一种涡轮叶盘冷却结构及涡轮叶盘

1.本发明涉及航空发动机涡轮领域，特别涉及一种涡轮叶盘冷却结构及涡轮叶盘。

背景技术：

2.在小功率/推力等级的燃气涡轮发动机中，为降低成本，涡轮转子叶片和涡往往采用整体叶盘结构，即涡轮叶片与涡为一体结构。不同于采用榫齿联接方式的涡轮，在整体叶盘结构中，叶片的离心力通过盘颈直接传递到盘体，这种结构型式可以显著降低涡轮转动部件的结构复杂性，降低生产成本。
3.然而，这种结构型式也存在一定的缺陷。在采用榫齿联接方式的涡轮部件中，一方面，涡轮叶片与涡可以采用不同的材料制造，叶片直接与燃气接触，温度极高，可以采用性能更好的昂贵材料(譬如单晶材料，耐温可达1150℃)，而涡远离燃气，且有盘腔冷气保护，可以采用性能相对较低的低成本材料；另一方面，叶片与涡通过榫齿联接，接触热阻较大，且通过榫齿间隙亦可以冷却该联接部位，能够显著降低涡轮叶片、缘板向涡的热传递。而对于整体叶盘结构，叶身与涡只能采用相同材料，为降低成本，往往选用镍基高温合金进行等轴晶铸造(最高耐温仅有950℃)或锻造，且叶身与涡联接在一起，叶身及缘板的高温极易向涡传递。尤其是盘颈部位，往往是叶片高温及离心力、扭矩向涡体传递的关键区域，这严重限制了发动机的性能。
4.如何降低盘颈及叶身的温度水平，进而拓宽整体叶轮结构的工作极限，对提高发动机整体竞争力具有重要的工程价值。

技术实现要素：

5.有鉴于此，本发明提供了一种涡轮叶盘冷却结构，以解决现有技术中盘颈及叶身的较高温度限制发动机性能的技术问题。所述涡轮叶盘冷却结构包括：第一冷气通道，位于盘体内部，沿盘体的径向方向间隔均匀分布，相邻两个第一冷气通道之间通过间隔均匀的加强肋隔开；冷气环腔，为盘体内部的环形腔体结构，腔体厚度沿第一冷气通道至盘颈的方向递减；第二冷气通道，位于盘颈内部，盘颈与盘体连接处设置有离散分布的冷气接受孔，第二冷气通道通过冷气接受孔与冷气环腔连通；叶片内部冷气通道，位于涡轮叶片内部，涡轮叶片沿盘缘的周向间隔均匀分布，盘缘内部设置有供气孔，叶片内部冷气通道通过供气孔与第二冷气通道进行连通，涡轮叶片的叶尖处对应设置有出气孔。
6.进一步的，第一冷气通道与涡轮叶片按照设定比例对应设置。
7.进一步的，第二冷气通道与涡轮叶片按照设定比例对应设置。
8.进一步的，加强肋的各棱边具有第一倒圆结构，冷气接受孔和供气孔的连接处具有第二倒圆结构。
9.进一步的，所述第一倒圆结构的尺寸不小于r0.5，所述第二倒圆结构的尺寸不小于r0.5。
10.进一步的，第二冷气通道沿轴向方向的宽度小于或等于盘颈厚度的二分之一。
[0011][0012]
进一步的，冷气通道沿径向方向的高度小于或等于涡轮叶片根部最大厚度的二分之一。
[0013]
进一步的，第二冷气通道的形状为圆形、椭圆形或翼形。
[0014]
此外，本发明还提供了一种涡轮叶盘，所述涡轮叶盘内部具有一种涡轮叶盘冷却结构，所述涡轮叶盘包括：涡轮叶片，涡轮叶片沿涡的周向间隔均匀分布；涡，包括盘缘、盘颈和盘体，涡与涡轮叶片构成所述涡轮叶盘，所述一种涡轮叶盘冷却结构设置于所述涡轮叶盘内部。
[0015]
与现有技术相比，本说明书实施例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：本发明提供一种涡轮叶盘冷却结构，通过在盘体内部、盘颈处、叶片内部分别内置冷却通道，实现涡内外同时进行冷却，极大提高了冷却效果，用于涡内部和涡轮叶片冷却的气体从盘心引入，简化了冷却结构，显著降低了涡轮整体叶盘的重量。
附图说明
[0016]
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。
[0017]
图1是本发明实施例的涡轮叶盘冷却结构示意图；
[0018]
图2是本发明实施例的涡轮叶盘结构示意图；
[0019]
图3是本发明实施例的涡轮叶盘a-a截面剖视结构图；
[0020]
图4为本发明实施例的涡轮叶盘盘心局部放大图。
[0021]
图中附图标记：1、涡轮叶片；2、涡；101、叶片内部冷气通道；102、出气孔；103、供气孔；201、盘缘；202、盘颈；203、盘体；204、加强肋；205、冷气环腔；206、冷气接受孔；207、第二冷气通道；208、盘颈实体；209、第一冷气通道。
具体实施方式
[0022]
下面结合附图对本技术实施例进行详细描述。
[0023]
以下通过特定的具体实例说明本技术的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本技术的其他优点与功效。显然，所描述的实施例仅仅是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。本技术还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本技术的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。
[0024]
在本发明实施例中，提供了一种涡轮叶盘冷却结构，其结构如图1、图2、图3和图4所示，包括：第一冷气通道209，位于盘体203内部，沿盘体203的径向方向间隔均匀分布，相邻两个第一冷气通道209之间通过间隔均匀的加强肋204隔开；冷气环腔205，为盘体203内部的环形腔体结构，腔体厚度沿第一冷气通道209至盘颈202的方向递减；第二冷气通道207，位于盘颈202内部，盘颈202与盘体203连接处设置有离散分布的冷气接受孔206，第二
冷气通道207通过冷气接受孔206与冷气环腔205连通；叶片内部冷气通道101，位于涡轮叶片1内部，涡轮叶片1沿盘缘201的周向间隔均匀分布，盘缘201内部设置有供气孔103，叶片内部冷气通道101通过供气孔103与第二冷气通道207进行连通，涡轮叶片1的叶尖处对应设置有出气孔102。
[0025]
本发明提供一种涡轮叶盘冷却结构，通过在盘体内部、盘颈处、叶片内部分别内置冷却通道，实现涡内外同时进行冷却，极大提高了冷却效果，用于涡内部和涡轮叶片冷却的气体从盘心引入，简化了冷却结构，显著降低了涡轮整体叶盘的重量。
[0026]
由图1、图2、图3和图4所示，本发明实施例提供一种涡轮叶盘冷却结构，所述涡轮叶盘冷却结构包括：第一冷气通道209，位于盘体203内部，沿盘体203的径向方向间隔均匀分布，相邻两个第一冷气通道209之间通过间隔均匀的加强肋204隔开；冷气环腔205，为盘体203内部的环形腔体结构，腔体厚度沿第一冷气通道209至盘颈202的方向递减；第二冷气通道207，位于盘颈202内部，盘颈202与盘体203连接处设置有离散分布的冷气接受孔206，第二冷气通道207通过冷气接受孔206与冷气环腔205连通；叶片内部冷气通道101，位于涡轮叶片1内部，涡轮叶片1沿盘缘201的周向间隔均匀分布，盘缘201内部设置有供气孔103，叶片内部冷气通道101通过供气孔103与第二冷气通道207进行连通，涡轮叶片1的叶尖处对应设置有出气孔102。
[0027]
如图2和图1所示，本发明实施例还提供了一种涡轮叶盘，所述涡轮叶盘内部具有本发明实施例提供的一种涡轮叶盘冷却结构，所述涡轮叶盘包括：涡轮叶片1，涡轮叶片1沿涡2的周向间隔均匀分布；涡2，包括盘缘201、盘颈202和盘体203，涡2与涡轮叶片1构成所述涡轮叶盘，所述一种涡轮叶盘冷却结构设置于所述涡轮叶盘内部。
[0028]
优选的，第一冷气通道209与涡轮叶片1按照设定比例对应设置。
[0029]
优选的，第二冷气通道207与涡轮叶片1按照设定比例对应设置。
[0030]
优选的，加强肋204的各棱边具有第一倒圆结构，冷气接受孔206和供气孔103的连接处具有第二倒圆结构。
[0031]
优选的，所述第一倒圆结构的尺寸不小于r0.5，所述第二倒圆结构的尺寸不小于r0.5。
[0032]
优选的，第二冷气通道207沿轴向方向的宽度小于或等于盘颈202厚度的二分之一。
[0033]
优选的，冷气通道207沿径向方向的高度小于或等于涡轮叶片1根部最大厚度的二分之一。
[0034]
可选择的，第二冷气通道207的形状为圆形、椭圆形或翼形。
[0035]
具体而言，图2所示为涡轮叶盘的结构示意图，涡轮叶片1与涡2为一体结构，优选的，涡轮叶盘结构采用等轴晶熔模铸造工艺进行生产。为实现对涡轮叶盘结构的有效冷却，在叶盘内部布置冷却通道，使得整体涡轮叶盘的重量显著降低。如图1所示，盘颈202为冷却关键部位。图3所示为图1中a-a截面处的剖视图，图4为图3中盘心处的局部放大图。本实施例中，在盘心处布置间隔均匀分布的第一冷气通道209，在第一冷气通道209之间，间隔均匀分布有加强肋204，用于提高盘体203中小半径处的强度。从盘心处引气，冷却气流由第一冷气通道209进入盘体内部冷气环腔205，通过离散分布在盘颈202下部的接受孔206，进入第二冷气通道207，进而通过盘缘201处的供气孔103进入叶片内部冷气通道101，最终
通过涡轮叶片1的叶尖处的出气孔102排出。第二冷气通道207之间间隔分布盘颈实体208，将叶身的扭矩传递至盘体。通过在涡内部设置冷却通道，可以有效降低涡内部温度，尤其是盘颈处，涡内外同时进行冷却，可以极大提高冷却效果。
[0036]
优选的，加强肋204的各棱边处为倒圆结构，倒圆尺寸不小于r0.5，倒圆结构能够避免尖角、尖边，从而降低工作状态下的局部应力集中。倒圆越大，局部应力分布越均匀，但相应会减小加强肋204的受力面积，降低肋的强度，因此倒圆大小应当根据应力分布进行进一步的优化设计。优选的，冷气接受孔206的周边设置倒圆结构，倒圆结构尺寸不小于r0.5，增大倒圆可以降低冷气从冷气环腔205进入第二冷气通道207的阻力，但相应会减小盘体局部厚度，降低盘颈202与盘体203连接处的强度，因此需要根据盘体203应力分布和强度需要进一步优化选择。优选的，供气孔103的周边为倒圆结构，以避免局部应力集中。
[0037]
优选的，第一冷气通道209的数量与涡轮叶片1的数量保持一致或成比例关系；可选择的，第一冷气通道209的数量不少于2个。优选的，第二冷气通道207的数量与叶片1的数量保持一致或成比例关系，每个冷气通道对应一个待冷却叶片；可选择的，第二冷气通道207为圆形，椭圆形，或翼形，但不为存在尖边的形状。优选的，第二冷气通道207沿轴向方向的宽度，不超过盘颈202厚度的二分之一；沿周向方向的宽度，不超过涡轮叶片1根部最大厚度的二分之一。
[0038]
本发明实施例实现了如下技术效果：
[0039]
1.由于涡轮叶盘内部布置了冷气通道，可以显著降低涡轮整体叶盘重量；
[0040]
2.可以有效降低涡内部温度，尤其是盘颈处，涡内外同时进行冷却，可以极大提高冷却效果；
[0041]
3.用于涡内部和涡轮叶片冷却的气体从盘心引入，由于盘心半径小，周向线速度低，其入口的相对总温较低。冷却气流经涡后，受涡带动，冷却气体的周向速度已经较高，甚至与叶片相同，也降低了叶片冷却气体的相对总温，无需再采用预旋结构降低气体的相对总温，简化了冷却结构。
[0042]
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明实施例可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：

1.一种涡轮叶盘冷却结构，其特征在于，涡轮叶盘冷却结构包括：第一冷气通道(209)，位于盘体(203)内部，沿盘体(203)的径向方向间隔均匀分布，相邻两个第一冷气通道(209)之间通过间隔均匀的加强肋(204)隔开；冷气环腔(205)，为盘体(203)内部的环形腔体结构，腔体厚度沿第一冷气通道(209)至盘颈(202)的方向递减；第二冷气通道(207)，位于盘颈(202)内部，盘颈(202)与盘体(203)连接处设置有离散分布的冷气接受孔(206)，第二冷气通道(207)通过冷气接受孔(206)与冷气环腔(205)连通；叶片内部冷气通道(101)，位于涡轮叶片(1)内部，涡轮叶片(1)沿盘缘(201)的周向间隔均匀分布，盘缘(201)内部设置有供气孔(103)，叶片内部冷气通道(101)通过供气孔(103)与第二冷气通道(207)进行连通，涡轮叶片(1)的叶尖处对应设置有出气孔(102)。2.根据权利要求1所述的一种涡轮叶盘冷却结构，其特征在于，第一冷气通道(209)与涡轮叶片(1)按照设定比例对应设置。3.根据权利要求1所述的一种涡轮叶盘冷却结构，其特征在于，第二冷气通道(207)与涡轮叶片(1)按照设定比例对应设置。4.根据权利要求1所述的一种涡轮叶盘冷却结构，其特征在于，加强肋(204)的各棱边具有第一倒圆结构，冷气接受孔(206)和供气孔(103)的连接处具有第二倒圆结构。5.根据权利要求4所述的一种涡轮叶盘冷却结构，其特征在于，所述第一倒圆结构的尺寸不小于r0.5，所述第二倒圆结构的尺寸不小于r0.5。6.根据权利要求1所述的一种涡轮叶盘冷却结构，其特征在于，第二冷气通道(207)沿轴向方向的宽度小于或等于盘颈(202)厚度的二分之一。7.根据权利要求1所述的一种涡轮叶盘冷却结构，其特征在于，冷气通道(207)沿径向方向的高度小于或等于涡轮叶片(1)根部最大厚度的二分之一。8.根据权利要求1所述的一种涡轮叶盘冷却结构，其特征在于，第二冷气通道(207)的形状为圆形、椭圆形或翼形。9.一种涡轮叶盘，所述涡轮叶盘内部具有权利要求1至8中任意一项所述的一种涡轮叶盘冷却结构，其特征在于，所述涡轮叶盘包括：涡轮叶片(1)，涡轮叶片(1)沿涡(2)的周向间隔均匀分布；涡(2)，包括盘缘(201)、盘颈(202)和盘体(203)，涡(2)与涡轮叶片(1)构成所述涡轮叶盘，所述一种涡轮叶盘冷却结构设置于所述涡轮叶盘内部。

技术总结

本发明提供一种涡轮叶盘冷却结构及涡轮叶盘，属于航空发动机涡轮领域，通过在盘体内部、盘颈处、叶片内部分别内置冷却通道，实现涡内外同时进行冷却，解决了现有技术中盘颈及叶身的较高温度限制发动机性能的技术问题，极大提高了冷却效果，用于涡内部和涡轮叶片冷却的气体从盘心引入，简化了冷却结构，显著降低了涡轮整体叶盘的重量。著降低了涡轮整体叶盘的重量。著降低了涡轮整体叶盘的重量。