一种涡轮导向叶片冷却结构和航空发动机制造技术

本申请提供了一种涡轮导向叶片冷却结构及航空发动机，该涡轮导向叶片冷却结构包括：涡轮导向叶片；设置在所述涡轮导向叶片内腔的冷气导管，所述冷气导管的前缘和

【技术实现步骤摘要】
一种涡轮导向叶片冷却结构和航空发动机


[0001]本申请属于航空发动机
/
燃气轮机领域，特别涉及一种涡轮导向叶片冷却结构和航空发动机
。

技术介绍

[0002]高压涡轮导向叶片是发动机上热负荷最高的零件之一，高温烧蚀和热应力过大引起的裂纹是涡轮导向叶片常见的损伤模式
。
为了降低涡轮导向叶片的温度，通常在涡轮导向叶片内部通入冷气
。
如图1所示，在冷气流量有限的情况下，往往采用单腔供气，即在涡轮导向叶片内部设置冷气导管
11
，冷气导管
11
侧壁上设置冲击冷却孔
12
对叶片壁面进行冲击冷却，同时在叶片侧面设置扰流柱
13
以强化换热
。
由于尾缘区域外表面的换热非常剧烈，是涡轮导向叶片工作热负荷最高的区域之一，也是最容易发生氧化烧蚀的一个区域
。
为了对叶片尾缘区域进行充分的冷却，高压涡轮导向叶片的尾缘通常设计成尾劈缝结构
14。
目前常见的尾缝结构大体上分为半劈缝和全劈缝，受尾缘尺寸的限制，尾缘往往设计成半劈缝结构，通常一般采用等宽度窗口和间隔墙的直尾缝设计，如图2所示
。
[0003]对于靠上缘板与机匣装配的涡轮导向叶片，弦向尺寸过大的冷却导管
11
存在装配问题，为了方便装配，冷却导管
11
在叶片弦向上往往设计比较小，同时为了保证叶片冷却效果而增加扰流柱的数量，对于尺寸比较大的燃气轮机涡轮导向叶片，会导致靠近冷气导管
11
的扰流柱
13
过长，这种细长的扰流柱
13
，铸造缺陷较多，且叶片增重明显
。
[0004]此外，现有尾劈缝结构
14
在叶片径向高度上排气窗口采用等高度设计，没有考虑对高温区域的强化冷却，叶片径向温度均匀性不好，容易出现较高的热应力，进而出现裂纹等故障；当间隔墙厚度比较大时，直尾缝结构的设计，使得冷气出口下游较远区域的冷却效果会明显下降，导致该区域温度较高，容易出现氧化烧蚀
。

技术实现思路

[0005]本申请的目的是提供了一种涡轮导向叶片冷却结构及具有其的航空发动机，以解决或减轻
技术介绍
中的至少一个问题
。
[0006]本申请的技术方案是：一种涡轮导向叶片冷却结构，所述涡轮导向叶片冷却结构包括：
[0007]涡轮导向叶片；
[0008]设置在所述涡轮导向叶片内腔的冷气导管，所述冷气导管的前缘和
/
或侧边设有冲击冷却孔，用于对涡轮导向叶片的壁面进行冲击冷却；
[0009]其中，所述涡轮导向叶片内的冷气导管后侧设有半球型的第一绕流柱和非半球型的第二绕流柱，所述第一绕流柱为半球型扰流结构，该半球型绕流柱为非连接叶片盆背侧的结构；
[0010]所述涡轮导向叶片的尾缘部位设有尾劈缝结构，在所述涡轮导向叶片尾缘处间隔墙对应位置的上游高温区域设有至少一排的气膜孔
。
[0011]在本申请优选实施方式中，所述冲击孔至少部分的设置在所述涡轮导向叶片的叶中位置且匹配高温区域，所述高温区域的冲击孔孔径更大
、
密度更集中
。
[0012]在本申请优选实施方式中，所述半球型的第一绕流柱为非连接叶片盆侧与背侧的绕流柱结构，所述非半球型的第二绕流柱为连接叶片盆侧和背侧的绕流柱结构
。
[0013]在本申请优选实施方式中，所述第一绕流柱在叶片径向上均布
。
[0014]在本申请优选实施方式中，所述第一绕流柱和
/
或第二绕流柱在弦长方向上设置两排或多排
。
[0015]在本申请优选实施方式中，所述尾劈缝结构的单个排气窗口在径向高度为变高度
。
[0016]在本申请优选实施方式中，所述涡轮导向叶片中截面的高温区域的排气窗口相比于其他区域的排气窗口高度更大
。
[0017]在本申请优选实施方式中，所述涡轮导向叶片的排气窗口为扩张型
。
[0018]在本申请优选实施方式中，所述气膜孔与尾劈缝结构的排气窗口在径向上错开设置
。
[0019]另外，本申请还提供了一种航空发动机，其特征在于，所述航空发动机包括如上任一所述的涡轮导向叶片冷却结构
。
[0020]本申请的涡轮导向叶片冷却结构中半球型绕流解决了大尺寸导管装配干涉问题和小尺寸导管叶片细长型扰流柱叶片铸造缺陷问题，提高叶片成品率，保证叶片该部分的冷却效果同时降低了叶片的重量；尾缘的冷却结构中，气膜孔和半劈缝配合使用，加上排气窗口的变高度设计，在不改变整体冷气用量的情况下，强化了对叶片高温区域的冷却，使得冷气得到充分有效的利用；扩张形排气窗口使得尾缘末端得到更好的冷却，对降低叶片尾缘温度，提高温度均匀性，增加叶片使用寿命具有重要意义
。
附图说明
[0021]为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍
。
显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例
。
[0022]图1为现有技术中常见的涡轮导向叶片冷却结构示意图
。
[0023]图2为现有技术中常见的涡轮导向叶片尾缘劈缝结构示意图
。
[0024]图3为本申请的涡轮导向叶片冷却结构示意图
。
[0025]图4为基于图3中
A
‑
A
向的第一绕流柱示意图
。
[0026]图5为本申请的涡轮导向叶片尾缘劈缝结构示意图
。
[0027]图6为本申请的尾缘劈缝结构尺寸示意图
。
具体实施方式
[0028]为使本申请实施的目的
、
技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述
。
[0029]针对冷气用量较少
、
尺寸比较大的涡轮导向叶片，本申请提出了一种新的涡轮导向叶片冷却结构，可以解决叶片生产加工与冷却效果相矛盾的问题，同时在保证不增加冷气用量的情况下，通过合理分配冷气用量强化尾缘高温区域的冷却能力，同时兼顾尾劈缝
出口下游较远区域的冷却效果
。
[0030]如图3所示，本申请提供的涡轮导向叶片冷却结构
20
包括：涡轮导向叶片
21
和设置在涡轮导向叶片
21
内部的冷气导管
22。
[0031]其中，冷气导管
22
的前缘和
/
或侧边设有冲击冷却孔
221
，用于对涡轮导向叶片
21
的前缘和侧壁进行冲击冷却
。
在本申请一些实施例中，叶中位置的冲击孔
221
匹配叶身的高温区本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种涡轮导向叶片冷却结构，其特征在于，所述涡轮导向叶片冷却结构
(20)
包括：涡轮导向叶片
(21)
；设置在所述涡轮导向叶片
(21)
内腔的冷气导管
(22)
，所述冷气导管
(22)
的前缘和
/
或侧边设有冲击冷却孔
(221)
，用于对涡轮导向叶片的壁面进行冲击冷却；其中，所述涡轮导向叶片
(21)
内的冷气导管
(22)
后侧设有半球型的第一绕流柱
(23)
和非半球型的第二绕流柱
(24)
，所述第一绕流柱
(23)
为半球型扰流结构，该半球型绕流柱为非连接叶片盆背侧的结构；所述涡轮导向叶片
(21)
的尾缘部位设有尾劈缝结构
(26)
，在所述涡轮导向叶片尾缘处间隔墙对应位置的上游高温区域设有至少一排的气膜孔
(25)。2.
如权利要求1所述的涡轮导向叶片冷却结构，其特征在于，所述冲击孔
(221)
至少部分的设置在所述涡轮导向叶片的叶中位置且匹配高温区域，所述高温区域的冲击孔孔径更大
、
密度更集中
。3.
如权利要求1所述的涡轮导向叶片冷却结构，其特征在于，所述半球...

【专利技术属性】
技术研发人员：周丽敏，尤宏德，谭思博，
申请(专利权)人：中国航发沈阳发动机研究所，
类型：发明
国别省市：