[发明专利]一种涡轮叶片尾缘折线式排气劈缝结构

说明书

本发明属于航空发动机涡轮冷却技术领域，涉及一种涡轮叶片尾缘折线式排气劈缝结构。一种涡轮叶片尾缘折线式排气劈缝结构，包括空心涡轮叶片、内腔冷气通道、尾缘排气劈缝通道和尾缘劈缝隔肋；所述空心涡轮叶片内部设有内腔冷气通道，供低温冷却气体在叶片内部流动，对叶片进行冷却。空心涡轮叶片尾缘设有并排排列的尾缘劈缝隔肋，并排排列的尾缘劈缝隔肋之间形成尾缘排气劈缝通道。本发明通过将尾缘排气劈缝设计成倾斜折线式排气，减小冷却气在劈缝内的转折角，且冷气由一次转折变为两次或多次转折，从而减小叶片内腔冷气流动阻力和损失，可以使流阻减小约19％。

技术领域

本发明属于航空发动机涡轮冷却技术领域，涉及一种涡轮叶片尾缘折线式排气劈缝结构。

背景技术

提高涡轮前燃气温度可以大幅提高航空发动机和燃气轮机的效能，但当前涡轮前燃气温度已远远超出所用材料所能承受的极限，故发展更为有效的涡轮叶片冷却技术十分迫切。目前对于涡轮叶片普遍采用中空设计，并利用冷却气在其内部的强化对流换热带走热量以及排出叶片时形成气膜覆盖隔绝燃气加热，是涡轮叶片冷却问题的主要解决手段，同时要求叶片“内部换热面积更大”、“冷气流动阻力更小”、“换热效率更高”、“气膜覆盖面积更大”、“对结构强度破坏更小”等是叶片冷却设计的重点和所追求的目标。

涡轮叶片的尾缘区域，同时受到叶片盆侧和背侧两方面燃气的加热，加之结构上较薄难以形成中空冷却结构，因此是叶片中较难冷却的区域，同时也是在工作中壁面温度较高和容易发生烧蚀的区域，是叶片冷却设计中需要重点解决的难题。目前叶片尾缘冷却常采用半开的水平排气劈缝结构，该结构可以把叶片内部冷却通道中沿径向流动的冷气转成沿弦向，在通道壁面和肋结构处形成强化对流冷却后，再从叶片盆侧边缘的窄缝(称为劈缝)中排出，并对尾缘局部形成气膜覆盖隔绝燃气的加热，典型的结构如图1所示，其基本特征为劈缝水平排气。此类尾缘劈缝冷却结构具有较大的流动阻力、较低的冷却效果，同时也有对叶片结构强度有一定的破坏。

发明内容

针对现有水平排气尾缘劈缝冷却技术存在的不足，提供了一种涡轮叶片尾缘折线式排气劈缝结构，通过将涡轮叶片尾缘劈缝设计为折线式排气结构，可以有效减小冷却气转折角度、减少流动阻力和损失、增加气膜覆盖面积、降低叶片温度水平，提高结构抗载荷能力，改善叶片铸造工艺性。

本发明的技术方案：

一种涡轮叶片尾缘折线式排气劈缝结构，包括空心涡轮叶片、内腔冷气通道、尾缘排气劈缝通道和尾缘劈缝隔肋；

所述空心涡轮叶片内部设有内腔冷气通道，供低温冷却气体在叶片内部流动，对叶片进行冷却。空心涡轮叶片尾缘设有并排排列的尾缘劈缝隔肋，并排排列的尾缘劈缝隔肋之间形成尾缘排气劈缝通道，以供冷却气排出叶片，同时对叶片尾缘进行气膜覆盖冷却。尾缘劈缝隔肋的结构除了可以增大叶片内部换热面积以外，还对叶片内腔冷却气进行导向，使其流动方向发生转折。

所述尾缘劈缝隔肋的结构形成折线的形状，其形状由隔肋中心线控制，所述隔肋中心线由至少两条角度不同的线段相连构成，且其中至少一段相对于水平面倾斜，尾缘劈缝隔肋的宽度沿隔肋中心线对称分布。相连接的倾斜线段在空心涡轮叶片的冷气入口端和出口端与水平面夹角分别为入射角∠A1和出射角∠A2，两个角度的关系为∠A1∠A2，冷气进入尾缘劈缝之后的流动方向与进入尾缘劈缝之前的流动方向之间的夹角即冷气转折角∠A小于90°。

进一步的，所述的入射角∠A1可以为15～45°，出射角∠A2可以为0～30°，此时冷气转折角∠A为90°-∠A1。

原有结构中，如图1所示，隔肋中心线为水平直线，冷气在尾缘劈缝中进/出气角∠A1和∠A2均为0°，此时冷气转折角∠A约为90°，转折角度过大导致流动损失较大，以及气膜覆盖面积较小和对强度破坏较大。而在本发明方案中，当隔肋中心线为倾斜折线后，冷气在尾缘劈缝中进气角∠A1为锐角，则冷气转折角也相应的变为锐角，且对于折线式通道，冷气由原来的一次转折变为两次或多次转折，每次的转折角度更小，大大减小了流动阻力和损失，同时也会有更好的气膜覆盖效果和尾缘空心结构抗载荷能力。