专利名称：一种燃气涡轮冷却叶片的制作方法
技术领域：
本实用新型涉及涡轮动力装置中的涡轮叶片冷却，特别是一种适用于航空燃气涡轮喷气发动机的燃气涡轮冷却叶片。
提高热循环的最高温度是改善各种热能动力机械性能最基本的技术途径。以航空燃气涡轮动力装置为例，燃气温度逐年在提高，六十年代以后大约以每年20K的速度增长，现代的高温航空燃气涡轮中燃气温度已高达1900K左右，下一代燃气涡轮还会要求更高的工作温度。日益提高的燃气温度使燃气涡轮动力装置的高温零件，尤其是涡轮叶片的工作环境严重恶化。目前许多燃气涡轮中的燃气温度已超过了耐热金属的熔点，冷却已成为必不可少的措施，各种气冷技术如冲击冷却、气膜冷却、壁面粗糙强化冷却等已广泛应用于涡轮叶片，致使涡轮叶片内冷通道的结构弯曲、复杂。在一些先进的燃气涡轮中，用于冷却涡轮的空气量已高达15％至20％，大量空气用于冷却，造成了动力装置性能的重大损失。在提高空气压缩比的同时，不可避免地会提高冷却空气的温度，降低其吸热能力，使得冷却的难度增大。由于航空燃气涡轮发动机的主要工作介质是空气，目前高温涡轮叶片都制成气冷空腔的，内部采用气冷强化换热冷却，致使涡轮叶片内冷通管的结构弯曲、复杂，材料和加工费用高昂。而且单纯的气冷方式提高换热系数的裕度已经不大，很难满足日益提高的燃气温度的要求。采用液冷换热系数可提高三个数量级，但飞机上额外携带液体作为涡轮叶片的冷却剂是不可能的。曾有人考虑用燃油去冷却涡轮叶片，事实证明燃油易在冷却通道中烧结堵塞，还容易出现燃油管道气塞现象，导致发动机工作不正常。因此，研究冷却新概念和新的高效冷却方式，减少冷却的用气量，已成为发展下一代燃气涡轮的紧迫要求。
本实用新型提出了一种燃气涡轮冷却叶片(主要针对涡轮动叶片)，它以空心涡轮叶片为基础，其关键是在叶片壁厚内设置若干沿叶身各个独立的热侧通道，在叶片的空腔内亦设置若干沿叶片高度方向各个独立的冷侧通道，将两通道之间上、下两端分别连通，构成密闭连通通道，并在通道内注入流体，当燃气涡轮高速旋转时，由于离心力的热驱动作用，使得流体由叶片壁厚内的热通道一侧向叶片空腔内的冷通道一侧流动并构成内循环，以达到冷却换热之效果。
本实用新型的技术方案如下以现有的在叶片上设有冷却空气进、出口的气冷空腔叶片为基础，其特征是在叶片壁厚内设置若干沿叶身各自独立的热侧通道，在叶片气冷空腔内设置若干沿叶高方向各自独立的冷侧通道，将冷、热侧通道的上端与上端，下端与下端之间互相连通，形成闭合通道，在闭合通道管内注入流体，冷、热侧通道应处于燃气涡轮旋转的离心力场下，冷、热通道的走向与离心力方向不相垂直。冷、热侧通道之间的连通关系为单个或多个热侧通道与相同或不相同的冷侧通道相连通。叶片壁厚内的热侧通道设置在叶片中心厚度或中心厚度内侧，热侧通道直径≤1mm，冷侧通道和连通通道直径均≥热侧通道直径。冷侧通道可各自裸露在气冷空腔中或多个冷侧通道制于扁平翅片中，翅片与叶片联接于空腔内或将冷、侧通道制成若干“T”形单元体，将单元体排列插入叶片壁厚上，插接缝处烧、焊接。在闭合通道内注入的最好是液体，液体须充满通道。
以下结合附图给出的实施例进一步说明本发明的工作原理及结构。
图1为本实用新型冷却方式(叶高剖面)示意图；图2为本实用新型翅片冷却通道横截面示意图；图3为本实用新型“T”形单元冷却通道在叶片中的排列方式；图4为“T”形插入单元的结构示意图；图5为图4的B-B剖面；图6为图4的A-A剖面。
参看
图1、2、3，在现有的气冷空腔叶片1中，4为气冷空腔，空腔中有来自压气机的冷却空气10，通常在叶片的尾缘上设有冷却空气出口11，(冷却空气出口至下级涡轮或尾喷管)9为叶冠。在叶片壁厚上设有热侧通道2(可为微细小孔或细管，对直型叶片则为直线，对扭曲叶片则为弯曲型)，在叶片空腔4中设有冷侧通道3，将冷、热通道的上、下二端分别由连通管8连通，构成封闭通道，当涡轮叶片高速旋转时，通道内的流体受到很大的离心力作用，由于燃气对涡轮叶片加热，使热侧通道内的流体受热在离心力方向上产生浮升力，而冷侧通道中的流体受冷在离心力方向上下沉，造成了流体在封闭通道中产生循环流动，即所谓的热驱动原理。其循环流动中的热量则由气冷空腔中冷却空气带走。研究表明，高密度流体(如液体)在通道中的换热系数非常之高，在很小流量情况下，可达6×105W/mk、热流密度达1000W/cm2，是目前高效气冷强化换热系数的100-1000倍。由于涡轮叶片外表燃气侧换热面积是有限的，因此换热系数较低，比液体的换热系数要低2、3个数量级。微细通道的特点是表面积与其体积之比很大，所以可通过极大的增加换热面积来提高换热能力。图2中的5为支撑冷侧通道的翅片。还可将冷、热侧通道均制成于“T”形单元体6中插入壁厚中，如图3所示排列，图3中7为现有气膜冷却孔(本实用新型可与气膜冷却式叶片联合运用，但应注意加工热侧通道时，要避免与气膜孔交汇)，图4、5、6中，6为“T”形单元体，冷侧通道3与热侧通道2之间由连通管(孔)8连通。
本实用新型的优点是①由于冷侧通道换热面积很大，所以空气冷却通道可采用直通道，避免采用弯曲复杂的冷却通道增加加工难度；②冷、热侧温差越大，离心力越大，流体循环流动越快，则换热系数越大；③叶片沿叶高方向温度均匀，叶片整体表面温度更均匀；④可大大缓解目前高温涡轮叶片的窘境，扩大现在和未来发动机的温度裕度，有助于增加涡轮叶片的寿命。
在本实用新型的最后，还要强调的是冷、热通道必须处于离心力场下，通道的走向不能与离心力方向成90°，流体循环通道内最好注入的是液体。本实用新型涡轮叶片新型超冷技术不但直接对航空发动机性能提高，寿命延长带来好处，还可以应用于民用燃气轮机的涡轮叶片和高温旋转部件的冷却、大型气冷发电机组、旋转条件下的电子部件冷却等，对传热及冷却理论研究也具有重大意义。
权利要求1.一种燃气涡轮冷却叶片，以现有的在叶片上设有冷却空气进、出口的气冷空腔叶片为基础，其特征是在叶片壁厚内设置若干沿叶身各自独立的热侧通道，在叶片气冷空腔内设置若干沿叶高方向各自独立的冷侧通道，将冷、热侧通道的上端与上端，下端与下端之间互相连通，形成闭合通道，在闭合通道管内注入流体，冷、热侧通道应处于燃气涡轮旋转的离心力场下，冷、热通道的走向与离心力方向不相垂直。
2.根据权利要求1所述的燃气涡轮冷却叶片，其特征是冷、热侧通道之间的连通关系为单个或多个热侧通道与相同或不相同的冷侧通道相连通。
3.根据权利要求1或2所述的燃气涡轮冷却叶片，其特征是叶片壁厚内的热侧通道设置在叶片中心厚度或中心厚度内侧，热侧通道直径≤1mm，冷侧通道和连通通道直径均≥热侧通道直径。
4.根据权利要求3所述的燃气涡轮冷却叶片，其特征是冷侧通道各自裸露在气冷空腔中或多个冷侧通道制于扁平翅片中，翅片与叶片联接于空腔内或将冷、侧通道制成若干“T”形单元体，将单元体排列插入叶片壁厚上，插接缝处烧、焊接。
5.根据权利要求1或2所述的燃气涡轮冷却叶片，其特征是冷侧通道各自裸露在气冷空腔中或多个冷侧通道制于扁平翅片中，翅片与叶片联接于空腔内或将冷、侧通道制成若干“T”形单元体，将单元体排列插入叶片壁厚上，插接缝处烧、焊接。
6.根据权利要求3所述的燃气涡轮冷却叶片，其特征是在闭合通道内注入的是液体，液体须充满通道。
7.根据权利要求1或2或4所述的燃气涡轮冷却叶片，其特征是在闭合通道内注入的是液体，液体须充满通道。
专利摘要本实用新型提出了一种燃气涡轮冷却叶片(主要针对涡轮动叶片),它以空心涡轮叶片为基础,其关键是在叶片壁厚内设置若干沿叶身各个独立的热侧通道,在叶片的空腔内亦设置若干沿叶片高度方向各个独立的冷侧通道,将两通道之间上、下两端分别连通,构成密闭连通通道,并在通道内注入流体,当燃气涡轮高速旋转时,由于离心力的热驱动作用,使得流体由叶片壁厚内的热通道一侧向叶片空腔内的冷通道一侧流动并构成内循环,以达到冷却换热之效果。
文档编号F01D5/18GK2467796SQ0121752
公开日2001年12月26日 申请日期2001年2月22日 优先权日2001年2月22日
发明者常海萍, 过增元 申请人:南京航空航天大学