渦輪葉片中部傾斜衝擊加氣膜的組合冷卻結構的製作方法
2023-10-07 19:12:54 2
專利名稱：渦輪葉片中部傾斜衝擊加氣膜的組合冷卻結構的製作方法
技術領域：
本發明涉及一種傾斜衝擊加氣膜的組合冷卻結構，該冷卻結構主要應用在航空發 動機渦輪葉片的中部，可以產生0.7以上的冷卻效果，滿足航空發動機渦輪葉片冷卻的要求。
背景技術：
發動機的最主要性能指標是推重比，隨著人們對發動機的性能要求不斷提高，對 推重比的要求也不斷提高。而提高發動機的推重比所採用的最有效的手段就是提高渦 輪前燃氣溫度。我國預研的推重比10 —級航空發動機的渦輪前溫度約為1850K 1950K。而目前使用的各種材料在無冷卻的情況下，只能在130CTC左右才能維持 其較高的強度指標。在高溫環境下的渦輪轉子能否安全可靠的工作，主要取決於轉子 內各熱部件(渦輪葉片、渦輪盤、軸等)的溫度水平和溫度分布。另外，由於渦輪葉 片(工作葉片)在高轉速下工作(轉速可達15000rpm以上)，處於非常高的離心力 場當中。在如此惡劣的工作環境中，要保證葉片正常、可靠、長期的工作，就必須對 渦輪葉片進行有效的冷卻，保證葉片本身溫度在工作溫度下，又高的持久強度和抗腐 蝕能力，在保證可靠工作的同時儘可能少的使用冷卻氣體。因此，發明高效的冷卻結 構是非常重要，也是非常必要的。目前所設計的常規渦輪葉片多是在葉片的內部布置 各種形狀的肋片，用來增加內部的擾動，來提高換熱效果，而在葉片的外表面常常布 置一些直徑較小的氣膜孔，形成全氣膜覆蓋，通過這種方式設計的渦輪葉片，其冷卻 效果一般在0.5左右，隨著渦輪前燃氣溫度的提高，這樣的冷卻效果對葉片冷卻來說 已經明顯的不夠，所以高效的渦輪冷卻結構的發明是非常重要和急迫的。 發明 內 容本發明的目的在於將傾斜的衝擊孔與氣膜孔相結合，提供一種適用於航空發動機 渦輪葉片的冷卻結構。該冷卻結構為:在葉片的外表面布置有直徑為1 .Omm~ 1. 5mm 的氣膜孔，每排氣膜孔展向的個數為10-15個，在葉片內部氣膜孔的下遊區域布置 有與氣膜孔數量相同的傾斜衝擊孔，衝擊孔角度為30度~45度，衝擊孔的中心線偏 向氣膜孔的方向，衝擊孔布置在相對應的氣膜孔的下遊，與氣膜孔的距離為衝擊孔直 徑的8 10倍，並且衝擊孔與氣膜孔交錯排列，衝擊孔與氣膜孔的展向距離為衝擊孔 直徑的7 9倍，氣膜孔的直徑為衝擊孔直徑的2 2.5倍，且氣膜孔的展向間距為氣
膜孔直徑的4 5倍。。本發明傾斜衝擊加氣膜的組合冷卻結構的優點在於(1) 採用了傾斜的衝擊孔結構，在葉片內部通過傾斜的衝擊孔來形成較大的衝 擊距，並在葉片內表面產生大面積的高冷卻區域。(2) 氣膜孔與衝擊孔展向、流向均為交錯排列，避免了衝擊孔與氣膜孔的相互 幹擾，有利於提高葉片的冷卻效果。(3) 衝擊孔的中心線向氣膜孔方向傾斜，有利於減小流動阻力，同時增加了氣 流在內表面上的流動速度，提高了換熱效果。(4) 氣膜孔直徑較大，可以有效的減小流動阻力，同時增大了外表面的氣膜覆 蓋範圍，對提高換熱也十分有利。
圖l是本發明的葉背結構圖。圖2是本發明的葉盆結構圖。圖3是衝擊孔與氣膜孔的分布示意圖。圖4是衝擊孔局部放大圖。圖中 l.氣膜孔 2.衝擊孔具體實施方式
下面將結合附圖對本發明作進一步的詳細說明。如圖1所示， 一種應用於航空發動機渦輪葉片中部的傾斜衝擊加氣膜的組合冷 卻結構，它包括氣膜孔與衝擊孔，其特徵在於在葉片的外表面布置有直徑為 1.0mm 1.5mm的氣膜孔，每排氣膜孔展向的個數為10~15個，在葉片內部氣膜 孔的下遊區域布置有與氣膜孔數量相同的傾斜衝擊孔，衝擊孔角度為30度~45度， 衝擊孔的中心線偏向氣膜孔的方向，衝擊孔布置在相對應的氣膜孔的下遊，與氣膜孔 的距離為衝擊孔直徑的8 10倍，並且衝擊孔與氣膜孔交錯排列，衝擊孔與氣膜孔的 展向距離為衝擊孔直徑的7 9倍，氣膜孔的直徑為衝擊孔直徑的2~2.5倍，且氣膜 孔的展向間距為氣膜孔直徑的4~5倍。圖1是本發明的冷卻結構應用到葉背上的葉片整體結構圖。圖2是本發明的冷 卻結構應用到葉盆上的葉片整體結構圖。圖中l為氣膜孔，2為衝擊孔，葉盆和葉背 的氣膜孔與衝擊孔的排列方式相同，冷卻氣體從葉片中心腔進入到葉片中，這時在葉 片中心腔處的壓力會高於葉片外表面的壓力，在一定的壓力差的驅動下，冷卻氣體就 會從高壓區域流向低壓區域。在本發明所設計的冷卻結構中，冷卻氣體在壓差的驅動
下，會通過衝擊孔射出，並以一定的速度衝擊到葉片內表面，從而在葉片內表面形成 大面積的衝擊冷卻區域，該冷卻區域的冷卻效果是非常高的。然後冷卻氣體沿著葉片 內表面流動，而後從氣膜孔排出，並在葉片外表面形成氣膜覆蓋，用於將熱的燃氣與葉片隔離開，ih葉片形成一層冷氣的保護膜。圖3為根據本發明的參數範圍所設計的一種冷卻結構的平面圖，從圖中可以清 楚的看出衝擊孔與氣膜孔的位置關係，衝擊孔布置在相對應的氣膜孔的下遊7 ~10 倍衝擊孔直徑的範圍內，且位於兩氣膜孔之間，衝擊孔與氣膜孔交錯排列，氣膜孔的 直徑為衝擊孔直徑的2 2.5倍，氣膜孔的展向間距為氣膜孔直徑的4 ~5倍。圖4 為本發明衝擊孔的放大圖，衝擊孔角度為30度 45度，並且中心線偏向氣膜孔的方 向。在本發明中，衝擊孔直徑0.6 0.8mm，氣膜孔直徑1.0-1.5mm。加工時可將 氣膜孔與葉片外表面同時鑄造成型，衝擊孔採用雷射打孔的工藝，這樣葉片的加工工 藝簡單，可以大大減小加工成本，並且直接鑄造成型的葉片會有很好的強度，能夠適 應較高熱應力和離心應力。本發明從傳熱學角度講，不僅提高了整體換熱效果，整體熱應力分布均勻，而且 流動阻力也遠遠低於普通的渦輪葉片，整個通道內壓力損失遠遠低於常規的渦輪冷卻 葉片。應用上述新型冷卻結構設計的渦輪葉片，經簡化模型實驗和三維數值模擬測試其 換熱性能和流動阻力，整體葉片的平均冷卻效果可以達到0.7以上，且流動阻力明顯 低於常規的渦輪冷卻葉片，其總壓損失明顯小於普通的內冷葉片，同時氣膜射流帶來 的摻混損失也要小於常規渦輪葉片。
權利要求
1、一種用於航空發動機渦輪葉片中部的傾斜衝擊加氣膜的組合冷卻結構，它包括氣膜孔與衝擊孔，其特徵在於葉片的外表面布置有直徑為1.0mm～1.5mm的氣膜孔(1)，每排氣膜孔展向的個數為10～15個，在葉片內部氣膜孔的下遊區域布置有與氣膜孔數量相同的傾斜衝擊孔(2)，衝擊孔角度為30度～45度，衝擊孔的中心線偏向氣膜孔的方向，衝擊孔布置在相對應的氣膜孔的下遊，與氣膜孔的距離為衝擊孔直徑的8～10倍，並且衝擊孔與氣膜孔交錯排列，衝擊孔與氣膜孔的展向距離為衝擊孔直徑的7～9倍，氣膜孔的直徑為衝擊孔直徑的2～2.5倍，且氣膜孔的展向間距為氣膜孔直徑的4～5倍。
全文摘要
本發明公開了一種適用於航空發動機渦輪葉片中部的傾斜衝擊加氣膜的組合冷卻結構，該冷卻結構為在葉片的外表面布置直徑為1.0mm～1.5mm的氣膜孔，每排氣膜孔展向的個數為10～20個，在葉片內部氣膜孔的下遊區域布置有與氣膜孔數量相同的傾斜衝擊孔，衝擊孔角度為30度～45度。通過傾斜的衝擊孔來產生較大的衝擊距，在葉片內部形成大面積的高冷卻區域，同時葉片外部的氣膜孔形成氣膜保護區域，來共同達到葉片冷卻的目的。經過模型試驗及三維數值仿真的結果表明，該葉片的冷卻效果可以達到0.7以上，同時由於該冷卻結構的特點，可以明顯的減小氣動損失，並且其流動阻力明顯低於普通的渦輪葉片。
文檔編號F01D5/18GK101126324SQ20071011876
公開日2008年2月20日 申請日期2007年7月13日 優先權日2007年7月13日
發明者丁水汀, 孫紀寧, 徐國強, 開 王, 翔 羅, 智 陶 申請人:北京航空航天大學