涡轮导叶缘板及涡轮导叶的制作方法

1.本发明涉及航空发动机领域，具体涉及一种涡轮导叶缘板及涡轮导叶。


背景技术：

2.航空发动机技术的发展和推重比的提高很大程度上依赖于透平燃气入口温度的提高。根据估算，涡轮前入口温度每提高55k，在发动机尺寸不变的条件下，发动机推力可提高10％。高温在带来更高燃气透平效率的同时，也带来一系列问题，如叶片热负荷升高、使用寿命降低等等。然而涡轮入口温度以每年平均提高25℃的速度增加，而金属耐温程度仅以每年约10℃的速度增加，可见材料的耐温程度的前进步伐远远跟不上涡轮发动机发展的需求。因此发展运用更加先进的冷却技术，同时采用耐高温、轻质、高比强、长寿命的新材料对发动机高温部件进行有效的冷却显得尤为关键。


技术实现要素：

3.本发明提供一种涡轮导叶缘板及涡轮导叶，用于改善涡轮导叶缘板冷却效果不佳的情况。
4.第一方面，本发明提供一种涡轮导叶缘板，根据本发明的实施例，该涡轮导叶缘板包括外层壁和内层壁，所述外层壁盖覆所述内层壁，由此限定所述外层壁和所述内层壁间的至少一个冷却腔；所述内层壁具有所述冷却腔的流入通路，所述外层壁具有所述冷却腔的流出通路；所述外层壁采用陶瓷基复合材料，用于阻滞热流向内传递。
5.在一个或多个实施例中，每个所述冷却腔具有多个扰流柱。
6.在一个或多个实施例中，所述扰流柱自所述内层壁突伸至所述外层壁，并支撑所述外层壁。
7.在一个或多个实施例中，每个所述冷却腔的所述流出通路包括气膜劈缝，所述气膜劈缝用于形成所述外层壁外表面的气膜。
8.在一个或多个实施例中，每个所述冷却腔的所述气膜劈缝位于该冷却腔前端，用于在其后的所述外层壁外表面形成气膜。
9.在一个或多个实施例中，所述外层壁由多个外层板拼接组成，所述外层板边缘配合限定所述气膜劈缝。
10.在一个或多个实施例中，所述涡轮导叶缘板在后端具有独立的后冷却腔，并在前端具有前冷却腔。
11.在一个或多个实施例中，所述前冷却腔的所述流入通路包括多个冲击孔，所述冲击孔连通所述内层壁两侧的盘腔和所述前冷却腔，并指向所述外层壁。
12.在一个或多个实施例中，至少一个所述冲击孔指向所述涡轮导叶缘板前端的所述外层壁。
13.在一个或多个实施例中，所述后冷却腔的所述流入通路包括多个引流孔，所述引流孔连通所述涡轮导叶缘板安装边两侧的盘腔和所述后冷却腔。
14.在一个或多个实施例中，所述引流孔指向所述涡轮导叶缘板后端的所述外层壁。
15.在一个或多个实施例中，所述内层壁具有隔板，所述隔板分隔所述前冷却腔和所述后冷却腔。
16.第二方面，本发明提供一种涡轮导叶，根据本发明的实施例，该涡轮导叶包括翼型件和缘板，所述缘板为前述的涡轮导叶缘板。
17.在一个或多个实施例中，所述翼型件具有尾缘劈缝、集气腔和补气孔，所述集气腔向所述尾缘劈缝提供冷却气，所述涡轮导叶缘板的所述后冷却腔通过所述补气孔向所述集气腔补充冷却气。
18.本发明的实施例至少具备下列之一有益效果：
19.1、通过设置陶瓷基复合材料的外层壁，使得涡轮导叶缘板能够承受更高的温度，有效降低冷却气使用量和涡轮导叶缘板重量。
20.2、实现了对涡轮导叶缘板的冲击-扰流-气膜复合冷却，降低了冷却气使用量，冷却效率高，具有良好的冷却效果。
21.3、实现了对冷却气的窄通道、精细化分配，降低了冷却气使用量，冷却效率高，具有良好的冷却效果。
22.4、实现了对涡轮导叶缘板后端区域这一高温区域的强化冷却。
23.5、实现了对涡轮导叶缘板前端外层壁区域这一高温区域的强化冷却。
附图说明
24.本发明的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：
25.图1为涡轮导叶的结构示意图；
26.图2为涡轮导叶的剖视图；
27.图3为图2中a处的局部视图；
28.图4为涡轮导叶缘板内层壁的结构示意图；
29.图5为涡轮导叶缘板外层壁的结构示意图；
30.图6为涡轮导叶压力侧的结构示意图；
31.图7为涡轮导叶吸力侧的结构示意图；
32.附图标记：
33.1-涡轮导叶缘板
34.2-外层壁，3-内层壁
35.4-前冷却腔，5-后冷却腔
36.6-隔板
37.7-扰流柱
38.8-第一气膜劈缝，9-第二气膜劈缝
39.10-第一外层板，10a-第一外层板后边缘
40.11-第二外层板，11a-第二外层板前边缘，11b-第二外层板后边缘
41.12-第三外层板，12a-第三外层板前边缘
42.13-凸台
43.14-冲击孔
44.15-盘腔
45.16-引流孔，16a-引流孔入口，16b-引流孔出口，16c-引流孔流道
46.17-安装边
47.18-涡轮导叶
48.19-翼型件
49.20-尾缘劈缝
50.21-集气腔
51.22-补气孔
52.23-后腔
53.24-翼型件尾缘
具体实施方式
54.下面结合具体实施例和附图对本发明作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本发明，但是本发明显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施例的内容限制本发明的保护范围。
55.需要注意的是，这些以及后续其他的附图均仅作为示例，其并非是按照等比例的条件绘制的，并且不应该以此作为对本发明实际要求的保护范围构成限制。
56.在本技术实施例的描述中，技术术语“第一”“第二”等仅用于区别不同对象，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量、特定顺序或主次关系。
57.参考图1至图7。图1仅对翼型件19的根部进行了显示。图2显示了整个涡轮导叶18的剖视图，剖面线大致由翼型件19的平均中弧线确定。图4剖视图的剖面线位置大致位于涡轮导叶缘板1高度方向上的中部。图6、图7仅对翼型件19的根部进行了显示，并隐藏了涡轮导叶缘板1的外层壁2。图中箭头示出了部分位置的冷却气流动方向。如图1至图3所示，涡轮导叶缘板1包括外层壁2和内层壁3，外层壁2盖覆内层壁3，由此限定外层壁2和内层壁3间的至少一个冷却腔，内层壁3具有冷却腔的流入通路，外层壁2具有冷却腔的流出通路，外层壁2采用陶瓷基复合材料，用于阻滞热流向内传递。具体地，外层壁2由韧碳化硅陶瓷基复合材料编织制成，内层壁3由单晶材料铸造制成。
58.陶瓷基复合材料(cmc)是一种高温结构材料，具有耐高温、低密度、高比强、抗氧化、耐腐蚀、不发生灾难性破坏等特点。与传统的镍基高温合金材料相比，陶瓷基复合材料可提高工作温度150～200℃，减重约1/3～2/3，外层壁2采用陶瓷基复合材料能够承受更高的涡轮前温度，有效降低冷却气使用量和涡轮导叶缘板1重量。
59.涡轮导叶缘板1具有精细、复杂的结构，由于陶瓷基复合材料编织加工的特性，难以实现外层壁2上精细结构的加工，选用单晶材料铸造内层壁3能够实现对涡轮导叶缘板1上精细结构的铸造，使得涡轮导叶缘板1具有良好的加工性。
60.如图2、图3、图4、图6、图7所示，外层壁2和内层壁3间限定有两个冷却腔，涡轮导叶缘板1在后端具有独立的后冷却腔5，并在前端具有前冷却腔4，前冷却腔4位于涡轮导叶缘
板1前端。内层壁3具有隔板6，隔板6自内层壁3突伸至外层壁2，由此分隔前冷却腔4和后冷却腔5，并支撑外层壁2。术语“前”、“后”是指涡轮导叶缘板1上相对于燃气路径中的燃气流动的相对方向，“前”是指涡轮导叶缘板1上燃气的来流方向，“后”是指涡轮导叶缘板1上燃气的去流方向。
61.如图2、图3、图4、图6、图7所示，每个冷却腔具有多个扰流柱7，扰流柱7自内层壁3突伸至外层壁2，并支撑外层壁2。具体地，前冷却腔4和后冷却腔5内都均布有多个扰流柱7，冷却气在前冷却腔4和后冷却腔5内流动时被扰流柱7扰动以进行强化扰流换热。在前冷却腔4和后冷却腔5内，扰流柱7自前端向后端多排分布，排与排均匀间隔布置。
62.如图1、图2、图3、图5所示，每个冷却腔的流出通路包括气膜劈缝，气膜劈缝用于形成外层壁2外表面的气膜。具体地，前冷却腔4的流出通路包括第一气膜劈缝8，后冷却腔5的流出通路包括第二气膜劈缝9，前冷却腔4、后冷却腔5的冷却气分别由第一气膜劈缝8、第二气膜劈缝9流出，在外层壁2外表面形成气膜，实现气膜冷却。
63.如图2、图3所示，每个冷却腔的气膜劈缝位于该冷却腔前端，用于在其后的外层壁2外表面形成气膜。具体地，前冷却腔4的第一气膜劈缝8位于前冷却腔4前端，第一气膜劈缝8出口朝向后方，由第一气膜劈缝8流出的冷却气与外层壁2外表面呈锐角并向后流动，在第一气膜劈缝8出口后的外层壁2外表面形成气膜。后冷却腔5的第二气膜劈缝9位于后冷却腔5前端，第二气膜劈缝9出口朝向后方，由第二气膜劈缝9流出的冷却气与外层壁2外表面呈锐角并向后流动，在第二气膜劈缝9出口后的外层壁2后部的外表面形成气膜。气膜劈缝的该种布置方式使得气膜能够覆盖大部分外层壁2外表面，冷却效果好。
64.如图1、图5所示，外层壁2由多个外层板拼接组成，外层板边缘配合限定气膜劈缝。具体地，外层壁2由三个外层板拼接，其边缘配合形成两个气膜劈缝，自涡轮导叶缘板1前端至涡轮导叶缘板1后端顺次为第一外层板10、第一气膜劈缝8、第二外层板11、第二气膜劈缝9、第三外层板12，第二外层板11的前边缘11a向后退让，与第一外层板10的后边缘10a形成间隙，配合限定第一气膜劈缝8，第二外层板11的后边缘11b向前退让，与第三外层板12的前边缘12a形成间隙，配合限定第二气膜劈缝9。
65.由于陶瓷基复合材料编织加工的特性，在外层壁2上编织形成气膜孔较为困难，若使用激光在外层壁2上进行气膜孔加工，将会在气膜孔处形成粗糙的断裂纤维，堵塞冷却气流出。在本实施例中，采用气膜劈缝形式的流出通路，并由外层板边缘配合限定，具有良好的加工性。此外，外层壁2具有较小的曲率，可以有效降低使用陶瓷基复合材料编织形成外层壁2的难度，提高成品率。
66.如前所述，扰流柱7、隔板6支撑外层壁2，如图1、图3所示，外层壁2还由内层壁3四周边缘凸台13支撑，外层壁2通过扰流柱7、隔板6以及凸台13与内层壁3连接，具体地，第一外层板10通过边缘凸台13连接内层壁3、第二外层板11通过边缘凸台13、扰流柱7以及隔板6连接内层壁3，第三外层板12通过边缘凸台13以及扰流柱7连接内层壁3。扰流柱7、隔板6以及凸台13支撑外层壁2能够提高外层壁2安装的稳固性，防止外层壁2受热变形。
67.如图2、图3、图4、图6、图7所示，前冷却腔4的流入通路包括多个冲击孔14，冲击孔14连通内层壁3两侧的盘腔15和前冷却腔4，并指向外层壁2，盘腔15内的冷却气经由冲击孔14流入前冷却腔4，并对外层壁2的内壁面进行冲击冷却。具体地，冲击孔14自前端向后端多排分布，排与排均匀间隔布置，两排冲击孔14间具有一排扰流柱7。
68.如图2、图3所示，至少一个冲击孔14指向涡轮导叶缘板1前端的外层壁2。具体地，位于最前端的一排冲击孔14指向涡轮导叶缘板1前端的外层壁2区域，该区域最先接触高温燃气流，温度较高，设置该排冲击孔14对该外层壁2区域进行冲击冷却。
69.如图2、图3、图4、图6、图7所示，后冷却腔5的流入通路包括多个引流孔16，引流孔16连通涡轮导叶缘板1安装边17两侧的盘腔15和后冷却腔5，盘腔15内的冷却气经由引流孔16流入后冷却腔5。具体地，引流孔入口16a位于安装边17靠近盘腔15的壁面，连通盘腔15，引流孔出口16b位于后冷却腔5的内层壁3表面，连通后冷却腔5，引流孔入口16a和引流孔出口16b间的引流孔流道16c穿过安装边17，将盘腔15内的冷却气引入后冷却腔5。
70.如图2、图3所示，引流孔16指向涡轮导叶缘板1后端的外层壁2，经由引流孔16流入后冷却腔5的冷却气冲击后端的外层壁2内壁，对外层壁2进行冲击冷却。
71.位于安装边17之后的涡轮导叶缘板1后端的区域为涡轮导叶缘板1上较难进行冷却的区域，也成为最容易发生烧蚀的区域之一，从而造成泄漏量增大，涡轮性能降低与安全性风险，因此需要提升该区域的冷却效果，强化该区域的冷却设计。在本实施例中，涡轮导叶缘板1后端的区域具有独立的后冷却腔5，设置穿过安装边17的引流孔16沟通盘腔15和后冷却腔5，将盘腔15内的冷却气引入后冷却腔5，指向外层壁2的引流孔16使得进入后冷却腔5的冷却气冲击外层壁2内壁以实现冲击冷却，冷却气在后冷却腔5内的流动被扰流柱7扰动以进行强化扰流换热，并通过后冷却腔5前端的第二气膜劈缝9流出，在外层壁2后部的外表面形成气膜实现气膜冷却，从而实现了对涡轮导叶缘板1后端区域的冲击-扰流-气膜复合冷却，冷却效率高，具有良好的冷却效果。
72.在本实施例中，前冷却腔4的内层壁3设置有沟通盘腔15和后冷却腔5的冲击孔14，将盘腔15内的冷却气引入前冷却腔4，指向外层壁2的冲击孔14使得进入前冷却腔4的冷却气冲击外层壁2内壁以实现冲击冷却，冷却气在前冷却腔4内的流动被扰流柱7扰动以进行强化扰流换热，并通过前冷却腔4前端的第一气膜劈缝8流出，在外层壁2外表面形成气膜实现气膜冷却，从而实现了对涡轮导叶缘板1的冲击-扰流-气膜复合冷却，冷却效率高，具有良好的冷却效果。
73.在本实施例中，通过单晶材料铸造实现内层壁3上精细、复杂的隔板6、扰流柱7、冲击孔14、引流孔16等冷却结构，实现了对冷却气的窄通道、精细化分配，对涡轮导叶缘板1前端外层壁2区域以及涡轮导叶缘板1后端区域等高温区域进行强化冷却，提高了涡轮导叶缘板1的冷却效率，降低了冷却气的使用量，降低了涡轮导叶缘板1烧蚀等安全性风险，提高了涡轮导叶缘板1的使用寿命与航空发动机效率。
74.继续参考图1至图7。如图1至图4、图6、图7所示，涡轮导叶18包括翼型件19和缘板，缘板为实施一中描述的涡轮导叶缘板1。如图2、图3、图4、图6、图7所示，翼型件19连接内层壁3，与内层壁3同为单晶材料铸造。
75.如图4所示，翼型件19具有尾缘劈缝20、集气腔21和补气孔22，集气腔21向尾缘劈缝20提供冷却气，涡轮导叶缘板1的后冷却腔5通过补气孔22向集气腔21补充冷却气。具体地，翼型件19具有后腔23，后腔23连通集气腔21，后腔23向集气腔21提供冷却气，冷却气经由尾缘劈缝20流出集气腔21，对翼型件尾缘24进行冷却。冷却气流动的压力损失使得从靠近涡轮导叶缘板1的尾缘劈缝20流出的冷却气减少，导致靠近涡轮导叶缘板1的翼型件尾缘24处的冷却效果较差，而此处为涡轮导叶18的高温区域之一。为提升靠近涡轮导叶缘板1的
翼型件尾缘24的冷却效果，翼型件19在后冷却腔5的叶背区域设置有补气孔22，补气孔22位于外层壁2和内层壁3之间，全部位于后冷却腔5内，补气孔22连通后冷却腔5和集气腔21，后冷却腔5内的一部分冷却气经由补气孔22补充进集气腔21靠近涡轮导叶缘板1的位置，并从靠近涡轮导叶缘板1的尾缘劈缝20流出，增加了从靠近涡轮导叶缘板1的尾缘劈缝20流出的冷却气量，强化靠近涡轮导叶缘板1的翼型件尾缘24的冷却效果，延长了翼型件19的使用寿命，降低了翼型件19的损坏风险。
76.本发明虽然以实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改。

技术特征：
1.一种涡轮导叶缘板，其特征在于，包括外层壁和内层壁，所述外层壁盖覆所述内层壁，由此限定所述外层壁和所述内层壁间的至少一个冷却腔；所述内层壁具有所述冷却腔的流入通路，所述外层壁具有所述冷却腔的流出通路；所述外层壁采用陶瓷基复合材料，用于阻滞热流向内传递。2.根据权利要求1所述的涡轮导叶缘板，其特征在于，每个所述冷却腔具有多个扰流柱。3.根据权利要求2所述的涡轮导叶缘板，其特征在于，所述扰流柱自所述内层壁突伸至所述外层壁，并支撑所述外层壁。4.根据权利要求1所述的涡轮导叶缘板，其特征在于，每个所述冷却腔的所述流出通路包括气膜劈缝，所述气膜劈缝用于形成所述外层壁外表面的气膜。5.根据权利要求4所述的涡轮导叶缘板，其特征在于，每个所述冷却腔的所述气膜劈缝位于该冷却腔前端，用于在其后的所述外层壁外表面形成气膜。6.根据权利要求4所述的涡轮导叶缘板，其特征在于，所述外层壁由多个外层板拼接组成，所述外层板边缘配合限定所述气膜劈缝。7.根据权利要求1至6任一项所述的涡轮导叶缘板，其特征在于，所述涡轮导叶缘板在后端具有独立的后冷却腔，并在前端具有前冷却腔。8.根据权利要求7所述的涡轮导叶缘板，其特征在于，所述前冷却腔的所述流入通路包括多个冲击孔，所述冲击孔连通所述内层壁两侧的盘腔和所述前冷却腔，并指向所述外层壁。9.根据权利要求8所述的涡轮导叶缘板，其特征在于，至少一个所述冲击孔指向所述涡轮导叶缘板前端的所述外层壁。10.根据权利要求7所述的涡轮导叶缘板，其特征在于，所述后冷却腔的所述流入通路包括多个引流孔，所述引流孔连通所述涡轮导叶缘板安装边两侧的盘腔和所述后冷却腔。11.根据权利要求10所述的涡轮导叶缘板，其特征在于，所述引流孔指向所述涡轮导叶缘板后端的所述外层壁。12.根据权利要求7所述的涡轮导叶缘板，其特征在于，所述内层壁具有隔板，所述隔板分隔所述前冷却腔和所述后冷却腔。13.一种涡轮导叶，其特征在于，包括翼型件和缘板，所述缘板为如权利要求7-12任一项所述的涡轮导叶缘板。14.根据权利要求13所述的涡轮导叶，其特征在于，所述翼型件具有尾缘劈缝、集气腔和补气孔，所述集气腔向所述尾缘劈缝提供冷却气，所述涡轮导叶缘板的所述后冷却腔通过所述补气孔向所述集气腔补充冷却气。

技术总结
一种涡轮导叶缘板及涡轮导叶，用于改善涡轮导叶缘板及涡轮导叶冷却效果不佳的情况，所述涡轮导叶缘板包括外层壁和内层壁，所述外层壁盖覆所述内层壁，由此限定所述外层壁和所述内层壁间的至少一个冷却腔；所述内层壁具有所述冷却腔的流入通路，所述外层壁具有所述冷却腔的流出通路；所述外层壁采用陶瓷基复合材料，用于阻滞热流向内传递。用于阻滞热流向内传递。用于阻滞热流向内传递。


技术研发人员：张笑雷 孙涧 赵书熠
受保护的技术使用者：中国航发商用航空发动机有限责任公司
技术研发日：2022.01.07
技术公布日：2023/7/22