[发明专利]燃气涡轮导向叶片

说明书

本发明公开了一种燃气涡轮导向叶片，包括叶身，叶身内还设有单一的内腔，内腔内安装有与冷气回路连通的冲击管，冲击管的前缘上开设有贯穿其前缘的射流狭缝，射流狭缝用于供内腔内的冷气流穿设后对叶型前缘的内壁面进行射流冲击冷却。叶型前缘的外壁面上还设有多组贯穿叶型前缘的交叉气膜孔组，交叉气膜孔组内的第一气膜孔在叶型截面内与叶型前缘的外壁面垂直，并与叶型截面具有30°～60°夹角。本发明的燃气涡轮导向叶片，可大大降低导向叶片的铸造难度，冷却效果更好，温度场更均匀，并可减少冷气流的发散，以在同样燃气量和冷气量条件下，使冷气流在叶型前缘外壁面上形成的气膜覆盖效果更好，冷却效果更佳。

技术领域

本发明涉及燃气涡轮发动机领域，特别地，涉及一种燃气涡轮导向叶片。

背景技术

燃气涡轮发动机为了提高热效率和功率输出水平而不断地提升燃气涡轮进口温度，当前服役的先进航空发动机的燃气涡轮进口温度已达到1500K～1800K，远超出涡轮叶片材料允许温度，因此，必须限制涡轮叶片材料内的温度水平与温度分布(引起热应力)，以保证涡轮叶片合理的寿命。

为保证燃气涡轮导向叶片在极大热负荷条件下的工作，必须采用可靠有效的热防护措施，当前主要技术措施是先进的冷却设计技术和耐高温材料进行隔热，主要手段包括喷涂热障涂层、研发新型耐高温材料和先进冷却结构等。喷涂热障涂层一般在燃气涡轮进口温度为1700K以上使用，进口温度越高其隔热效果越好，在国内中小型航空发动机几乎没有应用，主要是由于燃气涡轮导向叶片尺寸小、局部曲率大等，使得喷涂均匀性难以保证，同时燃气进口温度偏低使得隔热效果不理想；新型耐温材料的耐温能力每年平均提升8K，远低于燃气涡轮进口温度每年平均增速20K，且新材料的成本随其耐温性的提高呈指数级增长，同时为保证发动机可靠性其真正应用仍需很长时间；因此，当前中小型航空发动机随着涡轮进口温度的提高，燃气涡轮导向叶片主要是依靠冷却技术水平的提高，主要手段有多腔蜿蜒廻流、冲击射击流、柱肋扰流、气膜覆盖、发散冷却、双层壁冷却等。

涡轮导向叶片的冷却可以从内部和外部实施，内部冷却措施有多腔蜿蜒廻流、冲击射流、柱肋扰流、双层壁等，通过利用增加内部流动流程、内部换热面积、内部扰流强度等以尽可能少的冷却气量获得较高的冷却效率；外部冷却措施有气膜冷却、发散冷却等，通过在高温区增开一排或多排气膜孔或多孔的介质材料，将内部的冷却气引入到涡轮导向叶片的表面，并在表面形成一层冷气膜，从而阻隔高温燃气对叶片固体壁面的加热。为了满足当前发动机涡轮导向叶片的耐温强度、寿命要求，以上这些冷却技术的最优组合是设计冷却燃气涡轮导向叶片的关键。

当前涡轮进口温度为1700K及以下时，燃气涡轮导向叶片常用的冷却结构形式示意图见图1。其中的气膜孔均为圆孔、尾缘均为偏劈缝结构、冲击管的冲击孔为圆孔结构。

现有涡轮进口温度1700K及以下，燃气涡轮导向叶片采用多腔结构时，会使得铸造难度增加，冲击管结构尺寸更小、加工难度增大，增加零件毛坯的加工与制造成本；同时，使用尾缘偏劈缝结构由于受到铸造极限尺寸的约束，使得导向叶片实际冷气量会大于理论值15％以上，导致发动机性能下降；使用冲击管作为冲击冷却的实施载体时，均采用圆孔射流结构，针对前缘燃气滞止点高温区域无法提供更多冷气在叶片内壁面冷却前缘高温区；同时导向叶片叶前缘多数均采用中心线与叶型截面平行的圆柱形气膜孔，相同气量下与叶型截面平行的圆柱型气孔圆柱形气膜孔不能使得冷气的冷却效果达到最佳；一般的导向叶片叶盆与叶背均采用扰流凸台进行强化换热，但是由于叶背区域承受着比叶盆区域更大的内外压力差，当叶背区域使用扰流凸台时若壁厚设计较薄则会导致叶背区域产生鼓包裂纹，设计较厚又会导致叶背温度升高对叶身寿命产生不利影响。

发明内容

本发明提供了一种燃气涡轮导向叶片，以解决现有的导向叶片存在的铸造难度大、冷却效果不佳的技术问题。

本发明采用的技术方案如下：