【技术实现步骤摘要】
本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种高压涡轮导向叶片及其前缘层板冷却结构。
技术介绍
1、高压涡轮导向叶片(简称高导向叶片)是发动机上热负荷最高的零件之一，随着发动机使用性能的不断提升，涡轮前温度也越来越高，严酷的工作环境使得高导叶片经常出现烧蚀、裂纹等损伤。
2、如图1和图2所示，高压涡轮导向叶片通常采用冲击+对流+气膜的冷却方式，即高导叶片的叶身11内设有前冷气导管12和后冷气导管13，在前冷气导管12和后冷气导管13上设置冲击孔，在叶身11前缘壁面上设置气膜孔，从而冲击+对流+气膜的冷却方式。由于高导叶片的前缘外表面燃气温度非常高且换热剧烈，在冷却设计上往往需要对该区域采用复杂的冷却设计技术以强化冷却，现有的前缘高温区域复合冷却结构已经无法满足要求，而采用了如图3所示的层板冷却结构——即前缘采用双层壁板的结构形式，层板冷却结构的应用使高压涡轮进口温度提升到2100k以上成为可能。
3、层板冷却相对于传统的复合冷却的一些显著特点是：双层壁板采用一体成型而形成叶片的承载结构，同时在双层壁板之间的层板腔增加一些扰流结构以强化换热，同时将高导叶片内部冷气的供气腔分成多个，有利于冷气的合理分配。
4、但层板冷却也存在着一些问题：
5、1)一方面，由于先进的航空发动机要求燃烧室有较高的总压恢复系数以保证发动机良好的性能和效率，导致高导叶片前缘高温区域进口压力较高，使得气膜孔具有较高的出口背压，冷气进口压力与燃气压力比在一个较小的范围内，可以说性能越好的发动机对高压涡轮导向叶片的冷却需求
6、层板冷却结构的层板腔内一般设计有诸多强化换热的扰流结构，由此引起了层板腔内冷气较大的压力损失，降低了气膜孔进、出口的压力比值，导致气膜孔压力裕度进一步的下降，随着发动机使用时间的延长、性能恶化等因素的影响，冷气进口的压力往往会逐步下降，使用过程中增加了燃气倒灌和前缘烧蚀的风险；
7、2)另一方面，层板腔具有壁厚方向尺寸较小、扰流结构密布的特点，弦向尺寸较大的层板腔设计，往往给铸造带来众多困难，如陶瓷型心断芯、脱芯困难、壁厚超差等问题，大大提高了叶片的生产成本。
8、因此对于涡轮进口温度更高、冷气与燃气压比更小的先进航空发动机，需要一种强化前缘高温区域的冷却结构，提高前缘气膜孔压力裕度，保证前缘的冷却同时降低叶片生产难度，提升航空发动机工作可靠性、降低生产成本。
技术实现思路
1、本申请的目的是提供了一种高压涡轮导向叶片及其前缘层板冷却结构，以解决或减轻
技术介绍
中的至少一个问题。
2、本申请的技术方案是：一种高压涡轮导向叶片前缘层板冷却结构，所述前缘层板冷却结构包括：
3、外层壁、内层壁和位于内层壁内侧的主隔墙，所述外层壁与内层壁之间形成前缘层板腔，所述主隔墙使得所述高压涡轮导向叶片内部形成前缘冷气供气腔；
4、其中，所述前缘层板腔内设有至少一个层板腔隔墙，所述层板腔隔墙使所述前缘层板腔内形成多个独立的层板腔，每个独立的层板腔范围内的内层壁上设有冲击孔和外层壁上设有气膜孔，且每个独立的层板腔范围内的内层壁与外层壁之间设有自内向外截面积逐渐减小的扰流柱，自前缘冷气供气腔进入的冷气沿着冲击孔和气膜孔流通，实现高压涡轮导向叶片前缘高温区域的冷却。
5、在本申请优选实施方式中，所述层板腔的数量根据高压涡轮导向叶片的前缘冷气供气腔截面面积以及外层壁的燃气压力分布确定。
6、在本申请优选实施方式中，所述扰流柱截面类型包括圆形截面、跑道型截面、椭圆形截面、梅花形截面、水滴型截面。
7、在本申请优选实施方式中，在靠近所述层板腔隔墙上游的外层壁上设有至少一排的增强气膜孔，用于实现层板腔隔墙处的强气膜覆盖。
8、在本申请优选实施方式中，所述扰流柱满足如下要求：
9、d1+d2≥2d1*cosa
10、式中，d1为扰流柱与内层壁连接处的扰流柱直径；
11、d2为扰流柱与外层壁连接处的扰流柱直径；
12、a为扰流柱锥度。
13、另一方面，本申请提供的技术方案是：一种高压涡轮导向叶片，其特征在于，所述高压涡轮导向叶片包括如上任一所述的高压涡轮导向叶片前缘层板冷却结构。
14、本申请提供的高压涡轮导向叶片及其前缘层板冷却结构解决了常规的层板冷却结构中导向叶片前缘气膜孔压力裕度不足、冷却不够产生的前缘温度超温以及弦向具有过大尺寸的层板腔的叶片铸造加工难的问题，可以在较小的冷气压力和燃气压力比值的条件下，达到优化冷却空气用量分配、降低前缘层板腔冷气压力损失、保证前缘高温区域的有效冷却，同时本申请能够降低层板结构导向叶片加工成本、提高铸件合格率，提高冷却效果的同时提高叶片生产效率。
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1.一种高压涡轮导向叶片前缘层板冷却结构，其特征在于，所述前缘层板冷却结构包括：
2.如权利要求1所述的高压涡轮导向叶片前缘层板冷却结构，其特征在于，所述层板腔(25)的数量根据高压涡轮导向叶片的前缘冷气供气腔(Q1)截面面积以及外层壁(21)的燃气压力分布确定。
3.如权利要求1所述的高压涡轮导向叶片前缘层板冷却结构，其特征在于，所述扰流柱(26)截面类型包括圆形截面、跑道型截面、椭圆形截面、梅花形截面、水滴型截面。
4.如权利要求1所述的高压涡轮导向叶片前缘层板冷却结构，其特征在于，在靠近所述层板腔隔墙(24)上游的外层壁(21)上设有至少一排的增强气膜孔(29)，用于实现层板腔隔墙(24)处的强气膜覆盖。
5.如权利要求1所述的高压涡轮导向叶片前缘层板冷却结构，其特征在于，所述扰流柱(26)满足如下要求：
6.一种高压涡轮导向叶片，其特征在于，所述高压涡轮导向叶片包括如权利要求1至5任一所述的高压涡轮导向叶片前缘层板冷却结构。
【技术特征摘要】
1.一种高压涡轮导向叶片前缘层板冷却结构，其特征在于，所述前缘层板冷却结构包括：
2.如权利要求1所述的高压涡轮导向叶片前缘层板冷却结构，其特征在于，所述层板腔(25)的数量根据高压涡轮导向叶片的前缘冷气供气腔(q1)截面面积以及外层壁(21)的燃气压力分布确定。
3.如权利要求1所述的高压涡轮导向叶片前缘层板冷却结构，其特征在于，所述扰流柱(26)截面类型包括圆形截面、跑道型截面、椭圆形截面、梅花形截面、水滴型截面。
【专利技术属性】
技术研发人员：周丽敏，张涛，尤宏德，崔兴，
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：
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