涡轮转子叶片及航空发动机的制作方法

本发明涉及航空发动机，具体涉及涡轮转子叶片及航空发动机。

背景技术：

1、航空发动机和燃气轮机为了提高性能和功率，不断提高发动机循环参数，而涡轮叶片金属材料耐温能力增长无法满足发动机循环参数提高，使得涡轮叶片热防护需求日益增加。

2、目前，航空发动机涡轮前温度已远远超过了叶片材料的最高允许工作温度，为了降低工作温度，通过对涡轮叶片内腔挖空进行冷却设计，根据叶片不同位置换热强度设计不同的冷却结构，最终实现叶片温度降低，提高涡轮叶片寿命的目的。常规技术中，对于中小型航空发动机涡轮转子叶片，典型的冷却形式为：如图1所示，冷气由底部进入叶片内部，经过多腔回流(1腔、2腔、3腔和4腔)、扰流柱、粗糙肋等结构，最后由前缘的气膜孔5、叶尖6、叶盆及尾缘气膜孔或劈缝7排出。

3、但是，由于同一路冷气需从前缘、叶尖、叶盆及尾缘的气膜孔或劈缝排出，其冷气出口位置包含了整个叶片弦向长度，压力跨度大、变化剧烈，使得冷气量及其分配极易受背压的影响而产生较大变化，会降低叶片的降温效果。

技术实现思路

1、有鉴于此，本发明提供了一种涡轮转子叶片及航空发动机，以解决现有的涡轮转子叶片的降温效果较差的问题。

2、第一方面，本发明提供了一种涡轮转子叶片，包括沿径向布设的叶身和叶根，所述叶身包括沿弦向布设的前缘区、中弦区以及尾缘区，所述前缘区内部设有第一换热腔，所述中弦区内部设有延伸至尾缘区内部的第二换热腔，所述第一换热腔和所述第二换热腔通过隔板组分隔开；所述叶根设有与所述第一换热腔连通的第一进气口、以及与所述第二换热腔连通的第二进气口。

3、有益效果：通过在前缘区内部设有第一换热腔，并在叶根设有与第一换热腔连通的第一进气口，使得一部分冷气可以通过第一进气口流动至第一换热腔内，对前缘区进行冷却；又通过在中弦区内部设有延伸至尾缘区内部的第二换热腔，并在也跟设有与第二换热腔连通的第二进气口，使得另一部分冷气通过第二进气口进入第二换热腔内，其途径中弦区和尾缘区，对中弦区和尾缘区进行冷却；同时，通过使用隔板组将第一换热腔和第二换热腔分隔开，便于在一股冷气对前缘区冷却的同时使用另一股冷气对中弦区和尾缘区进行冷却，避免两股冷气相互影响；此外，相比于常规技术中使用一路冷气对整个叶片进行降温，本结构的涡轮转子叶片通过使用两路冷气，缩减每股冷气流经的路径，降低每股冷气的压力跨度，改善每股冷气的温度变化程度，提高对叶片的降温效果。

4、在一种可选的实施方式中，所述叶身沿径向远离所述叶根的一侧为叶顶部，所述叶身于所述叶顶部的内部设有由所述中弦区沿弦向延伸至所述尾缘区的第三换热腔。

5、有益效果：通过在叶顶部内部的设有由中弦区延伸至尾缘区的第三换热腔，在冷气流经第三换热腔时对叶顶部的高温区进行冷却。

6、在一种可选的实施方式中，所述涡轮转子叶片设有由所述叶根沿径向延伸至所述叶顶的第一进气通道，所述第一进气通道的入口端为所述第一进气口，所述第一进气通道与所述第三换热腔交叉布置。

7、有益效果：通过将第一进气通道设置为与第三换热腔交叉布置的形式，令冷气进入第一进气通道后沿径向对叶根以及叶身的前缘区进行换热，改善高温燃气冲击叶身前缘区时前缘区的温升程度，有利于提高涡轮转子叶片的使用寿命。

8、在一种可选的实施方式中，所述隔板组包括第一隔板，所述第一进气通道与所述第一换热腔通过所述第一隔板分隔开，并且所述第一隔板设有冲击孔，所述第一进气通道通过所述冲击孔与所述第一换热腔连通。

9、有益效果：通过使用第一隔板将第一换热腔与第一进气通道分隔开，并在第一隔板处设有第一换热腔与第一进气通道连通的冲击孔，使得冷气可以通过第一进气通道流入第一换热腔，并通过冲击孔对叶身的前缘区进行冲击冷却。

10、在一种可选的实施方式中，所述冲击孔设有多个，多个所述冲击孔沿径向布设，所述冲击孔由圆形孔、方形孔和腰型孔中的一种或多种构成。

11、在一种可选的实施方式中，所述第三换热腔内沿径向设有多排第一扰流柱组，每排所述第一扰流柱组包括至少一个第一扰流柱，相邻两排所述第一扰流柱组的第一扰流柱错位布置。

12、有益效果：通过在第三换热腔内设有第一扰流柱，增强冷气的换热效果。

13、在一种可选的实施方式中，所述隔板组还包括第二隔板和第三隔板，所述第二隔板由叶根沿径向朝向叶顶部延伸，所述第三隔板一端与所述第二隔板连接，所述第三隔板的另一端沿弦向朝向尾缘区延伸；所述第二换热腔于弦向通过所述第二隔板与第一进气通道分隔开，所述第二换热腔于径向通过所述第三隔板与所述第三换热腔分隔开。

14、有益效果：通过第三隔板和第二隔板的设置，令第二换热腔与第三换热腔、第一进气通道分隔开，令第二换热腔具备独立换热的能力，降低冷气进入第二换热腔内换热时受到外界因素的影响，提高冷气对中弦区和尾缘区的降温效果，进一步提高涡轮转子叶片的使用寿命。

15、在一种可选的实施方式中，所述涡轮转子叶片还包括第二进气通道，所述第二进气通道的入口端为第二进气口，所述第二进气通道的出口端与所述第二换热腔连通。

16、有益效果：通过增设第二进气通道，并将第二进气通道的出口端与第二换热腔连通，便于将冷气引导至第二换热腔。

17、在一种可选的实施方式中，还包括粗糙肋组，所述粗糙肋组至少包括第一粗糙肋和第二粗糙肋，所述第一粗糙肋设有多个，多个所述第一粗糙肋沿径向间隔布设于所述第一进气通道，所述第二粗糙肋设有多个，多个所述第二粗糙肋沿径向间隔布设于所述第二进气通道。

18、有益效果：通过在第一进气通道内部设有第一粗糙肋，在第二进气通道内部设有第二粗糙肋，增强两股冷气分别在第一进气通道和第二进气通道内部的换热能力。

19、第二方面，本发明还提供了一种航空发动机，包括上述实施方式中的涡轮转子叶片。

20、有益效果：因为航空发动机包括涡轮转子叶片，因此具有与涡轮转子叶片相同的效果，在此不再赘述。

技术特征：

1.一种涡轮转子叶片，包括沿径向布设的叶身(1)和叶根(2)，其特征在于，

2.根据权利要求1所述的涡轮转子叶片，其特征在于，

3.根据权利要求2所述的涡轮转子叶片，其特征在于，

4.根据权利要求3所述的涡轮转子叶片，其特征在于，

5.根据权利要求4所述的涡轮转子叶片，其特征在于，

6.根据权利要求2-5中任一项所述的涡轮转子叶片，其特征在于，

7.根据权利要求3-5中任一项所述的涡轮转子叶片，其特征在于，

8.根据权利要求7所述的涡轮转子叶片，其特征在于，

9.根据权利要求8所述的涡轮转子叶片，其特征在于，

10.一种航空发动机，其特征在于，包括权利要求1-9中任一项所述的涡轮转子叶片。

技术总结本发明涉及航空发动机技术领域，公开了一种涡轮转子叶片及航空发动机。其中，涡轮转子叶片包括沿径向布设的叶身和叶根，所述叶身包括沿弦向布设的前缘区、中弦区以及尾缘区，所述前缘区内部设有第一换热腔，所述中弦区内部设有延伸至尾缘区内部的第二换热腔，所述第一换热腔和所述第二换热腔通过隔板组分隔开；所述叶根设有与所述第一换热腔连通的第一进气口、以及与所述第二换热腔连通的第二进气口。相比于常规技术中使用一路冷气对整个叶片进行降温，本结构的涡轮转子叶片通过使用两路冷气，缩减每股冷气流经的路径，降低每股冷气的压力跨度，改善每股冷气的温度变化程度，提高对叶片的降温效果。技术研发人员：房奕含,喻雷受保护的技术使用者：中国航发湖南动力机械研究所技术研发日：技术公布日：2024/7/11