涡轮叶片及航空发动机的制作方法

本公开涉及航空技术领域，尤其涉及一种涡轮叶片及航空发动机。

背景技术：

在航空发动机中，为了降低油耗、提高功率，通常会采用提高涡轮前燃气温度的做法，但是也容易导致处于发动机最恶劣环境中的涡轮叶片的热负荷超出其材料耐温水平，因此，需要利用冷气对流换热来实现涡轮叶片的降温。

目前，通常采用径向通道对流换热对涡轮叶片进行降温，相应地，涡轮叶片中需要加工出配套的径向通道。然而，加工有径向通道的涡轮叶片消耗冷气量较多，降温效果也较差。

所述背景技术部分公开的上述信息仅用于加强对本公开的背景的理解，因此它可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。

技术实现要素：

本公开的目的在于提供一种涡轮叶片及航空发动机，该涡轮叶片增加了冷却换热面积，不但使得消耗的冷气量较少、降温效果较好，而且延长了使用寿命，进而保证航空发动机能够长期安全使用。

为实现上述发明目的，本公开采用如下技术方案：

根据本公开的一个方面，提供一种涡轮叶片，所述涡轮叶片包括：

叶根部，具有第一进气口和第二进气口；

叶身部，设于所述叶根部，所述叶身部具有相互独立的第一空腔和第二空腔；所述第一空腔连通所述第一进气口，并在所述叶身部远离所述叶根部的一侧具有第一出气口；所述第二空腔连通所述第二进气口，并在所述叶身部远离所述叶根部的一侧具有第二出气口；

其中，所述第一空腔和所述第二空腔内均设有由多个交叉布置的肋板组成的肋冷却结构。

在本公开的一种示例性实施例中，所述第一空腔为单腔直线通道，所述第二空腔为多腔曲线通道。

在本公开的一种示例性实施例中，所述多腔曲线通道包括沿曲线延伸的进气通道、中间通道和出气通道；所述进气通道连通于所述第二进气口；所述出气通道连通于所述第二出气口；

所述进气通道中肋板的阻塞比小于所述中间通道及所述出气通道中肋板的阻塞比。

在本公开的一种示例性实施例中，所述中间通道及所述出气通道中肋板的阻塞比的取值范围为0.19～0.20，所述进气通道中肋板的阻塞比的取值范围为0.14～0.15。

在本公开的一种示例性实施例中，所述第一空腔靠近所述叶身部的前缘设置，所述第二空腔靠近所述叶身部的后缘设置；

所述第一空腔中肋板的阻塞比大于所述出气通道中肋板的阻塞比。

在本公开的一种示例性实施例中，所述第一空腔中肋板的阻塞比的取值范围为0.22～0.23。

在本公开的一种示例性实施例中，所述进气通道连通于尾缘孔，所述尾缘孔设于所述后缘的缘面上。

在本公开的一种示例性实施例中，所述尾缘孔的数量为多个。

在本公开的一种示例性实施例中，所述肋板的横截面为矩形。

根据本公开的另一个方面，提供一种航空发动机，所述航空发动机包括上述任意一项所述的涡轮叶片。

本公开实施方式的涡轮叶片及航空发动机，涡轮叶片的叶根部具有第一进气口和第二进气口，设于叶根部的叶身部具有相互独立的第一空腔和第二空腔，第一空腔连通第一进气口，并在叶身部远离叶根部的一侧具有第一出气口，第二空腔连通第二进气口，并在叶身部远离叶根部的一侧具有第二出气口。

由此，冷却气体经第一进气口和第二进气口流入涡轮叶片，并经第一出气口和第二出气口流出涡轮叶片，从而实现涡轮叶片的降温。

同时，第一空腔和第二空腔内均设有由多个交叉布置的肋板组成的肋冷却结构，相较于现有技术中加工有径向通道的涡轮叶片，本申请中涡轮叶片的肋板增加了冷却换热面积，使得流经涡轮叶片的冷气能够带走更多的热量，从而提高了涡轮叶片的降温效率、改善了降温效果。

因此，该涡轮叶片消耗的冷气量较少、降温效果也较好，延长了使用寿命，进而保证航空发动机能够长期安全使用。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本公开的实施例，并与说明书一起用于解释本公开的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本公开的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本公开实施方式涡轮叶片的结构示意图。

图2是本公开实施方式涡轮叶片的第一空腔和第二空腔的截面示意图。

图3是本公开实施方式涡轮叶片的第一空腔和第二空腔的中弧线剖面图。

图4是本公开实施方式肋板的示意图。

图中：1、叶根部；10、第一进气口；11、第二进气口；2、叶身部；20、第一空腔；200、第一出气口；21、第二空腔；210、第二出气口；211、进气通道；212、中间通道；213、出气通道；22、前缘；23、后缘；24、尾缘孔；3、肋冷却结构；30、肋板。

具体实施方式

现在将参考附图更全面地描述示例实施例。然而，示例实施例能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施例使得本公开将更加全面和完整，并将示例实施例的构思全面地传达给本领域的技术人员。所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施例中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本公开的实施例的充分理解。

所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施例中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本公开的实施例的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本公开的技术方案而没有所述特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组元、材料等。在其它情况下，不详细示出或描述公知结构、材料或者操作以避免模糊本公开的主要技术创意。

虽然本说明书中使用相对性的用语，例如“上”“下”来描述图标的一个组件对于另一组件的相对关系，但是这些术语用于本说明书中仅出于方便，例如根据附图中所述的示例的方向。能理解的是，如果将图标的装置翻转使其上下颠倒，则所述在“上”的组件将会成为在“下”的组件。其他相对性的用语，例如“高”“低”“顶”“底”“左”“右”等也作具有类似含义。

当某结构在其它结构“上”时，有可能是指某结构一体形成于其它结构上，或指某结构“直接”设置在其它结构上，或指某结构通过另一结构“间接”设置在其它结构上。用语“一个”、“一”、“所述”用以表示存在一个或多个要素/组成部分/等；用语“包括”和“具有”用以表示开放式的包括在内的意思并且是指除了列出的要素/组成部分/等之外还可存在另外的要素/组成部分/等；用语“第一”和“第二”等仅作为标记使用，不是对其对象的数量限制。

本公开实施方式中提供一种涡轮叶片，如图1、图2和图3所示，该涡轮叶片可包括叶根部1和叶身部2，其中：

叶根部1可具有第一进气口10和第二进气口11，设于叶根部1的叶身部2可具有相互独立的第一空腔20和第二空腔21，第一空腔20可连通于第一进气口10，并可在叶身部2远离叶根部1的一侧具有第一出气口200，第二空腔21可连通于第二进气口11，并可在叶身部2远离叶根部1的一侧具有第二出气口210。

由此，冷却气体经第一进气口10和第二进气口11流入涡轮叶片，并经第一出气口200和第二出气口210流出涡轮叶片，从而实现涡轮叶片的降温。

同时，第一空腔20和第二空腔21内均设有由多个交叉布置的肋板30组成的肋冷却结构3，相较于现有技术中加工有径向通道的涡轮叶片，本申请中涡轮叶片的肋板30增加了冷却换热面积，使得流经涡轮叶片的冷气能够带走更多的热量，从而提高了涡轮叶片的降温效率、改善了降温效果。

因此，该涡轮叶片消耗的冷气量较少、降温效果也较好，延长了使用寿命，进而保证航空发动机能够长期安全使用。

下面结合附图对本公开实施方式提供的涡轮叶片的各部件进行详细说明：

如图1所示，涡轮叶片可包括叶根部1和叶身部2，其中：叶根部1可连接到航空发动机的转子盘，举例而言，叶根部1可具有榫头，航空发动机的转子盘可具有榫槽，通过榫槽和榫头即可实现叶根部1和转子盘的连接，当然，叶根部1和转子盘的连接方式也可以为螺纹连接等，此处不再一一列举；叶身部2可固定于叶根部1，为了保证涡轮叶片的结构强度，叶身部2和叶根部1可一体成型，此处不再详细描述。

如图2和图3所示，叶根部1可具有第一进气口10和第二进气口11，而叶身部2可具有相互独立的第一空腔20和第二空腔21，其中：第一空腔20可连通于第一进气口10，第二空腔21可连通第二进气口11。当然，第一空腔20在叶身部2远离叶根部1的一侧可具有第一出气口200，第二空腔21在叶身部2远离叶根部1的一侧可具有第二出气口210，从而使得冷却气体能够经第一进气口10和第二进气口11流入涡轮叶片，并经第一出气口200和第二出气口210流出涡轮叶片，进而实现涡轮叶片的降温。

因为叶身部2的前缘22是受热冲击最大的区域，所以需要采用独立的空腔对其进行对流冷却。如图2所示，第一空腔20可靠近前缘22设置，且第一空腔20可为单腔直线通道，由此，流经第一空腔20的冷气主要对前缘22及其周边区域进行冷却降温，从而保证涡轮叶片的降温效果。

相应地，第二空腔21可靠近叶身部2的后缘设置，如图2所示，第二空腔21占据的位置较大，因此，第二空腔21可以为多腔曲线通道，具体而言，该多腔曲线通道可包括沿曲线延伸的进气通道211、中间通道212和出气通道213，其中：进气通道211连通于第二进气口11，出气通道213连通于第二出气口210，此处不再详细描述。

举例而言，该多腔曲线通道可为三腔(如图3所示)，当然，该多腔曲线通道也可为四腔或五腔等，此处不作特殊限定。

需要注意的是，为了更好地对叶身部2的后缘23及其周边区域进行冷却，后缘23的缘面上可设有尾缘孔24，该尾缘孔24连通于第二空腔21的进气通道211，使得经第二进气口11流入进气通道211的冷气部分经尾缘孔24流出，进而实现后缘23及其周边区域的冷却。当然，还有部分冷气经中间通道212、出气通道213和第二出气口210流出，此处不再详细描述。

如图1所示，尾缘孔24的数量可以为多个，且多个尾缘孔24可沿后缘23的缘面均匀分布，从而使得后缘23及其周边区域能够均衡降温。

如图3和图4所示，第一空腔20和第二空腔21内均设有由多个交叉布置的肋板30组成的肋冷却结构3，而多个交叉布置的肋板30能够增加涡轮叶片的冷却换热面积，使得流进涡轮叶片的冷气能够带走更多的热量，从而提高了涡轮叶片的降温效率。

举例而言，肋板30的横截面可为矩形，当然，也可以为梯形、圆形等，此处不再一一列举。

另外，肋板30的规格通常用阻塞比(肋板30的高度和放置肋板30的冷却通道的直径之比)来表征，举例说明，假如进气通道211的直径为1.25mm、进气通道211中肋板30高度为0.25mm，此时，进气通道211中肋板30的阻塞比即为0.2(0.25mm/1.25mm＝0.2)，此处不再详细描述。

如前所述，经第二进气口11流入进气通道211的冷气，部分经尾缘孔24流出，部分经中间通道212、出气通道213和第二出气口210流出，因此，进气通道211中可采用较小阻塞比的肋板30，以减小肋板30对冷气的阻碍作用。

同时，在冷气流入中间通道212和出气通道213之后，为了增大冷却换热面积，可使中间通道212及出气通道213中肋板30的阻塞比大于进气通道211中肋板30的阻塞比，此处不再详细描述。

更进一步，中间通道212中肋板30的阻塞比可等于出气通道213中肋板30的阻塞比，从而减少肋板30的规格，也能够降低涡轮叶片的加工难度。

举例而言，进气通道211中肋板30的阻塞比的取值范围可以为0.14～0.15，出气通道213中肋板30的阻塞比的取值范围可为0.19～0.20，当然，也可以为其他数值，此处不作特殊限定。

另外，在流入第一进气口10和第二进气口11的冷气量相同的前提下，因为流入第二进气口11的部分冷气会经尾缘孔24流出，流入第一空腔20的冷气量自然大于流入出气通道213中的冷气量，所以，可使第一空腔20中肋板30的阻塞比大于出气通道213中肋板30的阻塞比，从而增大第一空腔20中的冷却换热面积，进而提高涡轮叶片的降温效率。

举例而言，第一空腔20中肋板30的阻塞比的取值范围可为0.22～0.23，当然，也可以为其他数值，此处不作特殊限定。

本公开实施方式中还提供一种航空发动机，该航空发动机包括上述涡轮叶片，因为流经涡轮叶片的冷气能够带走更多的热量，降温效率较高、降温效果较好，从而延长了涡轮叶片的使用寿命，进而也保证了该航空发动机能够长期安全使用。

应当理解的是，本公开不将其应用限制到本说明书提出的部件的详细结构和布置方式。本公开能够具有其他实施方式，并且能够以多种方式实现并且执行。前述变形形式和修改形式落在本公开的范围内。应可理解的是，本说明书公开和限定的本公开延伸到文中和/或附图中提到或明显的两个或两个以上单独特征的所有可替代组合。所有这些不同的组合构成本公开的多个可替代方面。本说明书所述的实施方式说明了已知用于实现本公开的最佳方式，并且将使本领域技术人员能够利用本公开。