專利名稱：一種渦輪氣冷葉片的制作方法
技術領域：
本發明屬于航空發動機領域，特別是涉及到一種渦輪氣冷葉片。
背景技術：
提高渦輪前燃氣溫度，不斷改善冷卻結構，提高葉片冷卻效率，減少冷氣消耗量，一直是國外航空發動機發展計劃的重要組成部分，是發展高推重比發動機的關鍵技術。現代國內航空發動機渦輪葉片傳統的冷卻方式主要是由氣膜冷卻、沖擊冷卻、粗糙肋和擾流柱強化冷卻組成的復合冷卻，這些渦輪葉片復合式冷卻結構只能滿足推重比10一級發動機的設計需求，隨著航空發動機技術的發展，對渦輪葉片冷卻技術的發展也提出了更高的要求，必須采用新型高效冷卻結構渦輪葉片。美國、英國和俄羅斯等國都相繼研制出了新型高效渦輪冷卻葉片，包括“超冷葉片”、“鑄冷葉片”、“鑄造層板葉片”等新型渦輪葉片，這些葉片都具有雙層壁的結構特點，較高的冷卻效率，但加工難度大，需要具有精密鑄造技術，而葉片加工制造部門尚不具備此項技術。
發明內容
發明目的提供一種冷卻效果顯著的渦輪氣冷葉片。技術方案一種渦輪氣冷葉片，由隔板I將內腔分為前腔2和后腔3，前腔2的冷卻由上端4和下端5兩端供氣，在葉片前緣6開設多排氣膜孔7，氣膜孔7具有空間角度，在軸向和徑向均有分量，冷氣通過氣膜孔7對葉片前緣進行噴淋冷卻，后腔3由上端4供氣，在葉片的表面設置有若干個鱗型冷卻結構單元。所述鱗型冷卻結構單元包括機體12和鱗片14，機體12和鱗片14之間狹長區域為長縫15，在機體12靠近鱗片14位置設置有沖擊孔13、冷卻空氣從葉片內腔通過沖擊孔13對鱗片14進行沖擊冷卻，然后通過長縫15，形成氣膜覆蓋，對下游的鱗片14進行隔熱保護。所述鱗型冷卻結構單元設置在壓力面10和吸力面11上。在壓力面10的前腔部分以及吸力面11的前腔部分上各設置了 3個鱗型冷卻結構單元，在壓力面10的后腔部分設置了 4個鱗型冷卻結構單元。在吸力面11的后腔部分還設置有沖擊板16，冷氣通過沖擊板16對后腔內壁進行沖擊冷卻，最后流經尾緣的擾流柱群17，從尾縫排出。有益效果在渦輪葉片中冷氣從稀疏的氣膜孔流出后，不能完全覆蓋下游的葉片表面，減小氣膜孔的間距可以提高冷氣的覆蓋效果，但氣膜孔間距不能無限制地減小，否則將影響葉片的強度水平。本發明通過在葉片表面設置鱗型冷卻結構單元，可以對下游葉片進行無盲點式的氣膜覆蓋，同時鱗型冷卻結構單元的內側有沖擊孔對其進行沖擊冷卻。這樣，對于每一個鱗型冷卻結構單元，在其外表面有上游的長縫形成的氣膜進行冷氣隔熱保護，使其受到燃氣的侵蝕較小，在其內表面有沖擊孔對其進行沖擊冷卻，強化了冷氣側的換熱，因此與傳統冷卻結構相比，設置鱗型冷卻結構單元之后的冷卻效率高，外表面的溫度相對較低，葉片能夠承受更高的溫度載荷，同樣在相同的工作環境下，可以減小葉片的冷氣用量，提高發動機的效率。本發明由于鱗型冷卻結構的機體與鱗片分離，使機體受燃氣的影響減小，溫度也相對較低，能夠承受更大的機械載荷，反之，可以使機體更薄，冷氣用量更少，因此采用鱗型冷卻結構渦輪葉片可以提高發動機的性能和效率。
圖1是本發明渦輪氣冷葉片結構示意2是本發明渦輪氣冷葉片截面冷卻結構示意圖；圖3是鱗型冷卻結構單元示意圖。
具體實施例方式下面結合附圖對本發明做進一步詳細描述，請參閱圖1至圖3。如圖1所示，一種渦輪氣冷葉片，由隔板I將內腔分為前腔2和后腔3，前腔2的冷卻由上端4和下端5兩端供氣，在葉片前緣6開設多排氣膜孔7，氣膜孔7具有空間角度，在軸向和徑向均有分量圖1中8所指的方向和徑向圖1中9所指的方向，冷氣通過氣膜孔7對葉片前緣進行噴淋冷卻，后腔3由上端4供氣，在葉片的表面設置有若干個鱗型冷卻結構單元。通過在葉片表面設置鱗型冷卻結構單元，可以對下游葉片進行無盲點式的氣膜覆蓋，同時鱗型冷卻結構單元對下游葉片進行沖擊冷卻。這樣，對于每一個鱗型冷卻結構單元，在其外表面有上游的長縫形成的氣膜進行冷氣隔熱保護，使其受到燃氣的侵蝕較小。如圖3所示，所述鱗型冷卻結構單元包括機體12和鱗片14，機體12和鱗片14之間狹長區域為長縫15，在機體12靠近鱗片14位置設置有沖擊孔13、冷卻空氣從葉片內腔通過沖擊孔13對鱗片14進行沖擊冷卻，然后通過長縫15，形成氣膜覆蓋，對下游的鱗片14進行隔熱保護。葉片內腔的冷卻空氣流經機體12上的沖擊孔13對鱗片14的內壁進行沖擊冷卻，然后通過鱗片14與機體12構成的長縫15形成氣膜，對下游的鱗片14進行無盲點的氣膜覆蓋，因此對于每一個鱗片14，在其外表面有上游的氣膜孔或長縫形成的氣膜進行冷氣隔熱保護，使其受到燃氣的侵蝕較小，在其內表面有沖擊孔13對其進行沖擊冷卻，強化了冷氣側的換熱，因此與傳統冷卻結構相比，鱗型冷卻結構單元外表面的溫度相對較低。由于鱗型冷卻結構的機體12與鱗片14葉片外表面分離，使機體受燃氣的影響減小，溫度也相對較低，能夠承受更大的機械載荷。如圖2所示，所述鱗型冷卻結構單元設置在壓力面10和吸力面11上。如圖2所示，本實施例中，在壓力面10的前腔部分以及吸力面11的前腔部分上各設置了 3個鱗型冷卻結構單元，在壓力面10的后腔部分設置了 4個鱗型冷卻結構單元。鱗型冷卻結構單元的數量可以根據實際需求進行調整。如圖2所示，在吸力面11的后腔部分還設置還有沖擊板16，冷氣通過沖擊板16對后腔內壁進行沖擊冷卻，最后流經尾緣的擾流柱群17，從尾縫排出。 本發明由于鱗型冷卻結構的機體與鱗片分離，使機體受燃氣的影響減小，溫度也相對較低，能夠承受更大的機械載荷，反之，可以使機體更薄，冷氣用量更少，因此采用鱗型冷卻結構渦輪葉片可以提高發動機的性能和效率。鱗型冷卻結構渦輪葉片是在傳統冷卻方式的基礎上拓展出的一種新型的冷卻結構的渦輪氣冷葉片，使用該冷卻結構可以加強葉片燃氣側的隔熱防護，同時強化葉片內部的換熱，提高葉片冷卻效率，降低葉片的最高溫度，使葉片適應更高的工作溫度；并且減少葉片的冷氣用量，從而提高發動機的工作效率；使葉片能夠承受更1 強度的機械載荷，或在同等載荷情況下，減少葉片重量，提1 發動機推重t匕，增強發動機性能；簡化冷卻結構，使 其可以釆用傳統鑄造技術進行鑄造加工。
權利要求
1.一種渦輪氣冷葉片，由隔板(I)將內腔分為前腔(2)和后腔(3)，前腔(2)的冷卻由上端(4)和下端(5)兩端供氣，在葉片前緣(6)開設多排氣膜孔(7)，氣膜孔(7)具有空間角度，在軸向和徑向均有分量，冷氣通過氣膜孔(7)對葉片前緣進行噴淋冷卻，后腔(3)由上端(4)供氣，其特征在于，在葉片的表面設置有若干個鱗型冷卻結構單元。
2.根據權利要求1所述的一種渦輪氣冷葉片，其特征在于，所述鱗型冷卻結構單元包括機體(12)和鱗片(14)，機體(12)和鱗片(14)之間狹長區域為長縫(15)，在機體(12)靠近鱗片(14)位置設置有沖擊孔(13)、冷卻空氣從葉片內腔通過沖擊孔(13)對鱗片(14)進行沖擊冷卻，然后通過長縫(15)，形成氣膜覆蓋，對下游的鱗片(14)進行隔熱保護。
3.根據權利要求2所述的一種渦輪氣冷葉片，其特征在于，所述鱗型冷卻結構單元設置在壓力面(10)和吸力面(11)上。
4.根據權利要求3所述的一種渦輪氣冷葉片，其特征在于，在壓力面(10)的前腔部分以及吸力面(11)的前腔部分上各設置了 3個鱗型冷卻結構單元，在壓力面(10)的后腔部分設置了 4個鱗型冷卻結構單元。
5.根據權利要求4所述的一種渦輪氣冷葉片，其特征在于，在吸力面(11)的后腔部分還設置有沖擊板(16)，冷氣通過沖擊板(16)對后腔內壁進行沖擊冷卻，最后流經尾緣的擾流柱群(17)，從尾縫排出。
全文摘要
本發明屬于航空發動機領域，特別是涉及到一種渦輪氣冷葉片，由隔板1將內腔分為前腔2和后腔3，前腔2的冷卻由上端4和下端5兩端供氣，在葉片前緣6開設多排氣膜孔7，在葉片的表面設置有若干個鱗型冷卻結構單元。與傳統冷卻結構相比，設置鱗型冷卻結構單元之后的冷卻效率高，外表面的溫度相對較低，葉片能夠承受更高的溫度載荷，同樣在相同的工作環境下，可以減小葉片的冷氣用量，提高發動機的效率。本發明由于鱗型冷卻結構的機體與鱗片分離，使機體受燃氣的影響減小，溫度也相對較低，能夠承受更大的機械載荷，反之，可以使機體更薄，冷氣用量更少，因此采用鱗型冷卻結構渦輪葉片可以提高發動機的性能和效率。
文檔編號F01D5/18GK103046967SQ20121057887
公開日2013年4月17日 申請日期2012年12月27日 優先權日2012年12月27日
發明者潘炳華, 蘇云亮, 郭文, 呼艷麗, 楊軍 申請人:中國燃氣渦輪研究院