[实用新型]一种带有冷却结构的涡轮叶片

说明书

技术领域

本实用新型涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种带有冷却结构的涡轮叶片。

背景技术

由于机械加工的精度有限，并且航空发动机的涡轮叶片与机匣之间存在相对移动，因此，在叶片与机匣之间会不可避免地存在间隙，而该间隙的存在会严重影响发动机的性能，其影响主要表现在以下几个方面：

第一，影响发动机热效率。间隙之间存在泄漏射流，而该射流未做功，所以会造成泄漏损失；射流与叶尖和机匣之间相互摩擦，存在摩擦损失；泄漏射流进入流道后，与主流相互作用，形成涡流损失。据实测，叶尖间隙与叶高之比每增加0.01，会引起压气机或涡轮的效率降低约0.8％～1.2％；另外，叶尖存在间隙对发动机的耗油率也有很大的影响，叶尖间隙与叶高之比每增加0.01，会使双转子涡轮风扇发动机的耗油率增加约2％，涡轮轴发动机的耗油率增加约1.5％。

第二，造成叶尖热负荷过大。涡轮动叶的载荷大，内部结构复杂，而泄漏射流一般都是高温燃气，因此需要承受非常高的热负荷。高温燃气与叶片表面的高温差作为热量传递的主要驱动力，使得涡轮成为发动机热负荷最为严重的区域，尤其是叶尖区域。叶尖间隙的存在使得高温燃气得以入侵，从而使得叶尖成为涡轮叶片最容易发生损坏的部位。

叶尖泄漏损失是涡轮内部的三大损失之一，占涡轮总损失的30％以上，因此降低叶尖泄漏损失是提高涡轮效率的重要途径。减小叶尖传热的途径主要有两种，一是减小泄漏流量，二是强化叶尖冷却。减小泄漏流量的措施主要有增设扰流元件、增加泄漏流动阻力、采用带冠叶片等；而强化冷却，一般采取在叶尖顶部进行冷却的方法，或者在叶尖周围开设气膜冷却孔，从结构上划分，这些冷却结构可分为如下几种：平顶结构、边缘肋、小翼结构和带冠结构。

上述各结构中，边缘肋结构又称为凹槽叶尖结构，是目前在高压涡轮叶片领域应用最为广泛的叶尖结构，但是凹槽结构的泄漏流量依然较高，尤其在叶尖中部区域，泄漏流量占到了80％以上，仍会造成一定的泄漏损失，同时影响涡轮叶尖的寿命，降低发动机的热效率。

实用新型内容

本实用新型的目的是提出一种带有冷却结构的涡轮叶片，尽力改善现有技术中涡轮叶片的叶尖部位的泄漏损失情况。

为实现上述目的，本实用新型提供了一种带有冷却结构的涡轮叶片，所述涡轮叶片的顶部设置有凹槽，所述凹槽由底面、与所述涡轮叶片的形状相互配合的压力面壁面和吸力面壁面所围成，所述涡轮叶片的内部还设置有冷却通道，在所述压力面壁面上、所述吸力面壁面上和/或所述压力面壁面和所述吸力面壁面的过渡位置上设置有至少一个凸包结构，每个所述至少一个凸包结构上均设置有与所述冷却通道相互连通的至少一个冷却孔。

进一步地，所述凹槽的深度为0.03L～0.06L，其中L为所述涡轮叶片的顶部截面的弦长。

进一步地，所述冷却孔的形状为椭圆形。

进一步地，所述冷却孔的长轴长度为0.6mm～1.2mm，所述冷却孔的短轴长度为0.2mm～0.8mm。

进一步地，在工作状态下，所述涡轮叶片的顶部存在泄漏流，所述冷却孔的长轴所在方向与位于所述冷却孔周围的所述泄漏流的流线方向的夹角为60°～90°。

进一步地，所述夹角为90°。

进一步地，所述凸包结构的个数为6～10个。

进一步地，距离所述涡轮叶片的前缘最近的所述冷却孔，与所述涡轮叶片的前缘的距离为0.1L～0.2L，距离所述涡轮叶片的尾缘最近的所述冷却孔，与所述涡轮叶片的尾缘的距离为0.2L～0.3L，其中L为所述涡轮叶片的顶部截面的弦长。

进一步地，所述凸包结构的形状与所述冷却孔的形状相互适应。

进一步地，所述底面上设置有与所述冷却通道相互连通的至少一个排尘孔。

基于上述技术方案，本实用新型通过在涡轮叶片的顶部设置凹槽，并在凹槽的压力面壁面、吸力面壁面和/或压力面壁面和吸力面壁面的过渡位置上设置凸包结构，凸包结构上开设与内部冷却通道相互连通的冷却孔。在有效利用凹槽结构能够在一定程度上降低叶尖泄漏损失从而提高涡轮效率、以及减小叶尖与机匣的擦碰面积，降低擦碰损失，避免恶劣工况下事故发生率的优点的基础上，进一步在凹槽结构上设置开设有冷却孔的凸包结构，以利用凸包结构上的冷却孔来使能够允许冷气流从涡轮叶片的底部进入冷却通道后向上射出，而射出的冷气流形成一道气幕，能够有效阻挡主流燃气的入侵，从而减小涡轮叶片顶部的泄漏流量，并且从冷却孔射出的冷气流与少量主流燃气相互混合可以降低泄漏流的温度，还可以进一步达到冷却叶尖的目的。

附图说明