专利名称：一种涡轮气冷叶片的制作方法
技术领域：
本发明属于航空发动机领域，特别是涉及到一种涡轮气冷叶片。
背景技术：
提高涡轮前燃气温度，不断改善冷却结构，提高叶片冷却效率，减少冷气消耗量，一直是国外航空发动机发展计划的重要组成部分，是发展高推重比发动机的关键技术。现代国内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，这些涡轮叶片复合式冷却结构只能满足推重比10一级发动机的设计需求，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，必须采用新型高效冷却结构涡轮叶片。美国、英国和俄罗斯等国都相继研制出了新型高效涡轮冷却叶片，包括“超冷叶片”、“铸冷叶片”、“铸造层板叶片”等新型涡轮叶片，这些叶片都具有双层壁的结构特点，较高的冷却效率，但加工难度大，需要具有精密铸造技术，而叶片加工制造部门尚不具备此项技术。
发明内容
发明目的提供一种冷却效果显著的涡轮气冷叶片。技术方案一种涡轮气冷叶片，由隔板I将内腔分为前腔2和后腔3，前腔2的冷却由上端4和下端5两端供气，在叶片前缘6开设多排气膜孔7，气膜孔7具有空间角度，在轴向和径向均有分量，冷气通过气膜孔7对叶片前缘进行喷淋冷却，后腔3由上端4供气，在叶片的表面设置有若干个鳞型冷却结构单元。所述鳞型冷却结构单元包括机体12和鳞片14，机体12和鳞片14之间狭长区域为长缝15，在机体12靠近鳞片14位置设置有冲击孔13、冷却空气从叶片内腔通过冲击孔13对鳞片14进行冲击冷却，然后通过长缝15，形成气膜覆盖，对下游的鳞片14进行隔热保护。所述鳞型冷却结构单元设置在压力面10和吸力面11上。在压力面10的前腔部分以及吸力面11的前腔部分上各设置了 3个鳞型冷却结构单元，在压力面10的后腔部分设置了 4个鳞型冷却结构单元。在吸力面11的后腔部分还设置有冲击板16，冷气通过冲击板16对后腔内壁进行冲击冷却，最后流经尾缘的扰流柱群17，从尾缝排出。有益效果在涡轮叶片中冷气从稀疏的气膜孔流出后，不能完全覆盖下游的叶片表面，减小气膜孔的间距可以提高冷气的覆盖效果，但气膜孔间距不能无限制地减小，否则将影响叶片的强度水平。本发明通过在叶片表面设置鳞型冷却结构单元，可以对下游叶片进行无盲点式的气膜覆盖，同时鳞型冷却结构单元的内侧有冲击孔对其进行冲击冷却。这样，对于每一个鳞型冷却结构单元，在其外表面有上游的长缝形成的气膜进行冷气隔热保护，使其受到燃气的侵蚀较小，在其内表面有冲击孔对其进行冲击冷却，强化了冷气侧的换热，因此与传统冷却结构相比，设置鳞型冷却结构单元之后的冷却效率高，外表面的温度相对较低，叶片能够承受更高的温度载荷，同样在相同的工作环境下，可以减小叶片的冷气用量，提高发动机的效率。本发明由于鳞型冷却结构的机体与鳞片分离，使机体受燃气的影响减小，温度也相对较低，能够承受更大的机械载荷，反之，可以使机体更薄，冷气用量更少，因此采用鳞型冷却结构涡轮叶片可以提高发动机的性能和效率。
图1是本发明涡轮气冷叶片结构示意2是本发明涡轮气冷叶片截面冷却结构示意图；图3是鳞型冷却结构单元示意图。
具体实施例方式下面结合附图对本发明做进一步详细描述，请参阅图1至图3。如图1所示，一种涡轮气冷叶片，由隔板I将内腔分为前腔2和后腔3，前腔2的冷却由上端4和下端5两端供气，在叶片前缘6开设多排气膜孔7，气膜孔7具有空间角度，在轴向和径向均有分量图1中8所指的方向和径向图1中9所指的方向，冷气通过气膜孔7对叶片前缘进行喷淋冷却，后腔3由上端4供气，在叶片的表面设置有若干个鳞型冷却结构单元。通过在叶片表面设置鳞型冷却结构单元，可以对下游叶片进行无盲点式的气膜覆盖，同时鳞型冷却结构单元对下游叶片进行冲击冷却。这样，对于每一个鳞型冷却结构单元，在其外表面有上游的长缝形成的气膜进行冷气隔热保护，使其受到燃气的侵蚀较小。如图3所示，所述鳞型冷却结构单元包括机体12和鳞片14，机体12和鳞片14之间狭长区域为长缝15，在机体12靠近鳞片14位置设置有冲击孔13、冷却空气从叶片内腔通过冲击孔13对鳞片14进行冲击冷却，然后通过长缝15，形成气膜覆盖，对下游的鳞片14进行隔热保护。叶片内腔的冷却空气流经机体12上的冲击孔13对鳞片14的内壁进行冲击冷却，然后通过鳞片14与机体12构成的长缝15形成气膜，对下游的鳞片14进行无盲点的气膜覆盖，因此对于每一个鳞片14，在其外表面有上游的气膜孔或长缝形成的气膜进行冷气隔热保护，使其受到燃气的侵蚀较小，在其内表面有冲击孔13对其进行冲击冷却，强化了冷气侧的换热，因此与传统冷却结构相比，鳞型冷却结构单元外表面的温度相对较低。由于鳞型冷却结构的机体12与鳞片14叶片外表面分离，使机体受燃气的影响减小，温度也相对较低，能够承受更大的机械载荷。如图2所示，所述鳞型冷却结构单元设置在压力面10和吸力面11上。如图2所示，本实施例中，在压力面10的前腔部分以及吸力面11的前腔部分上各设置了 3个鳞型冷却结构单元，在压力面10的后腔部分设置了 4个鳞型冷却结构单元。鳞型冷却结构单元的数量可以根据实际需求进行调整。如图2所示，在吸力面11的后腔部分还设置还有冲击板16，冷气通过冲击板16对后腔内壁进行冲击冷却，最后流经尾缘的扰流柱群17，从尾缝排出。 本发明由于鳞型冷却结构的机体与鳞片分离，使机体受燃气的影响减小，温度也相对较低，能够承受更大的机械载荷，反之，可以使机体更薄，冷气用量更少，因此采用鳞型冷却结构涡轮叶片可以提高发动机的性能和效率。鳞型冷却结构涡轮叶片是在传统冷却方式的基础上拓展出的一种新型的冷却结构的涡轮气冷叶片，使用该冷却结构可以加强叶片燃气侧的隔热防护，同时强化叶片内部的换热，提高叶片冷却效率，降低叶片的最高温度，使叶片适应更高的工作温度；并且减少叶片的冷气用量，从而提高发动机的工作效率；使叶片能够承受更1 强度的机械载荷，或在同等载荷情况下，减少叶片重量，提1 发动机推重t匕，增强发动机性能；简化冷却结构，使 其可以釆用传统铸造技术进行铸造加工。
权利要求
1.一种涡轮气冷叶片，由隔板(I)将内腔分为前腔(2)和后腔(3)，前腔(2)的冷却由上端(4)和下端(5)两端供气，在叶片前缘(6)开设多排气膜孔(7)，气膜孔(7)具有空间角度，在轴向和径向均有分量，冷气通过气膜孔(7)对叶片前缘进行喷淋冷却，后腔(3)由上端(4)供气，其特征在于，在叶片的表面设置有若干个鳞型冷却结构单元。
2.根据权利要求1所述的一种涡轮气冷叶片，其特征在于，所述鳞型冷却结构单元包括机体(12)和鳞片(14)，机体(12)和鳞片(14)之间狭长区域为长缝(15)，在机体(12)靠近鳞片(14)位置设置有冲击孔(13)、冷却空气从叶片内腔通过冲击孔(13)对鳞片(14)进行冲击冷却，然后通过长缝(15)，形成气膜覆盖，对下游的鳞片(14)进行隔热保护。
3.根据权利要求2所述的一种涡轮气冷叶片，其特征在于，所述鳞型冷却结构单元设置在压力面(10)和吸力面(11)上。
4.根据权利要求3所述的一种涡轮气冷叶片，其特征在于，在压力面(10)的前腔部分以及吸力面(11)的前腔部分上各设置了 3个鳞型冷却结构单元，在压力面(10)的后腔部分设置了 4个鳞型冷却结构单元。
5.根据权利要求4所述的一种涡轮气冷叶片，其特征在于，在吸力面(11)的后腔部分还设置有冲击板(16)，冷气通过冲击板(16)对后腔内壁进行冲击冷却，最后流经尾缘的扰流柱群(17)，从尾缝排出。
全文摘要
本发明属于航空发动机领域，特别是涉及到一种涡轮气冷叶片，由隔板1将内腔分为前腔2和后腔3，前腔2的冷却由上端4和下端5两端供气，在叶片前缘6开设多排气膜孔7，在叶片的表面设置有若干个鳞型冷却结构单元。与传统冷却结构相比，设置鳞型冷却结构单元之后的冷却效率高，外表面的温度相对较低，叶片能够承受更高的温度载荷，同样在相同的工作环境下，可以减小叶片的冷气用量，提高发动机的效率。本发明由于鳞型冷却结构的机体与鳞片分离，使机体受燃气的影响减小，温度也相对较低，能够承受更大的机械载荷，反之，可以使机体更薄，冷气用量更少，因此采用鳞型冷却结构涡轮叶片可以提高发动机的性能和效率。
文档编号F01D5/18GK103046967SQ20121057887
公开日2013年4月17日 申请日期2012年12月27日 优先权日2012年12月27日
发明者潘炳华, 苏云亮, 郭文, 呼艳丽, 杨军 申请人:中国燃气涡轮研究院