航空发动机涡轮叶片尾缘主动强化冷却结构的制作方法

1.本发明涉及航空发动机技术领域，具体涉及一种航空发动机涡轮叶片尾缘主动强化冷却结构。


背景技术：

2.冷却技术是先进航空燃气涡轮发动机广泛采用的技术措施，经过多年的发展，目前基本上形成了由内部冷却和外部冷却构成的涡轮叶片冷却方案。内部冷却主要包括采用叶片内部多程弯折带肋通道的强化对流冷却、叶片内表面的射流冲击冷却、以及叶片尾缘借助冷却空气绕流扰流柱的导热和对流复合冷却等方式，一般扰流柱以插排的方式布置。大约在1960年，气冷涡轮首次应用于航空发动机上。从此，涡轮进口温度提高的幅度大大增加，平均每年提高20~30℃，而发动机对效率的要求也逐年提升，导致分配给涡轮叶片的冷气流量受限，传统的冷却结构已无法适应高燃气温度、低冷气流量的使用环境。


技术实现要素：

3.有鉴于此，本发明提供一种航空发动机涡轮叶片尾缘主动强化冷却结构，以达到提高冷却效率的目的。
4.本发明提供以下技术方案：一种航空发动机涡轮叶片尾缘主动强化冷却结构，航空发动机涡轮叶片尾缘主动强化冷却结构包括收缩段和扩张段，收缩段和扩张段沿叶片尾缝排气方向依次连接，且收缩段的小径端与扩张段的小径端连接并形成喉部。
5.进一步地，航空发动机涡轮叶片尾缘主动强化冷却结构还包括回流孔，回流孔的入口设置在扩张段的大径端，回流孔的出口设置在喉部，且回流孔能够将扩张段的大径端处的气体引回至喉部。
6.进一步地，回流孔为一排，一排回流孔设置在叶盆或者叶背处。
7.进一步地，位于同一平面处的收缩段和扩张段形成冷却通道，位于同一水平面处的一排回流孔和对应的冷却通道形成一个冷却单元，航空发动机涡轮叶片尾缘主动强化冷却结构包括多个冷却单元，且多个冷却单元沿叶片尾缘的径向间隔均布。
8.进一步地，相邻冷却单元中的冷却通道的尺寸均相同。
9.进一步地，回流孔为多排，多排回流孔沿叶片尾缘的中弧线对称设置在叶盆处和叶背处。
10.进一步地，在叶片尾缘的径向方向，叶背处的回流孔与叶盆处的回流孔交错设置。
11.进一步地，位于同一平面处的收缩段和扩张段形成冷却通道，多排回流孔与对应的冷却通道形成一个冷却单元，航空发动机涡轮叶片尾缘主动强化冷却结构包括多个冷却单元，且多个冷却单元沿叶片尾缘的径向间隔均布。
12.进一步地，相邻冷却单元中的冷却通道的尺寸均相同。
13.进一步地，回流孔的入口呈喇叭状，且回流孔的大径端朝向扩张段。
14.与现有技术相比，本发明采用的上述至少一个技术方案能够达到的有益效果至少
包括：设置收缩段、扩张段和喉部，可以将来流气体经过收缩段进行降压升速，并将通过喉部进入扩张段的气体进行升压降速，从而能够实现提升冷却效果的目的。
附图说明
15.为了更清楚地说明本技术实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
16.图1是本发明航空发动机涡轮叶片尾缘主动强化冷却结构的剖视图；图2是本发明航空发动机涡轮叶片尾缘主动强化冷却结构中回流孔设置在叶盆处的实施例的剖视图；图3是本发明航空发动机涡轮叶片尾缘主动强化冷却结构中回流孔设置在叶背处的实施例的剖视图；图4是本发明航空发动机涡轮叶片尾缘主动强化冷却结构中回流孔呈喇叭状结构的实施例的剖视图。
17.图中附图标记：1、收缩段；2、扩张段；3、喉部；4、回流孔。
具体实施方式
18.下面结合附图对本技术实施例进行详细描述。
19.需要说明的是，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
20.如图1所示，本发明实施例提供了一种航空发动机涡轮叶片尾缘主动强化冷却结构，航空发动机涡轮叶片尾缘主动强化冷却结构包括收缩段1和扩张段2，收缩段1和扩张段2沿叶片尾缝排气方向依次连接，且收缩段1的小径端与扩张段2的小径端连接并形成喉部3。
21.本发明实施例通过设置收缩段1、扩张段2和喉部3，可以将来流气体经过收缩段1进行降压升速，并将通过喉部3进入扩张段2的气体进行升压降速，从而能够实现提升冷却效果的目的。
22.优选地，航空发动机涡轮叶片尾缘主动强化冷却结构还包括回流孔4，回流孔4的入口设置在扩张段2的大径端，回流孔4的出口设置在喉部3，且回流孔4能够将扩张段2的大径端处的气体引回至喉部3。
23.需要说明的是，如图4所示，回流孔4的入口呈喇叭状，且回流孔4的大径端朝向扩张段2。设置喇叭状的回流孔4，目的是可以增加引气量，提高回流孔4的入口处的压力，从而使引气可以更加容易回流至收缩段1处。
24.本发明实施例将扩张段2的高压区与收缩段1的低压区连通，将尾部部分冷气引回至喉部3前，起到加强气流扰动、主动冷却的作用，从而增加冷气的利用率，提高涡轮叶片尾缘的换热效率。
25.同时，由于本发明实施例设置回流孔4，可以通过回流孔4实现气流扰动，可以减少或者不设置扰流柱，从而达到减轻整体装置重量的目的。
26.如图2和图3所示，本实施例中回流孔4为一排，一排回流孔4设置在叶盆或者叶背
处。即在叶盆处设置一排回流孔4或者在叶背处设置有一排回流孔4，通过一排回流孔4可以实现喉部3处的气体扰动，以增加整体装置的冷却效率。并且叶盆或者叶背处的选择可以根据不同设计需要进行选取，以提高整体装置的布置灵活性。
27.位于同一平面处的收缩段1和扩张段2形成冷却通道，位于同一水平面处的一排回流孔4和对应的冷却通道形成一个冷却单元，航空发动机涡轮叶片尾缘主动强化冷却结构包括多个冷却单元，且多个冷却单元沿叶片尾缘的径向间隔均布。
28.本实施例中一个叶片尾缘的径向方向设置有多个冷却单元，通过多个冷却单元可以对叶片尾缘的径向进行充分冷却，以提高叶片尾缘的整体冷却效率。其中需要说明的是，冷却单元的布置数量和间隔距离可以根据不同冷却需求进行选取，此处本技术不再进行赘述。
29.本实施例中，相邻冷却单元中的冷却通道的尺寸均相同。由于叶片尾缘的形状为渐变状，本技术使径向方向上相邻冷却单元中的冷却通道的尺寸均相同目的是为了保证整体冷却效率一致，避免因局部冷却效果不同而导致叶片发生故障。
30.如图2和图3所示，回流孔4为多排，多排回流孔4沿叶片尾缘的中弧线对称设置在叶盆处和叶背处。在叶片尾缘的径向方向，叶背处的回流孔4与叶盆处的回流孔交错设置。
31.并且位于同一平面处的收缩段1和扩张段2形成冷却通道，对称设置在叶盆处和叶背处的多排回流孔4与对应的冷却通道形成一个冷却单元，航空发动机涡轮叶片尾缘主动强化冷却结构包括多个冷却单元，且多个冷却单元沿叶片尾缘的径向间隔均布。同时，相邻冷却单元中的冷却通道的尺寸均相同。
32.在该实施例中的功能和效果与在先实施例中的功能和效果相似，设置多排回流孔4的目的是在条件允许的情况下增加冷气回流量，从而提高气流扰动效果，达到提升冷却效率的目的。
33.本发明实施例具有如下效果：既保证了内流的冷却效果，还使涡轮叶片的冷气利用率提高，一定程度降低了冷气的使用量，从而增加了发动机的整机效率。同时，该结构形式简单，不需要铸造扰流柱，减小了涡轮叶片的重量。该结构在尾缘形成主动冷却，加强了气流扰动换热，增加了涡轮叶片的综合冷却效率。
34.本发明实施例的三维建模方法如下：步骤一，以叶片中截面中弧线上均布的点为圆心做7组同心圆；收缩段同心圆偏置距离均匀增加分别为1.0mm、1.2mm、1.4mm、1.6mm，喉部同心圆偏置距离为1.8mm，扩张段同心圆偏置距离均匀减小分别为1.4mm、1.0mm。
35.步骤二，叶片尾缘设置出口宽度为1.6mm，控制点与中弧线的距离都为0.8mm，连接偏置圆切点与尾缘控制点形成扩张段与收缩段内壁；插入样条曲线，连通收缩段低压区与扩张段高压区。
36.步骤三，在涡轮叶片根截面与尖截面重复步骤一与步骤二保证冷却通道与叶片壁厚的比例相同，通过曲线组拉伸建立三维模型；通过回流管中心线扫掠出回流管孔型，此后沿径向等参数曲线阵列回流管形成最终模型。
37.以上所述，仅为本发明的具体实施例，不能以其限定发明实施的范围，所以其等同组件的置换，或依本发明专利保护范围所作的等同变化与修饰，都应仍属于本专利涵盖的范畴。另外，本发明中的技术特征与技术特征之间、技术特征与技术方案之间、技术方案与
技术方案之间均可以自由组合使用。