专利名称：航空发动机涡轮转子叶片的集束分流式热防护的制作方法
技术领域：
本发明涉及航空涡轮风扇发动机，尤其涉及提高热端部件 耐高温性能的防护技术。
背景技术：
我国2006年公布歼一IO战斗机及发动机研制成功，标志 着我国军用飞机实现了从第二代向第三代的历史性跨越。从航 空发动机发展趋势看，提高涡轮前燃气温度已成为提高航空发 动机性能的重要技术途径。目前航空发动机涡轮叶片普遍采用 的降温冷却热防护措施，外部为气膜冷却、内部为叶片内腔对 流换热冷却。歼一IO战斗机装置的涡轮风扇发动机，涡轮前 燃气温度约为1500°C。美国F119—PW—100战斗机涡扇发动 机的涡轮叶片冷却方式，为气膜冷却与叶片内腔多通道对流冷 却相结合，其冷却效果达450 ~ 500°C，该叶片表面的隔热涂 层还起到15(TC左右的隔热作用，再加上第三代单晶体材料做 成的叶片，使涡轮前燃气温度提高到170(TC。气膜冷却作为 一种有效的热防护措施，表面气膜是叶片内腔中的冷却气由叶 片壁面的大量气膜孔向外流出形成的，虽然可以阻隔燃气对热 端部件固壁材料的腐蚀，但由于气膜孔是由叶片壁面直接向叶 片内腔打通的，若气膜孔太多，必然会影响叶片的强度。而且气膜孔的分布断续、不均匀，产生的气膜同样不均匀、不稳定， 流路较短，冷却气利用率不高，会影响隔热效果。此外发散冷 却虽然更加有效，但因发散实验叶片是由多孔材料制作的，易 被冷气中的灰尘堵塞，而且多孔材料受到氧化腐蚀等，影响使 用寿命，所以未能在实际中应用。(以上背景技术来源于国防 科工委《先进制造技术导论》、《现代航空发动机技术与发展》，
北京航空航天大学出版的《航空传热学》、《2006年世界前沿
技术发展报告》等资料。)
发明内容
本发明的目的，就是提供一种新的热防护措施，改进和加 强涡轮转子叶片的冷却结构，提高冷却气利用率，增进热防护 性能，有利于提高航空发动机涡轮前燃气温度。
本发明的任务是这样完成的研究设计航空发动机涡轮转 子叶片的集東分流式热防护，涡轮转子叶片的承力骨架上开设 若干连通叶片内腔的引气孔，沿承力骨架的表层开出气流通道， 连接引气孔的出口，在气流通道上面的叶片壁面分段向外开出 微气膜孔、排尘气膜孔，在设定的区域范围内，由一个引气孔 连通数条气流通道构成一个冷却单元，承力骨架上密集分布若 干个冷却单元，叶片内腔中的冷却气经由引气孔流向气流通道，
通过微气膜孔、排尘气膜孔向叶片壁面外喷出，围绕涡轮转子叶片形成气膜，其流程对涡轮转子叶片热端进行强化换热冷却, 对燃气传热实行阻隔。气流通道沿承力骨架表层开设，由连接 的引气孔出口向涡轮转子叶片的尾端方向延伸，冷却气在气流 通道内对周围进行强化换热冷却，对高温叶片壁面向承力骨架 传热实行阻隔。叶片壁面上开出的微气膜孔和排尘气膜孔，孔 轴线与连通的气流通道之间向涡轮转子叶片尾端方向的夹角 形成锐角，冷却气由气流通道通过叶片壁面上的大量微气膜孔 和排尘气膜孔向外排出，形成紧贴涡轮转子叶片的气膜，阻隔 高温燃气向涡轮转子叶片传热及侵蚀。气流通道设置在接近涡 轮转子叶片热端的叶片壁面内层，汇集成集束冷却结构，对热 端实行换热冷却和阻隔防热。本发明可以与叶片内腔对流冷却、 表面陶瓷涂层隔热技术结合进行。釆用集東分流式热防护措施 的涡轮转子叶片，通过承力骨架上开通的引气孔，使叶片内腔 与承力骨架表层开设的气流通道连通。根据各位置的温度场、 压力、气动要求及离心负荷，气流通道在邻热端处汇集，叶片 内腔中的冷却气通过引气孔流到这些气流通道上，经叶片壁面 开出的微气膜孔和排尘气膜孔向外喷出，形成气膜层。冷却气 由叶片端部进入叶片内腔对内壁进行对流换热冷却，再由引气 孔进入承力骨架上的气流通道中。冷却气流经过这些密集分布 而且流程较长的气流通道时，即对通道周围的叶片壁面内侧、叶片壁面与承力骨架的连接处及承力骨架内侧进行了一次强 化对流换热冷却。由于气体的热传导系数远低于高温合金材料 的热传导系数，气流通道中的冷却气流形成了阻隔高温叶片壁 面向低温承力骨架传热的中间隔热层，构成第一次隔热防护。 冷却气通过连通气流通道的叶片壁面上分段开出的若干微气 膜孔和排尘气膜孔，向叶片壁面外喷出无数的微气流，形成均 匀、连续而稳定的气膜，又一次对叶片壁面实行强化对流换热 冷却。冷却气在紧贴叶片壁面外部形成的气膜，构成阻隔热燃 气的第二次隔热防护。涡轮转子叶片釆用集東分流式热防护措 施，共获得两次换热冷却，再加上现有的叶片内腔对流冷却方 式，实际就进行了三次换热冷却，并构成两次隔热防护。由于 冷却气通过密集而相对较长的气流通道，对流路进行了充分的 冷却后，再从叶片壁面上无数的微气膜孔及排尘气膜孔流出， 充分延长了冷却气在流路中经过的时间，增加了冷却换热面积, 从而有效地提高了冷却气利用率，增强了热防护效果。为了利 用表面耐高温陶瓷涂层技术，涡轮转子叶片保留了实施陶瓷涂 层隔热的条件。本发明的构思原理可用于燃烧室的火焰简等其 它热端部件的热防护。
按照上述设计构思，釆用本发明原理对航空涡轮风扇发动 机的涡轮转子叶片进行集束分流式热防护，充分利用冷却气对涡轮转子叶片实行换热冷却和隔热防护，可扩大冷却换热面积， 延长冷却时间，提高冷却气利用率，增强热防护效果，有利于 提高涡轮前燃气温度、提高发动机性能，较好地达到了预定目 的。
图i是本发明的涡轮转子叶片U)示意图2是图1的A向B-B剖面结构示意图； 图3是本发明的冷却单元(H)设置示意图； 图4是图2的K向C—C剖面局部结构示意图； 图5是图2的动态冷却气(Q)流向示意图。 图中，l一涡轮转子叶片，2 —叶片壁面，3—承力骨架，4 一内腔隔套；N—叶片内腔，Y—引气孔，T—气流通道，W— 微气膜孔，P—排尘气膜孔，D—定位点，Q—冷却气，M—气膜， G—隔套气孔，H—冷却单元，R—热端，L一冷端，A—视向符 号，B—剖面符号，K一视向符号，C一剖面符号。
具体实施例方式
下面结合附图对本发明的实施方式作进一步说明。 参阅图1,涡轮转子叶片1的叶片壁面2下面的承力骨架 3表层设置若干冷却单元H,由涡轮中心向涡轮转子叶片1尾 端方向分布。内部结构的B—B剖面，由A向表达。参阅图2，涡轮转子叶片1的外层是叶片壁面2,固定铺 敷在承力骨架3外面，内部构成叶片内腔N,内层中设有内腔 隔套4。环绕承力骨架3开设若干引气孔Y,连通叶片内腔N, 在承力骨架3的外表层上开设若干气流通道T。
参阅图3，由承力骨架3外表层直通叶片内腔N的引气孔 Y,连接若干气流通道T构成冷却单元H,气流通道T沿承力 骨架3表层设置，向涡轮转子叶片1的尾端方向延伸。设计在 承力骨架3表层上划分出若干个紧密邻接的六边形区域，在六 边形的各个顶角位置打出定位点D,在六边形内接近内顶角定 位点D的位置，打通连接叶片内腔N的引气孔Y,在承力骨架 3的表层上，刻蚀出连接引气孔Y出口的气流通道T沟槽，然 后在气流通道T上喷涂耐高温氧化合金。数条气流通道T连接 一个引气孔Y设置在由6个定位点D环绕确定的六边形区域范 围内，构成一个冷却单元H,每个六边形区域内各有一个冷却 单元H,若干个冷却单元H在叶片壁面2下面的承力骨架3表
层密集设置，连续排列。
参阅图4，在气流通道T上面的叶片壁面2上分段打通微
气膜孔W和排尘气膜孔P，孔轴线与气流通道T之间向涡轮转 子叶片1尾端方向的夹角形成锐角，有利于气流通道T实现无 障碍排尘、无堵塞通气。叶片内腔N的内腔隔套4中的冷却气Q通过隔套气孔G流出，经由承力骨架3上开通的引气孔Y流 向气流通道T,由气流通道T通过微气膜孔W和排尘气膜孔P 向叶片壁面2外喷出，在叶片壁面2表面构成气膜M，达到冷 端L向热端R的换热冷却效果，对涡轮转子叶片l实行热防护。 参阅图5，航空发动机工作时，涡轮转子叶片l处于涡轮
前燃气高温包围中。冷却气Q由涡轮转子叶片l端部进入叶片 内腔N中，对叶片内腔N进行对流换热冷却，之后由叶片内腔 N连通承力骨架3的引气孔Y进入气流通道T中，对气流通道 T紧邻的叶片壁面2内面、与承力骨架3的连接处及与承力骨 架3相邻的结构进行强化对流换热冷却，然后经由叶片壁面2 上分段开设与气流通道T连通的微气膜孔W和排尘气膜孔P, 向叶片壁面2外喷出无数冷却气Q的微气流，在涡轮转子叶片 l的热端形成均匀、连续而稳定的气膜M,又一次对叶片壁面 2实行强化对流换热冷却。大量连续的冷却气Q在叶片壁面2 上形成气膜M,起到了阻隔热燃气的隔热效果，对涡轮转子叶 片1实行了有效的热防护。
采用集束分流式热防护措施的涡轮转子叶片1,改变了现 有技术在叶片壁面2上直接向叶片内腔N打孔的方式，克服了 叶片壁面2与承力骨架3结合不牢固的问题，加强了冷却结构， 增加了冷却气Q流路的冷却换热面积,提高了冷却气Q利用率。本发明与传统的叶片内腔N对流冷却方式共用，总冷却效果可
达到650°C，加上新一代单晶高温合金(耐温约达105(TC)制 成的涡轮转子叶片l,可使承受的涡轮前燃气温度达到1700°C 大关。若再对叶片壁面2釆取表面隔热陶瓷涂层处理和冷却气 Q在外涵道降温等其它措施，将为航空发动机的涡轮前燃气温 度提高到170(TC以上创造有利条件，对增强航空燃气涡轮发 动机的推力、提高发动机性能具有重要作用。本发明的热防护 原理同样可适用于燃烧室火焰简等其它热端部件。
权利要求
1、航空发动机涡轮转子叶片的集束分流式热防护，其特征在于涡轮转子叶片(1)的承力骨架(3)上开设若干连通叶片内腔(N)的引气孔(Y)，沿承力骨架(3)的表层开出气流通道(T)，连接引气孔(Y)的出口，在气流通道(T)上面的叶片壁面(2)分段向外开出微气膜孔(W)、排尘气膜孔(P)，在设定的区域范围内，由一个引气孔(Y)连通数条气流通道(T)构成一个冷却单元(H)，承力骨架(3)上密集分布若干个冷却单元(H)，叶片内腔(N)中的冷却气(Q)经由引气孔(Y)流向气流通道(T)，通过微气膜孔(W)、排尘气膜孔(P)向叶片壁面(2)外喷出，围绕涡轮转子叶片(1)形成气膜(M)，对涡轮转子叶片(1)热端进行强化换热冷却，对燃气传热实行阻隔。
2、 按照权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片的集東分 流式热防护，其特征在于所说的气流通道(T )沿承力骨架(3 ) 表层开设，由连接的引气孔(Y)出口向涡轮转子叶片(1)的 尾端方向延伸，冷却气(Q)在气流通道(T)内对周围进行强 化换热冷却，对高温叶片壁面(2)向承力骨架(3)传热实行 阻隔。
3、 按照权利要求l所述的航空发动机涡轮转子叶片的集 束分流式热防护，其特征在于所说的叶片壁面(2)上开出的微气膜孔(w)和排尘气膜孔(P),孔轴线与连通的气流通道 (T)之间向涡轮转子叶片(2)尾端方向的夹角形成锐角，冷 却气(Q)由气流通道(T)通过叶片壁面(2)上的大量微气 膜孔(W)和排尘气膜孔(P)向外排出，形成紧贴涡轮转子叶 片(1)的气膜(M)。
全文摘要
航空发动机涡轮转子叶片的集束分流式热防护，在涡轮转子叶片(1)的承力骨架(3)上开设连通叶片内腔(N)的若干引气孔(Y)，每个引气孔(Y)连通数条气流通道(T)构成一个冷却单元(H)，承力骨架(3)上密集分布若干个冷却单元(H)。叶片内腔(N)中的冷却气(Q)经由引气孔(Y)流向气流通道(T)，通过叶片壁面(2)上的微气膜孔(W)、排尘气膜孔(P)向外面喷出，形成气膜(M)，对涡轮转子叶片(1)热端进行强化换热冷却，对传热实行阻隔。本发明可扩大冷却换热面积，延长冷却时间，提高冷却气利用率，增强热防护性能，提高航空发动机涡轮前燃气温度。
文档编号F01D5/14GK101586475SQ20081023874
公开日2009年11月25日 申请日期2008年12月23日 优先权日2008年12月23日
发明者张金山 申请人:张金山