶片工作在高温、高压、高速环境中，其承受非常大的热载荷与机械载荷，且温度和转速的变化范围大，导致叶片的伸长量范围也大，因此，涡轮叶尖与机匣之间存在变化范围较大的叶顶间隙。轴流涡轮无冠叶片叶尖与机匣之间的间隙通常为1-2％叶高量级。叶顶间隙导致的泄漏流对涡轮性能具有非常重要的影响。研究表明，一台先进的双级涡轮发动机，其径向间隙若增加 1mm，涡轮效率降低约2.5％，直接导致发动机耗油率增加约2.6％。

为避免旋转动叶与机匣发生碰撞以及适应叶片因离心力引起的伸长和部件的膨胀量，涡轮动叶叶尖与机匣之间存在一定量的叶顶间隙。

通常通过尽量减小叶尖与机匣之间的间隙来减小泄漏流量，但间隙太小会导致转子和机匣刮蹭，因此，叶顶间隙需要能够承受叶片和机匣伸长/收缩量。为了满足涡轮进口燃气温度不断提高的需求，避免热端部件暴露在高温燃气环境中，防止冷却不足或冷却不均产生严重热应力，从而导致热疲劳损伤故障。在先进材料发展缓慢的情况下，先进冷却技术(气膜冷却和冲击冷却)得以快速发展。涡轮动叶叶尖裸露在高温燃气中，由于叶尖冷却设计的难度，且从叶根流入的冷气在经过与叶身的换热之后对叶尖的冷却效果显著减弱，使得叶尖结构非常容易被烧蚀。因此，如何对此类叶片叶尖的结构和冷却方式进行优化设计以获得更好的防止泄露或冷却的效果成为备受关注的问题。

实用新型内容

本实用新型的目的在于提供一种航空发动机涡轮转子组件及其叶片，其可以降低泄漏流量，降低泄漏损失，提高涡轮的气动和换热性能。

本实用新型的航空发动机涡轮转子叶片包括压力面和吸力面，叶片顶端为带凹槽的双肋叶尖结构，所述凹槽由压力侧肋、吸力侧肋以及槽底面围成，所述槽底面设置多个径向突出的叶顶凸台，其中，所述叶顶凸台与压力侧肋、吸力侧肋相分离。

在一实施例中，所述叶片内部设置有冷气通道，所述叶顶凸台设置有冷气孔，所述冷气孔与叶片内部的冷气通道相通。

在一实施例中，所述冷气孔为圆形、椭圆形或四边形。

在一实施例中，在所述凹槽的所述槽底面的全部区域离散分布有所述叶顶凸台，所述凹槽的槽底的型面的厚度越大，所述槽底面分布的所述叶顶凸台越多。

在一实施例中，所述叶顶凸台沿与叶尖叶型压力侧型线走势一致的排布线分布。

在一实施例中，相邻所述叶顶凸台的中心线的间距大于等于两倍的所述叶顶凸台的直径。

在一实施例中，所述叶顶凸台朝所述压力侧肋倾斜，以使所述叶顶凸台的冷气孔朝向所述压力侧肋倾斜。

在一实施例中，所述叶顶凸台垂直于所述槽底面。

在一实施例中，所述叶顶凸台为圆柱、圆台、椭圆柱、椭圆台、棱柱或棱台。

本实用新型的航空发动机涡轮转子组件，安装有若干涡轮转子叶片，所述涡轮转子叶片包括榫头、缘板、叶片，所述叶片具有中凹的压力面和中凸的吸力面，所述涡轮叶片为任一所述的航空发动机涡轮转子叶片。

根据本实用新型的涡轮转子叶片，叶尖上设置的若干叶顶凸台，叶顶凸台与各侧肋相分离，因此叶顶泄露流在凸台周围的流动形成扰流，从而起到阻挡和换热作用，可在一定程度上降低泄露流量，泄漏流量的减小使得更多的燃气能做有用功，并有效的降低了泄漏涡系的强度，从而降低泄漏损失，提高涡轮的气动和换热性能。

此外，可以使冷却气体从叶顶凸台上设置的冷气孔中喷出，冲击机匣形成气膜覆盖在机匣内面，对机匣及其区域形成冲击冷却和气膜冷却，流向压力侧的冷却气膜对泄露流形成阻挡和换热，亦可在一定程度上降低泄露流量，泄漏流量的减小使得更多的燃气能做有用功，并有效的降低了泄漏涡系的强度，从而降低泄漏损失，提高涡轮的气动和换热性能。

附图说明

本实用新型的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：

图1为涡轮转子组件的示意图。

图2A为涡轮转子组件的泄漏机理的示意图一。

图2B为涡轮转子组件的泄漏机理的示意图二。

图3为根据本实用新型的一实施例的涡轮转子叶片的立体图。

图4为根据本实用新型的涡轮转子叶片与机匣的相对关系的示意图。

图5为图3所示涡轮转子叶片的俯视图。

图6为图3所示涡轮转子叶片的另一立体图。

图7为根据本实用新型的一实施例的涡轮转子叶片的叶顶凸台的排列示意图。

图8为根据本实用新型的另一实施例的涡轮转子叶片的叶顶凸台的排列示意图。

图9为根据本实用新型的又一实施例的涡轮转子叶片的叶顶凸台的排列示意图。

图10为一比较例的涡轮转子叶片的叶顶凸台的排列示意图。

具体实施方式

在以下的描述中，参考各实施例对本实用新型进行描述。然而，本领域的技术人员将认识到可在没有一个或多个特定细节的情况下或者与其它替换和/ 或附加方法、材料或组件一起实施各实施例。在其它情形中，未示出或未详细描述公知的结构、材料或操作以免使本实用新型的各实施例的诸方面晦涩。类似地，为了解释的目的，阐述了特定数量、材料和配置，以便提供对本实用新型的实施例的全面理解。然而，本实用新型可在没有特定细节的情况下实施。此外，应理解附图中示出的各实施例是说明性表示且不一定按比例绘制。

说明书附图图1中，D为发动机轴向方向。如图1、图3所示，燃气涡轮发动机包括涡轮转子组件100，涡轮转子组件100上安装有若干涡轮转子叶片 00，涡轮转子叶片包括榫头01、缘板02、叶片03。叶片03具有中凹压力面 031和中凸吸力面032，压力面031和吸力面032延展在叶片前缘035与尾缘036之间及叶根04与叶尖05之间，压力面031又可称为叶盆、吸力面又称为叶背。叶片03的叶型轮廓与海豚、新月等相似，从前缘其厚度逐渐增大至最大厚度，而后逐渐减小至尾缘。不同设计截面的叶型按照一定的线型规律积叠即可形成叶片，叶片表面是具有三维特性的空间曲面，压力面031和吸力面032使得其表面流过的流体产生不同的速度和压力分布，叶片表面的压差驱动涡轮转子叶片，涡轮转子叶片带动涡轮转子组件100，这就实现了从内能到动能的转化。

说明书附图图2A、图2B中，a为端壁，b为泄漏涡，c为分离涡，d为压力面涡，e为吸力面涡，f为叶顶，g为凹槽底部。如图2A、图2B所示，对于改进前的转子叶片叶顶区域存在周向和轴向主导的压差，周向压差引起压力面的高压燃气通过叶顶间隙流向吸力面，形成叶顶间隙泄露流，泄漏流严重偏离通道主流速度的大小和方向，其产生了几个不利结果，第一，泄漏流减小了主流流量，泄漏流基本不做有用功，这减小了燃气对叶片的做功；第二，泄漏流与主流掺混形成泄漏涡，泄漏涡产生耗散并影响叶栅出口气流角，同时，泄露流和泄露涡阻塞主流通道、这些方面都增大了涡轮的气动损失。对一个现代高压涡轮而言，其导致的涡轮级损失高达气动总损失的30％；第三，泄露流和泄露涡还增大了涡轮叶尖附近传热冷却的难度，并较大程度地影响着下游流场的非定常性。为了降低涡轮动叶叶尖泄露流量，还发展了形式多样的叶尖结构，较为常见的是如图2B所示的双肋叶尖结构，对于此类叶片结构，除了泄漏涡外，泄漏流还形成压力面涡和吸力面涡。

基于前述的理论，如图4到图7所示，根据本实用新型改进后的航空发动机涡轮转子叶片，其包括压力面031和吸力面032，叶片顶端具有双肋叶尖结构，叶尖05由压力侧肋51和吸力侧肋52在叶顶形成凹槽53。凹槽53的槽底面设置多个径向突出的叶顶凸台55，叶顶凸台55与压力侧肋51和吸力侧肋52相分离。在凹槽53的整体槽底面分布有若干凸台55，原则上槽底型面厚度越大的区域，设置的凸台55的数量越多(除尘孔57影响其数量)。在凹槽53的槽底面上，还设置有除尘用的除尘孔57，在叶片03的内部设置有冷气通道，冷气从除尘孔中喷出。

叶尖05上设置的若干凸台55，凸台55与压力侧肋51、吸力侧肋52相分离，因此对流入叶尖的泄露流起到一定程度的扰流，叶顶泄露流在凸台55 周围的流动形成阻挡和换热，可在一定程度上降低泄露流量，泄漏流量的减小使得更多的燃气能做有用功，并有效的降低了泄漏涡系的强度，从而降低泄漏损失，提高涡轮的气动和换热性能。

叶顶凸台55上可以设置冷气孔56，冷却气体从叶顶凸台55上设置的冷气孔56中喷出，冲击机匣06形成气膜覆盖在机匣内面，对机匣及其区域形成冲击冷却和气膜冷却，流向压力侧的冷却气膜对泄露流形成阻挡和换热，亦可在一定程度上降低泄露流量，泄漏流量的减小使得更多的燃气能做有用功，并有效的降低了泄漏涡系的强度，从而降低泄漏损失，提高涡轮的气动和换热性能。

在本实用新型的另一实施例中，叶顶凸台可以设置成朝压力侧肋倾斜，以使凸台上的冷气孔朝叶尖压力侧肋倾斜，使得冷气射流朝向压力侧肋，如此更好的减弱泄漏流。

在可选的实施例中，相邻叶顶凸台55中心线间距大于等于两倍的叶顶凸台直径。

如图8所示，与图4到图7所示的实施例不同的是，若干叶顶凸台55沿着压力侧肋51成一排设置，其即排列线61与压力侧肋51的走向一致，虽然没有布满整个槽底面，也能达到对泄露流的扰流阻挡和换热作用。

如图9所示，若干叶顶凸台55沿着压力侧肋51成一排设置，若干叶顶凸台55在压力侧肋51的两端也可以减少布置数量，这样也能达到对泄露流的扰流阻挡和换热作用。

图10示出一个比较例，若干叶顶凸台55沿着压力侧肋成一排设置，且叶顶凸台55外表面与压力侧肋51内表面融合成一体。在该比较例中，叶顶凸台 55与压力侧肋51融合成一体，而前述各实施例的叶顶凸台与压力侧肋、吸力侧肋相分离，因此前述实施例在扰流阻挡作用方面具有更好的效果。

本实用新型虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本实用新型，任何本领域技术人员在不脱离本实用新型的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改，例如叶顶凸台可以是圆柱形，也可以是圆台、椭圆柱、椭圆台、棱柱、棱台，冷气孔可以是圆形、椭圆形、四边形或者其他形状。因此，凡是未脱离本实用新型技术方案的内容，依据本实用新型的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本实用新型权利要求所界定的保护范围之内。

Claims (14)

1.航空发动机涡轮转子叶片，包括压力面和吸力面，叶片顶端为带凹槽的双肋叶尖结构，所述凹槽由压力侧肋、吸力侧肋以及槽底面围成，所述槽底面设置多个径向突出的叶顶凸台，其特征在于，所述叶顶凸台与压力侧肋、吸力侧肋相分离；所述叶片内部设置有冷气通道，所述叶顶凸台设置有冷气孔，所述冷气孔与叶片内部的冷气通道相通，用于喷出冷却气体冲击机匣以形成气膜覆盖在机匣内面。

2.如权利要求1所述的航空发动机涡轮转子叶片，其特征在于，所述冷气孔为圆形、椭圆形或四边形。

3.如权利要求1所述的航空发动机涡轮转子叶片，其特征在于，在所述凹槽的所述槽底面的全部区域离散分布有所述叶顶凸台，所述凹槽的槽底的型面的厚度越大，所述槽底面分布的所述叶顶凸台越多。

4.如权利要求1所述的航空发动机涡轮转子叶片，其特征在于，所述叶顶凸台沿与叶尖叶型压力侧型线走势一致的排布线分布。

5.如权利要求1所述的航空发动机涡轮转子叶片，其特征在于，相邻所述叶顶凸台的中心线的间距大于等于两倍的所述叶顶凸台的直径。

6.如权利要求1所述的航空发动机涡轮转子叶片，其特征在于，所述叶顶凸台朝所述压力侧肋倾斜，以使所述叶顶凸台的冷气孔朝向所述压力侧肋倾斜。

7.如权利要求1所述的航空发动机涡轮转子叶片，其特征在于，所述叶顶凸台垂直于所述槽底面。

8.如权利要求1所述的航空发动机涡轮转子叶片，其特征在于，所述叶顶凸台为圆柱。

9.如权利要求1所述的航空发动机涡轮转子叶片，其特征在于，所述叶顶凸台为圆台。

10.如权利要求1所述的航空发动机涡轮转子叶片，其特征在于，所述叶顶凸台为椭圆柱。

11.如权利要求1所述的航空发动机涡轮转子叶片，其特征在于，所述叶顶凸台为椭圆台。

12.如权利要求1所述的航空发动机涡轮转子叶片，其特征在于，所述叶顶凸台为棱柱。

13.如权利要求1所述的航空发动机涡轮转子叶片，其特征在于，所述叶顶凸台为棱台。

14.航空发动机涡轮转子组件，安装有若干涡轮转子叶片，所述涡轮转子叶片包括榫头、缘板、叶片，所述叶片具有中凹的压力面和中凸的吸力面，其特征在于，所述涡轮叶片为权利要求1至13中任一项所述的航空发动机涡轮转子叶片。