一种带有冷却结构的航空发动机涡轮叶片的制作方法

本发明涉及航空发动机制冷技术领域，尤其涉及一种带有冷却结构的航空发动机涡轮叶片。

背景技术：

随着航空发动机技术的飞跃发展，航空发动机压气机增压比以及涡轮前进口温度均大幅提高，这必然导致涡轮叶片所受到的热负荷增加，而使其承受非常严重的热应力。为解决这个问题，除了不断发展新材料和新工艺以外，决定性的因素之一是对涡轮叶片采用先进的高效强化冷却技术。涡轮叶片的冷却技术主要从两个方面进行：一是强化涡轮叶片内部冷却空气的扰动，增加涡轮叶片内部的换热面积；二是在叶片表面采用气膜冷却，以有效阻隔高温燃气对涡轮叶片的对流换热。但是无论是哪种方式涡轮叶片的制冷效果均有限。

技术实现要素：

鉴于上述的分析，本发明旨在提供一种带有冷却结构的航空发动机涡轮叶片，用以解决现有航空发动机涡轮叶片制冷不足的问题。

本发明的目的主要是通过以下技术方案实现的：

本发明技术方案中，一种带有冷却结构的航空发动机涡轮叶片，航空发动机涡轮叶片包括：前端、压力面、吸力面和尾端，前端、压力面、吸力面和尾端围成空心结构，空心结构为冷流提供流动通道；

前端、压力面和吸力面中至少一个为中部设有换热腔的薄壁结构，且换热腔分别与空心结构连通；

换热腔和航空发动机涡轮叶片外部通过出气变径孔连通；出气变径孔与换热腔连接的进口的面积小于出气变径孔与航空发动机涡轮叶片外部的出口的面积。

本发明技术方案中，前端设有换热腔，且换热腔通过出气变径孔与航空发动机涡轮叶片外部连通；

出气变径孔的轴线与出气变径孔所在位置处的与前端外表面相切的平面垂直。

本发明技术方案中，出气变径孔的直径沿出气变径孔轴线方向从进口到出口均匀增加。

本发明技术方案中，出气变径孔的直径沿出气变径孔轴线方向从进口到出口先不变，再均匀增加。

本发明技术方案中，压力面和/或吸力面设有换热腔，且换热腔通过出气变径孔与航空发动机涡轮叶片外部连通；

出气变径孔的进口在航空发动机涡轮叶片外表面的投影比出气变径孔的出口更靠近前端。

本发明技术方案中，出气变径孔的直径沿出气变径孔轴线方向从进口到出口均匀增加。

本发明技术方案中，出气变径孔的直径沿出气变径孔轴线方向从进口到出口先不变，再均匀增加。

本发明技术方案中，尾端设有换热腔，且尾端的换热腔通过出气直孔与航空发动机涡轮叶片外部连通；

压力面和吸力面在尾端处相切，且均与同一平面相切，出气直孔的轴线与平面平行或重合。

本发明技术方案中，出气直孔沿航空发动机涡轮叶片的延伸方向均匀设置，且在垂直于航空发动机涡轮叶片的延伸方向的平面上均匀设置；

尾端的换热腔内设有连接航空发动机涡轮叶片内外表面的支撑扰流结构。

本发明技术方案中，出气变径孔沿航空发动机涡轮叶片的延伸方向均匀设置，且在垂直于航空发动机涡轮叶片的延伸方向的平面上均匀设置；

换热腔内设有连接航空发动机涡轮叶片内外表面的支撑扰流结构。

本发明技术方案中，一种航空发动机，航空发动机包括：进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管；

涡轮的叶片采用上述技术方案中的带有冷却结构的航空发动机涡轮叶片；

压气机与燃烧室连接并共用外壳；

进气道设置在航空发动机的前端，且压气机的内部通过进气道与外界连通；

尾喷管设置在燃烧室的尾部，且涡轮设置在尾喷管内。

本发明技术方案至少能够实现以下效果之一：

1、本发明将出气孔设置为内小外大的变径孔，能够通过气体体积变化，而使温度内低外高进而提高冷却效果；

2、本发明中压力面和吸力面的通气孔均偏向尾部，在涡轮叶片转动是更加容易生成气膜，从而保证气膜的隔热效果，此外，能够避免与压力面和吸力面的出气孔朝向涡轮的前进方向，进而提高了涡轮运转的能量利用率。

本发明中，上述各技术方案之间还可以相互组合，以实现更多的优选组合方案。本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分优点可从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过说明书、权利要求书以及附图中所特别指出的内容中来实现和获得。

附图说明

附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制，在整个附图中，相同的参考符号表示相同的部件。

图1为本发明实施例中的整体剖视图；

图2-1为本发明实施例的a处放大的实例1示意图；

图2-2为本发明实施例的a处放大的实例2示意图；

图3-1为本发明实施例的b处放大的实例1示意图；

图3-2为本发明实施例的b处放大的实例2示意图；

图4-1为本发明实施例的c处放大的实例1示意图；

图4-2为本发明实施例的c处放大的实例2示意图；

图5为本发明实施例的d处放大的实例示意图；

附图标记；

1-前端；2-压力面；3-吸力面；4-尾端。

具体实施方式

下面结合附图来具体描述本发明的优选实施例，其中，附图构成本申请一部分，并与本发明的实施例一起用于阐释本发明的原理，并非用于限定本发明的范围。

实施例1

在航空发动机领域中，由于涡轮叶片长时间与燃烧后的热气接触，所以通常温度会相当高，而涡轮叶片无论使用哪种合金材料，其在高温下的结构性能往往都会变差，因此如果只是改变无论材料，考虑到合金的高温力学性能，最终涡轮叶片的制冷效果的提升有限，所以越来越多的研发开始转向通过特定的结构来使得无论页面表面形成气膜来实现无论叶片的制冷或隔热。然而一旦对涡轮进行过多的结构改进，往往会影响其流体力学性能，进而影响涡轮的工作效率。

本发明实施例通过在涡轮叶片表面设置出气孔来形成气膜，同时合理的设置了出气孔的朝向，能够在形成气膜的同时，尽量削弱出气孔对涡轮叶片的流体力性能的影响，再结合出气孔内小外大的截面尺寸，能够进一步保证外高内低的温度，从而在不影响涡轮工作效率的情况下，明显的提高制冷和隔热效果。

具体的，本发明实施例提供了一种带有冷却结构的航空发动机涡轮叶片，如图1所示，航空发动机涡轮叶片包括：前端1、压力面2、吸力面3和尾端4，前端1、压力面2、吸力面3和尾端4围成空心结构，空心结构为冷流提供流动通道；前端1、压力面2和吸力面3中至少一个为中部设有换热腔的薄壁结构，且换热腔分别与空心结构连通；换热腔和航空发动机涡轮叶片外部通过出气变径孔连通；出气变径孔与换热腔连接的进口的面积小于出气变径孔与航空发动机涡轮叶片外部的出口的面积。

本发明实施例中对涡轮叶片的具体形状不做限制，采用常见的涡轮叶片形状即可。前端1、压力面2、吸力面3中至少二个设有换热腔时，由于涡轮叶片在运转时各处的高温气体的流速和压力不同，因此各个部分赌赢的换热腔内的冷流的压力和流速也需要相应调整，所以彼此需要隔离开。出气变径孔的截面尺寸为内小外大，根据理想气体状态方程，由于外侧的截面尺寸变大，冷流气体的体积变大，温度升高，从而避免与涡轮叶片外部高温气体形成过大的温度差，避免高温气体的热量过多的传递给气膜，避免影响涡轮的工作效率，同时能够形成温度稳定的气膜起到一定的隔热作用，保证了制冷的效果。

如图2-1、2-2所示，本发明实施例中，前端1设有换热腔，且换热腔通过出气变径孔与航空发动机涡轮叶片外部连通；出气变径孔的轴线与出气变径孔所在位置处的与前端1外表面相切的平面垂直。考虑到前端1为迎风面，所以出气孔中换热后的冷流需要较大的压力才能从出气孔中流出，此外只要冷流能够流出，由于外部的高温气体的流动，流出的冷流可以在前端1直接形成气膜，所以出气变径孔的轴线与出气变径孔所在位置处的与前端1外表面相切的平面垂直，即平行于外部高温气体的流动方向。

为了保证出气变径孔的变径结构能够具备较好的隔热效果，出气变径孔的变径部分需要均匀变化。根据理想气体状态方程，锥角越大产生温度降低效果越明显，但是当锥角增大到一定程度，温度降低的效果不会继续明显增加，相反地，变径部分的加工难度却会大幅度提高，综合考虑以上两点，出气变径孔的变径部分的侧壁锥角为30°-120°，为了能够最大限度地平衡加工难度和隔热效果，出气变径孔的变径部分的侧壁锥角优选为60°-90°。

具体的给出两种实例，出气变径孔的直径沿出气变径孔轴线方向从进口到出口均匀增加，即整体均匀变径；出气变径孔的直径沿出气变径孔轴线方向从进口到出口先不变，再均匀增加，即部分均匀变径其余为非变径。

如图3-1、3-2、4-1、4-2所示，在涡轮叶片领域中，压力面2通常指外凸曲面，吸力面3通常指内凹曲面，虽然二者的一凹一凸，但是外部的高温气体均不会垂直吹向叶轮外表面，而是向涡轮叶片的尾端4倾斜流动，所以如果依然采用出气变径孔垂直切面的形式并不能形成均匀的气膜，反而会增加迎风面积，从而降低涡轮的工作效率。本发明实施例中，压力面2和/或吸力面3设有换热腔，且换热腔通过出气变径孔与航空发动机涡轮叶片外部连通；出气变径孔的进口在航空发动机涡轮叶片外表面的投影比出气变径孔的出口更靠近前端1。向尾端4倾斜的出气变径孔，能够使流出的冷流朝向尾端4流动，便于形成均匀的气膜，还能减小迎风面积，无需过大的冷流压力。综合考虑加工难度以及气膜的均匀程度，出气变径孔的轴线与其所在处的切面的夹角为45°-90°，优选为60°-75°。

同样为了保证出气变径孔的变径结构能够具备较好的隔热效果，压力面2和吸力面3的出气变径孔的变径部分需要均匀变化。具体的给出两种实例，出气变径孔的直径沿出气变径孔轴线方向从进口到出口均匀增加，即整体均匀变径；出气变径孔的直径沿出气变径孔轴线方向从进口到出口先不变，再均匀增加，即部分均匀变径其余为非变径。

涡轮叶片尾端4的温度不会像其他部分那么高，不过尾端4依然可以设置换热腔来进一步提高制冷效果。具体的，如图5所示，本发明实施例中，尾端4设有换热腔，且尾端4的换热腔通过出气直孔与航空发动机涡轮叶片外部连通；压力面2和吸力面3在尾端4处相切，且均与同一平面相切，出气直孔的轴线与平面平行或重合。尾端4流出的冷流会直接随外部高温气体沿尾端4切线方向流走，因此无需考虑气膜的问题，只需要保证流出方向与高温气体的流向相同即可。出于加工难度的考虑，尾端4由于温度相对较低，直接使用直孔。

为了保证尾端4更加均匀保证制冷效果，本发明实施例中，出气直孔和沿航空发动机涡轮叶片的延伸方向均匀设置，且在垂直于航空发动机涡轮叶片的延伸方向的平面上均匀设置。

出于同样的考虑，以及保证气膜在涡轮叶片表面的均匀性，本发明实施例中，出气变径孔沿航空发动机涡轮叶片的延伸方向均匀设置，且在垂直于航空发动机涡轮叶片的延伸方向的平面上均匀设置。

由于开孔过多或开孔过大都会影响到航空发动机涡轮叶片的整体结构强度，而开孔过少或开孔过小都会影响到航空发动机涡轮叶片的冷却效果，本发明实施例中，出气变径孔和出气直孔的面积和为航空发动机涡轮叶片的面积的5％-20％，为了在不影响发动机涡轮叶片的结构强度的情况下，最大限度地提高气膜的厚度和均匀性，出气变径孔和出气直孔的面积和为航空发动机涡轮叶片的面积的5％-20％优选为7％-12％。

此外，为了进一步提高换热腔内的冷流与涡轮叶片之间的换热效率，本发明实施例中，换热腔内设有连接航空发动机涡轮叶片内外表面的支撑扰流结构，其支撑功能，能够保证涡轮叶片的结构强度，防止告诉运转时发生结构损坏，其扰流功能也能够使冷流与涡轮叶片接触更加充分，提高换热效率。

实施例2

本发明实施例中，一种航空发动机，航空发动机包括：进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管；

涡轮的叶片采用实施例1中的带有冷却结构的航空发动机涡轮叶片；

压气机与燃烧室连接并共用外壳；

进气道设置在航空发动机的前端，且压气机的内部通过进气道与外界连通；

尾喷管设置在燃烧室的尾部，且涡轮设置在尾喷管内。

综上所述，本发明实施例提供了一种带有冷却结构的航空发动机涡轮叶片，本发明将出气孔设置为内小外大的变径孔，能够通过气体体积变化，而使温度内低外高进而提高冷却效果；本发明中压力面2和吸力面3的通气孔均偏向尾部，在涡轮叶片转动是更加容易生成气膜，从而保证气膜的隔热效果，此外，能够避免与压力面2和吸力面3的出气孔朝向涡轮的前进方向，进而提高了涡轮运转的能量利用率。

以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。