专利名称：涡轮叶片中部圆角过渡冲击加气膜组合冷却结构的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种圆角过渡冲击加气膜的组合冷却结构，该冷却结构主要应用在航 空发动机涡轮叶片的中部，可以产生0.7以上的冷却效果，满足航空发动机涡轮叶片 冷却的要求。
技术背景发动机的最主要性能指标是推重比，随着人们对发动机的性能要求不断提高，对 推重比的要求也不断提高。而提高发动机的推重比所采用的最有效的手段就是提高涡 轮前燃气温度。我国预研的推重比10 —级航空发动机的涡轮前温度约为1850K 1950K。而目前使用的各种材料在无冷却的情况下，只能在130(TC左右才能维持 其较高的强度指标。在高温环境下的涡轮转子能否安全可靠的工作，主要取决于转子 内各热部件(涡轮叶片、涡轮盘、轴等)的温度水平和温度分布。另外，由于涡轮叶 片(工作叶片)在高转速下工作(转速可达15000rpm以上)，处于非常高的离心力 场当中。在如此恶劣的工作环境中，要保证叶片正常、可靠、长期的工作，就必须)(牙 涡轮叶片进行有效的冷却，保证叶片本身温度在工作温度下，又高的持久强度和抗腐 蚀能力，在保证可靠工作的同时尽可能少的使用冷却气体。因此，发明高效的冷却结 构是非常重要，也是非常必要的。目前所设计的常规涡轮叶片多是在叶片的内部布置 各种形状的肋片，用来增加内部的扰动，来提高换热效果，而在叶片的外表面常常布 置一些直径较小的气膜孔，形成全气膜覆盖，通过这种方式设计的涡轮叶片，其冷却 效果一般在0.5左右，随着涡轮前燃气温度的提高，这样的冷却效果对叶片冷却来说 已经明显的不够，所以具有较高的冷却效果的涡轮冷却结构的发明是非常重要和急迫 的。发明 内 容本发明的目的在于将圆角过渡冲击孔与气膜孔相结合，提供一种应用于航空发动 机涡轮叶片的冷却结构。该冷却结构为:在叶片的外表面布置直径为1 .Omm~ 1. 5mm 的气膜孔，每排气膜孔展向的个数为10~20个，在叶片内部气膜孔的下游区域布置 有与气膜孔数量相同的冲击孔，冲击孔的进口处采用圆角过渡，圆角半径为 0.3~0.6mm,冲击孔出口处没有圆角，保持垂直入射，冲击孔布置在相对应的气膜 孔的下游7 10倍冲击孔直径的范围内，且处在两气膜孔之间，冲击孔与气膜孔交错
排列，气膜孔的直径为冲击孔出口处直径的2~2.5倍，且气膜孔的展向间距为气膜 孔直径的4 5倍。本发明倾斜冲击加气膜的组合冷却结构的优点在于(1) 采用了圆角过渡冲击孔结构，可以有效的减小流动过程中的总压损失，降 低流动阻力，同时冲击孔出口处垂直入射，冲击换热的效果也不会降低。(2) 气膜孔与冲击孔展向、流向均为交错排列，避免了冲击孔与气膜孔的相互干扰，有利于提高叶片的冷却效果。(3) 气膜孔直径较大，可以有效的减小流动阻力，同时增大了外表面的气膜覆 盖范围，对提高换热也十分有利。附图说 明图l是本发明的叶背结构图。图2是本发明的叶盆结构图。图3是冲击孔与气膜孔的分布示意图。图4是冲击孔局部放大图。图中 l.气膜孔 2.冲击孔具体实施方式
下面将结合附图对本发明作进一步的详细说明。如
图1所示，本发明是一种应用于航空发动机涡轮叶片中部的圆角过渡冲击加 气膜的组合冷却结构，该冷却结构为在叶片的外表面布置直径为1.0mm~1.5mm 的气膜孔，每排气膜孔展向的个数为10~20个，在叶片内部气膜孔的下游区域布置 有与气膜孔数量相同的冲击孔，冲击孔的进口处采用圆角过渡，圆角半径为 0.3 0.6rnm，冲击孔出口处没有圆角，保持垂直入射，冲击孔布置在相对应的气膜 孔的下游7 10倍冲击孔直径的范围内，且处在两气膜孔之间，冲击孔与气膜孔交错 排列，气膜孔的直径为冲击孔出口处直径的2~2.5倍，且气膜孔的展向间距为气膜 孔直径的4 5倍。图1是本发明的冷却结构应用到叶背上的叶片整体结构图。图2是本发明的冷 却结构应用到叶盆上的叶片整体结构图。图中l为气膜孔，2为冲击孔，叶盆和叶背 的气膜孔与冲击孔的排列方式相同，冷却气体从叶片中心腔进入到叶片中，这时在叶 片中心腔处的压力会高于叶片外表面的压力，在一定的压力差的驱动下，冷却气体就 会从高压区域流向低压区域。在本发明所设计的冷却结构中，冷却气体在压差的驱动 下，会通过冲击孔射出，并以一定的速度冲击到叶片内表面，从而在叶片内表面形成 大面积的冲击冷却区域，该冷却区域的冷却效果是非常高的。然后冷却气体沿着叶片 内表面流动，而后从气膜孔排出，并在叶片外表面形成气膜覆盖，用于将热的燃气与 叶片隔离开，让叶片形成一层冷气的保护膜。
图3为根据本发明的参数范围所设计的一种冷却结构的平面图，从图中可以清 楚的看出冲击孔与气膜孔的位置关系，冲击孔布置在相对应的气膜孔的下游7 ~10 倍冲击孔直径的范围内，且位于两气膜孔之间，冲击孔与气膜孔交错排列，气膜孔的 直径为冲击孔直径的2 2.5倍，气膜孔的展向间距为气膜孔直径的4 ~5倍。图4 为本发明冲击孔的放大图，冲击孔进口处圆角半径0.3 0.6mm，出口处没有圆角， 保持垂直入射。在本发明中，冲击孔直径0.6-0.8mm，气膜孔直径1.0~1.5mm。加工时可将 气膜孔与叶片外表面同时铸造成型，冲击孔釆用激光打孔的工艺，这样叶片的加工工 艺简单，可以大大减小加工成本，并且直接铸造成型的叶片会有很好的强度，能够适 应较高热应力和离心应力。本发明从传热学角度讲，不仅提高了整体换热效果，整体热应力分布均匀，而且流动阻力也远远低于普通的涡轮叶片，整个通道内压力损失远远低于常规的涡轮冷却叶片。应用上述新型冷却结构设计的涡轮叶片，经简化模型实验和三维数值模拟测试其 换热性能和流动阻力，整体叶片的平均冷却效果可以达到0.7以上，且流动阻力明显 低于常规的涡轮冷却叶片，其总压损失明显小于普通的内冷叶片，同时气膜射流带来 的掺混损失也要小于常规涡轮叶片。
权利要求
1、一种应用于航空发动机涡轮叶片中部的圆角过渡冲击加气膜的组合冷却结构，它包括气膜孔与冲击孔，其特征在于在叶片的外表面布置直径为1.0mm～1.5mm的气膜孔(1)，每排气膜孔展向的个数为10～20个，在叶片内部气膜孔的下游区域布置有与气膜孔数量相同的冲击孔(2)，冲击孔的进口处采用圆角过渡，圆角半径为0.3～0.6mm，冲击孔出口处没有圆角，保持垂直入射，冲击孔布置在相对应的气膜孔的下游7～10倍冲击孔直径的范围内，且处在两气膜孔之间，冲击孔与气膜孔交错排列，气膜孔的直径为冲击孔出口处直径的2～2.5倍，且气膜孔的展向间距为气膜孔直径的4～5倍。
全文摘要
本发明公开了一种应用于航空发动机涡轮叶片中部的圆角过渡冲击加气膜的组合冷却结构，该冷却结构为在叶片的外表面布置直径为1.0mm～1.5mm的气膜孔，每排气膜孔展向的个数为10～20个，在叶片内部气膜孔的下游区域布置有与气膜孔数量相同的冲击孔，冲击孔的进口处采用圆角过渡，圆角半径为0.3～0.6mm。通过圆角过渡的冲击孔来减小流动阻力，同时保证冲击孔的出口速度不会降低，在叶片内表面形成大面积的高冷却区域，同时与叶片外部稀疏排列的气膜孔所形成的气膜保护区域相组合，来共同满足叶片冷却的要求。经过三维数值仿真的结果表明，该叶片的冷却效果可以达到0.7以上，同时由于该冷却结构的特点，可以明显的减小气动损失，并且其流动阻力明显低于普通的涡轮叶片。
文档编号F01D5/18GK101126326SQ200710118768
公开日2008年2月20日 申请日期2007年7月13日 优先权日2007年7月13日
发明者丁水汀, 孙纪宁, 徐国强, 开 王, 翔 罗, 智 陶 申请人:北京航空航天大学