[发明专利]一种气液耦合的涡轮叶片冷却单元

说明书

技术领域

本发明属于工程热物理技术领域,具体涉及一种气液耦合的涡轮叶片冷却单元。

背景技术

航空涡轮发动机早期的涡轮叶片没有采用冷却技术,涡轮前总温受到叶片材料的限制,难以超过1050℃。随着航空发动机性能，特别是推重比的逐步提升，涡轮进口燃气温度越来越高。在航空工业出版社2009年出版的方昌德一篇《航空发动机的发展研究》提到涡轮前温度将高达2200-2300K，与此同时冷却技术也日益成熟。

目前用于航空发动机涡轮叶片冷却主要采用了冲击/气膜或者冲击/绕流/气膜复合冷却方案。董威,韩树军,曹玉璋.多孔层板换热特性研究[J].航空动力学报,2002,17(1)对多孔层板冷却做了相关研究；毛军逵1,刘震雄1,郭文2，江和甫双层壳型冲击/气膜结构内表面换热特性实验.推进技术，2007，28(3)和郁新华,全栋梁,刘松龄,冲击双层壁内通道表面换热系数的研究[J].推进技术,2004,25(1)后续研究又发现冲击/气膜复合冷却可以进一步强化换热。2003年西北工业大学学报中全栋梁、郁新华一篇《绕流柱形对层板流阻特性影响的数值模拟研究》表明使用扰流柱会强化冷气在层板中的换热，但是扰流柱会不可避免地加强热量在层板中的传导，使叶片局部升温，使叶片出现热应力集中。

但，通过使用在扰流柱一侧加设冷源管道来进一步降低航空发动机涡轮叶片温度，以及减少因扰流柱导热而使涡轮叶片出现热应力集中的方式，还未见有关研究。

发明内容

本发明的目的在于提供一种应用于双层壳型“冲击/气膜/扰流”复合冷却结构的气液耦合的涡轮叶片冷却单元，改进现有技术之不足，进一步降低涡轮叶片的温度。

本发明所公开的一种气液耦合涡轮叶片冷却单元，包括多个相互独立的冷却子单元，各冷却子单元具有相对设置的冷气壁和热气壁、开设在冷气壁上的多个冲击孔、开设在热气壁上的多个气膜孔、位于冷气壁与热气壁之间的多个扰流柱、以及连接冷气壁与扰流柱的承接台；承接台的上表面与冷气壁内表面连接，下表面与扰流柱连接，承接台内部至少设有一根纵向贯穿承接台的冷源管道。

进一步的，承接台的横截面为内侧倒角为圆弧形的“T”型。

进一步的，冷却子单元中，承接台的侧壁与冷气壁内表面及扰流柱的侧壁平滑连接，共同形成平滑的曲面结构。

进一步的，曲面结构包含一个或多个起伏。

进一步的，承接台与冷气壁一体成形的整体结构。

进一步的，扰流柱的横截面为矩形，承接台的下表面与扰流柱等宽连接。

进一步的，冷源管道为多根时，各冷源管道的直径不要求相等，排布也不要求对称。

进一步的，冷源来自涡轮主轮侧，通过流径各冷却子单元中的冷源管道以冷却涡轮叶片，然后回流至涡轮主轮侧。

进一步的，冷却子单元中，多个冲击孔与多个气膜孔分别沿涡轮主轮径向方向排成两列，两两对应的冲击孔和气膜孔呈叉排方式排布，承接台布置于冲击孔列与气膜孔列的中心线处。

进一步的，冷却单元应用于航空领域中燃气涡轮发动机的涡轮叶片，其冷源管道内充斥的冷源是煤油。

本发明对现有的双层壳型“冲击/气膜/扰流”复合冷却结构做进一步改进，具有以下有益效果：

(1)承接台结构内设冷源管道并充斥流动的冷源，增加了创新的液冷途径，进一步降低涡轮的整体温度。

(2)扰流柱与冷气壁和扰流柱平滑连接的设计方式，避免了扰流柱与承接台相接时因结构突变而在连接处出现应力集中，进而出现结构破损的问题；且解决了现有冷却结构中从冲击孔冲入的冷气因结构突变造成气流流动受影响的问题。

(3)承接台的两侧壁平滑连接冷气壁和扰流柱而形成的圆弧状曲面结构还增加了冷气换热面积，使冷气能带走更多的热量，有利于涡轮叶片温度的进一步降低。

(4)对于航空领域中的燃气涡轮发动机中的涡轮叶片冷却单元，冷源选自飞机自带的煤油，无需额外增加飞机自重，并且，煤油在经冷却单元中冷源管道流经后再进入燃烧室，一定程度使燃气涡轮发动机涡轮前燃气温度有所上升，从而提高燃气涡轮发动机轴功功率，并提高燃气涡轮发动机推重比。

附图说明

图1为实施例中一种气液耦合的涡轮叶片的结构示意图及冷却单元局部放大图。

图2为实施例中一种气液耦合的涡轮叶片冷却单元的剖面示意图。