CN103806952A - 一种具有前缘凹腔的涡轮叶片 - Google Patents

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CN103806952A CN201410025859.8A CN201410025859A CN103806952A CN 103806952 A CN103806952 A CN 103806952A CN 201410025859 A CN201410025859 A CN 201410025859A CN 103806952 A CN103806952 A CN 103806952A
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陶智
郭文
吴宏
李育隆
苏云亮
呼艳丽
潘炳华
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China Gas Turbine Research Institute
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Abstract

本发明公开了一种适用于燃气涡轮发动机的具有前缘凹腔结构的涡轮叶片，包括叶片基体、前缘凹腔及气膜孔，其特征在于：涡轮叶片前缘以驻点线为中心线，以叶片前缘型面为参考型面，向内切出一个深1mm～2mm凹腔。该新型叶片结构可以改善涡轮叶片前缘部分温度分布状况，提高冷却效果。

Description

一种具有前缘凹腔的涡轮叶片
技术领域
本发明涉及一种适用于燃气涡轮发动机的具有前缘凹腔结构的涡轮叶片。该涡轮叶片有着很好的冷却效果和气动性能。
背景技术
涡轮叶片是燃气涡轮发动机最重要的热端部件之一，燃烧室中产生的高温燃气经过导向叶片的整流加速后直接冲击在涡轮叶片上，涡轮叶片处于温度最高、应力最复杂、环境最恶劣的部位。涡轮叶片是一种特殊的零件，它的数量多，形状复杂，要求高，加工难度大，而且是故障多发的零件，一直以来是各发动机厂的生产的关键。而为了提高航空发动机中燃气涡轮的效率，增加航空发动机推重比，就必须提高发动机燃烧室出口燃气温度也即涡轮前的进口温度，即必须提高涡轮叶片的高温性能。为此，人们在涡轮叶片设计、高温材料的研制、冷却方法研究及表面涂层等方面作了大量的工作。据统计，涡轮入口温度以平均每年提高20℃的速度增加，而金属耐温程度仅以每年约8℃的速度增加，因此，即使发动机涡轮部件采用类似于碳—碳复合材料这样的耐高温材料，也不能完全取消冷却，先进的冷却可使高温部件承受更高的温度，使发动机的寿命更长、可靠性更高。目前航空发动机涡轮叶片都采用空心结构，即在涡轮叶片上设计了很多细小的管道，可以使高压冷空气通过这些管道流经高温叶片，起到强制冷却作用，以提高涡轮的耐热性能。但是由于涡轮叶片为满足强度要求，一般结构较为厚实，特别是叶片前缘部分，直接承受高温燃气冲击，这造成叶片内部温度场很不均匀，热应力较大。本发明提出一种具有前缘凹腔结构的涡轮冷却叶片，其主要特征在于在涡轮叶片前缘以驻点线为中心线，以叶片前缘型面为参考型面，向内切出一个深1mm～2mm凹腔，该结构能大大提高涡轮叶片的冷却效果，改善叶片前缘部分表面温度场分布，减小热应力。
发明内容
本发明的目的是提供一种适用于燃气涡轮发动机的具有前缘凹腔结构的涡轮叶片，以改善涡轮叶片前缘部分温度分布状况，提高冷却效果。该涡轮叶片包括叶片基体（1）、前缘凹腔（2）及气膜孔（3），其特征在于：涡轮叶片前缘以驻点线为中心线，以叶片前缘型面为参考型面，向内切出一个深1mm～2mm前缘凹腔（2），前缘凹腔（2）开口处展向宽（a）范围为3mm～5mm，形成的前缘凹腔（2）底面型面与叶片原前缘型面相同，前缘凹腔（2）底面展向宽（b）范围为2mm～3mm，前缘凹腔（2）下端面与叶根的距离(p1)范围为6mm～8mm，前缘凹腔（2）上端面与叶顶的距离（p2）范围为6mm～8mm，前缘凹腔（2）上各锐边以弧形过渡，前缘凹腔（2）底面开有气膜孔（3），气膜孔（3）的几何形式为圆柱形，出口中心分布于驻点线上，其直径（D）范围为0.5mm～0.8mm，孔间距（s）范围为直径（D）的1.5～2倍。
本发明的优点在于：（1）涡轮叶片前缘驻点区域直接承受高温燃气冲击，是局部温度最高的部位，采用前缘凹腔结构减小前缘厚度，可大幅度减小导热热阻，在相同热流及冷气量情况下，前缘凹腔结构的叶片的冷却效率比常规涡轮叶片的冷却效率能提高150%～200%；（2）在凹腔底面开设气膜孔排，在内部冷气的冲击下，部分冷气从驻点位置流出，冷气在高温主流燃气的作用下，弯曲向后粘附与压力面前缘和吸力面前缘，形成冷却气膜，从而提高了冷却气膜的覆盖面积，是叶片表面温度分布更加均匀，减小热应力，大大提高了冷却效率和叶片寿命；（3）前缘凹腔结构简单，易于制造，成本较低。
附图说明
图1本发明结构示意图
图2本发明剖视图及凹腔局部放大图
图中：1.叶片基体2.前缘凹腔3.气膜孔4.冷却气体5.高温燃气
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，是具有前缘凹腔结构的涡轮叶片整体结构示意图。该涡轮叶片包括叶片基体（1）、前缘凹腔（2）及气膜孔（3），其特征在于：涡轮叶片前缘以驻点线为中心线，以叶片前缘型面为参考型面，向内切出一个深1mm～2mm前缘凹腔（2），前缘凹腔（2）开口处展向宽（a）范围为3mm～5mm，形成的前缘凹腔（2）底面型面与叶片原前缘型面相同，前缘凹腔（2）底面展向宽（b）范围为2mm～3mm，前缘凹腔（2）下端面与叶根的距离(p1)范围为6mm～8mm，前缘凹腔（2）上端面与叶顶的距离（p2）范围为6mm～8mm，前缘凹腔（2）上各锐边以弧形过渡，前缘凹腔（2）底面开有气膜孔（3），气膜孔（3）的几何形式为圆柱形，出口中心分布于驻点线上，其直径（D）范围为0.5mm～0.8mm，孔间距（s）范围为直径（D）的1.5～2倍。
参照图1、图2，由于在涡轮叶片前缘驻点区域存在凹腔（2），叶片前缘厚度减小，使得热阻较小，大大提高了叶片的冷却效果。内冷通道中的冷却气体（8）从气膜孔（3）的进口进入，高温主流燃气（9）流向叶片前缘，冷却气体（8）从气膜孔（3）位于驻点位置的出口流出，在高温主流燃气（9）的冲击作用下，弯曲流向后方前缘压力面和前缘吸力面，粘附于涡轮叶片壁面附近，形成温度较低的冷气膜，提高了冷却气膜覆盖面积，同时将壁面与高温主流燃气(9)隔离，大大改善了叶片前缘的工作环境，极大提高了涡轮叶片的冷却效率及寿命。前缘凹腔各锐边的弧形过渡，进一步减少了流动损失。
本发明经过了三维数值模拟和实验的验证，在相同工况下，其冷却效率能比常规涡轮叶片的冷却效率提高150%～200%，且具有冷气覆盖更宽更加均匀的优点。

Claims (1)

1.一种涡轮冷却叶片，包括叶片基体（1）、前缘凹腔（2）及气膜孔（3），其特征在于：涡轮叶片前缘以驻点线为中心线，以叶片前缘型面为参考型面，向内切出一个深1mm～2mm前缘凹腔（2），前缘凹腔（2）开口处展向宽（a）范围为3mm～5mm，形成的前缘凹腔（2）底面型面与叶片原前缘型面相同，前缘凹腔（2）底面展向宽（b）范围为2mm～3mm，前缘凹腔（2）下端面与叶根的距离(p1)范围为6mm～8mm，前缘凹腔（2）上端面与叶顶的距离（p2）范围为6mm～8mm，前缘凹腔（2）上各锐边以弧形过渡，前缘凹腔（2）底面开有气膜孔（3），气膜孔（3）的几何形式为圆柱形，出口中心分布于驻点线上，其直径（D）范围为0.5mm～0.8mm，孔间距（s）范围为直径（D）的1.5～2倍。
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PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C02 Deemed withdrawal of patent application after publication (patent law 2001)
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication

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