燃气涡轮导向叶片制造技术

本发明专利技术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

【技术实现步骤摘要】
燃气涡轮导向叶片


[0001]本专利技术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。

技术介绍

[0002]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。
[0003]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。
[0004]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。
[0005]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。
[0006]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。

技术实现思路

[0007]本专利技术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。
[0008]本专利技术采用的技术方案如下：
[0009]一种燃气涡轮导向叶片，包括叶身，叶身具有叶型前缘、尾缘、叶盆和叶背，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。
[0010]进一步地，内腔包括对应叶盆布设的内腔叶盆面、对应叶背布设的内腔叶背面、及对应叶型前缘布设的内腔前缘面，且内腔前缘面形成叶型前缘的内壁面；冲击管的叶盆平行内腔叶盆面设置、冲击管的叶背平行内腔叶背面设置、且冲击管的前端面平行内腔前缘面设置，以使冲击管定位安装于内腔。
[0011]进一步地，射流狭缝为沿叶身高度方向延伸的梯形缝，且所述梯形缝的宽度沿叶身高度方向上逐渐增大。
[0012]进一步地，交叉气膜孔组的数量为两组，两组交叉气膜孔组分设于叶型前缘滞止点的两侧，且各交叉气膜孔组沿叶身高度方向布置。
[0013]进一步地，交叉气膜孔组包括沿叶身高度方向依次间隔设置的多个第一气膜孔，多个第一气膜孔分设成沿叶身高度方向依次设置的上部组和下部组；上部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，并与叶型截面间具有30
°
～60
°
夹角，方向指向叶型截面下方；下部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，并与叶型截面间具有30
°
～60
°
夹角，方向指向叶型截面上方。
[0014]进一步地，叶型前缘上靠近叶背处还设有第一常规气膜孔组，以用于供内腔内冷气流穿出后冷却叶型前缘；叶背上靠近叶型前缘处设有簸箕型气膜孔组，以用于供内腔内冷气流穿出后冷却叶背；叶盆上设有第二常规气膜孔组，以用于供内腔内冷气流穿出后冷却叶盆。
[0015]进一步地，内腔内还设有用于增强叶背的抗拉和抗压强度的加劲肋条；加劲肋条连接于内腔前缘面和内腔叶背面上，且沿内腔前缘面至内腔叶背面方向延伸。
[0016]进一步地，内腔内还设有用于对冷气流进行扰流换热的扰流凸台；扰流凸台连接于内腔叶盆面上。
[0017]进一步地，尾缘内设有用于将冷气流导出叶身并冷却尾缘的尾缘中孔；尾缘中孔沿叶型前缘至尾缘方向贯穿尾缘。
[0018]进一步地，叶身内还设有用于对冷气流进行扰流换热的扰流柱；扰流柱设置于内腔与尾缘中孔之间。
[0019]本专利技术具有以下有益效果：
[0020]本专利技术的燃气涡轮导向叶片中，导向叶片内采用单一的内腔结构，进而大大降低
了导向叶片的铸造难度；在冲击管前缘上开设射流狭缝，相比现有导向叶片中布置在冲击管表面且沿纵向、横向布设的冲击圆孔，本专利技术射流狭缝的设置，可以使冷却前缘的冷气流更多，进而冷却效果更好，温度场更加均匀，同时也不需要考虑冲击管全身布置冲击孔时，冲击横流对叶型前缘、叶盆与叶背等换热带来冷却效率降低的影响；相比现有常规沿冷气流喷射方向延伸的圆柱形气膜孔，本专利技术结构中，第一气膜孔在叶型截面内与叶型前缘的外壁面垂直，以便由射流狭缝喷射出的冷气流直接射入第一气膜孔，减少能量的损失，又第一气膜孔与叶型截面间具有30
°
～60
°
夹角，且上部组与下部组交叉布置，防止沿叶型前缘外壁面流动的燃气流对流冲击由第一气膜孔流出的冷气流，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，导本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种燃气涡轮导向叶片，包括叶身，所述叶身具有叶型前缘(10)、尾缘(20)、叶盆(30)和叶背(40)，其特征在于，所述叶身内还设有单一的内腔(50)，所述内腔(50)内安装有与冷气回路连通的冲击管(60)，所述冲击管(60)的前缘上开设有贯穿其前缘的射流狭缝(601)，所述射流狭缝(601)用于供所述内腔(50)内的冷气流穿设后对所述叶型前缘(10)的内壁面进行射流冲击冷却；所述叶型前缘(10)的外壁面上还设有多组贯穿叶型前缘(10)的交叉气膜孔组，所述交叉气膜孔组内的第一气膜孔(101)在叶型截面内与所述叶型前缘(10)的外壁面垂直，并与所述叶型截面具有30
°
～60
°
夹角。2.根据权利要求1所述的燃气涡轮导向叶片，其特征在于，所述内腔(50)包括对应所述叶盆(30)布设的内腔叶盆面、对应所述叶背(40)布设的内腔叶背面、及对应所述叶型前缘(10)布设的内腔前缘面，且所述内腔前缘面形成所述叶型前缘(10)的内壁面；所述冲击管(60)包含的冲击管叶盆(602)平行所述内腔叶盆面设置、所述冲击管(60)包含的冲击管叶背(603)平行所述内腔叶背面设置、且所述冲击管(60)的前端面平行所述内腔前缘面设置，以使所述冲击管(60)定位安装于所述内腔(50)。3.根据权利要求2所述的燃气涡轮导向叶片，其特征在于，所述射流狭缝(601)为沿叶身高度方向延伸的梯形缝，且所述梯形缝的宽度沿叶身高度方向上逐渐增大。4.根据权利要求2所述的燃气涡轮导向叶片，其特征在于，所述交叉气膜孔组的数量为两组，两组所述交叉气膜孔组分设于所述叶型前缘(10)滞止点的两侧，且各所述交叉气膜孔组沿叶身高度方向布置。5.根据权利要求4所述的燃气涡轮导向叶片，其特征在于，所述交叉气膜孔组包括沿叶身高度方向依次间隔设置的多个所述第一气膜孔(101)，多个所述第一气膜孔(101)分设成沿叶身高度方向依次设置的上部组和下...

【专利技术属性】
技术研发人员：邓丽君，赵尊盛，杨琴，余毅，邓维，
申请(专利权)人：中国航发湖南动力机械研究所，
类型：发明
国别省市：