[发明专利]一种双层吸液芯无开孔高效冷却涡轮导叶装置

说明书

技术领域

本发明属于航空发动机涡轮叶片冷却领域，涉及一种双层吸液芯无开孔高效冷却涡轮导叶装置。

背景技术

燃气涡轮发动机是航空飞行器的主要动力装置，提高涡轮前温度可以大幅提高发动机的推力并减少油耗。目前，涡轮前入口温度的提升速度约为20K/年，而高温部件材料耐温性能的提升速度约为8K/年，因此高效的冷却技术是实现高推重比的关键。

现役涡轮叶片常采用以对流冷却、冲击冷却、气膜冷却及与热障涂层相结合的复合冷却方式。其中气膜冷却技术于二十世纪七十年代提出，涡轮叶片的气膜冷却技术在航空燃气轮机中的应用使航空发动机涡轮前入口温度有了较大提升。之后经过众多努力，涡轮前最高温度已达2012K。美国和西欧等发达国家的有关公司与研究单位计划将涡轮前温度提高到2200K～2255K，甚至对一次使用的发动机要高达2366K。而目前我国的航空发动机涡轮前最高温度还只有1900K，热端部件技术落后是我国涡轮发动机研制体系落后的主要原因。目前气膜冷却的主要问题在于：气膜冷却会使涡轮叶片温度不均匀，产生较大的热应力；冷却气体用量不断加大，使得叶栅流道内流动与流场结构更加复杂；喷射孔及缝的存在使得叶片很难保持完整性，易于导致机械问题。

为实现对涡轮叶片的进一步冷却，使涡轮前最高温度进一步提升，考虑采用热板对涡轮叶片进行冷却，热板是一种高效的冷却装置，而应用内置热板的涡轮叶片冷却技术，其关键问题是热板能否具有足够的携带极限和毛细极限，本发明提出一种基于热板原理的双层吸液芯无开孔高效冷却涡轮导叶装置。

发明内容

针对现有气膜冷却技术存在的不足，本发明提出一种双层吸液芯无开孔高效冷却涡轮导叶装置，该冷却涡轮导叶装置基于热板原理。本发明根据涡轮叶片及内部热板的结构，采用内置双层吸液芯的热板对叶片进行冷却。

本发明所采用的技术方案为：

一种双层吸液芯无开孔高效冷却涡轮导叶装置，包括涡轮导叶装置和双层吸液芯热板两部分。

所述的涡轮导叶装置包括隔板外环1、涡轮叶片2、静叶持环3、肋片4，其中，涡轮叶片2为蒸发段，静叶持环3为冷凝段，液体在蒸发段汽化吸热，降低涡轮叶片2温度，蒸汽在冷凝段液化，为蒸发段提供源源不断的液体。所述的隔板外环1固定在涡轮叶片2的上表面，起固定作用。所述的肋片4为长方体凹槽结构。

所述的静叶持环3为中空结构，静叶持环3上表面开有开口，开口外缘与涡轮叶片2的下表面固定，静叶持环3通过上表面开口与涡轮叶片2内部连通，用于通过蒸汽；静叶持环3下表面等距设有多个长条状开口，肋片4设置于该长条状开口位置，二者通过长条状开口贯通，即肋片4为长方体，等距排列在静叶持环3上，用于增大冷凝段与外界的换热面积，增强换热。静叶持环3内部和肋片4内填充液态冷却工质，用于提供冷却液体，蒸汽在此冷凝为液体。涡轮叶片2等距排列在静叶持环3上。

所述的涡轮叶片2包括热障涂层8和金属叶片壁7，金属叶片壁7为中空结构，中空部分形成蒸汽通道5。热障涂层8涂覆在金属叶片壁7的外表面，防止金属叶片壁7表面材料熔化；金属叶片壁7为无开孔结构，保持叶片完整性，避免引起机械强度等问题，并且可以避免冷却气体与主流燃气掺混造成的气动损失。

所述的双层吸液芯位于涡轮叶片2内部，贴附在金属叶片壁7的内表面，所述的双层吸液芯6包括一层金属毡9和一层金属丝网10，金属毡9贴附在金属叶片壁7内表面，金属丝网10贴附在金属毡9上。金属毡9和金属丝网10二者具有不同的纤维直径和孔隙率，能够更好的提升热板结构的携带极限与毛细极限，避免吸液芯携带液体不足或对液体提升高度不够造成叶片表面得不到充分的冷却；所述的金属毡9的纤维直径为6～20μm，孔隙率为0.5～0.9；金属丝网10的纤维直径为6～20μm，孔隙率为0.3～0.7。

所述的隔板外环1和涡轮叶片2和静叶持环3材质为航空用钛合金、镍基高温合金等。所述的肋片4材质为铝合金、不锈钢等。所述的热障涂层8材质为氧化锆等。所述的液态冷却工质包括液态钠、液态锂、液态钾。