一种涡轮导叶非尾缘扩张型缝冷却结构制造技术

本发明专利技术涉及发动机冷却技术领域，提供了一种涡轮导叶非尾缘扩张型缝冷却结构，包括叶片基体；叶片基体的压力面上设置有若干第一冷却缝，叶片基体的吸力面上设置有若干第二冷却缝；第一冷却缝的出气端与第二冷却缝的出气端均朝向叶片基体的尾部设置，第一冷却缝的进气端与第二冷却缝的进气端均与叶片基体的内部空腔相连通。本发明专利技术提供的涡轮导叶非尾缘扩张型缝冷却结构，通过在叶片基体的压力面设置第一冷却缝，通过在叶片基体的吸力面设置第二冷却缝，使得叶片基体的上方区域形成冷却气膜；第一冷却缝与第二冷切缝均朝向叶片基体的尾部设置，有利于减小形成的冷却气膜中的气体的垂直分量，提高冷却效率。

A Non-trailing Expansion Slot Cooling Structure for Turbine Guide Vane

The invention relates to the field of engine cooling technology, and provides a non-trailing expansion slot cooling structure of turbine guide vane, including a blade base body; a number of first cooling slots are arranged on the pressure surface of the blade base body, and a number of second cooling slots are arranged on the suction surface of the blade base body; the outlet end of the first cooling slot and the outlet end of the second cooling slot are arranged towards the tail end of the blade base body. The air inlet end of the first cooling slot and the air inlet end of the second cooling slot are connected with the internal cavity of the blade base. The non-trailing edge expansion slot cooling structure of the turbine guide vane provided by the invention consists of a first cooling slot on the pressure surface of the blade base and a second cooling slot on the suction surface of the blade base to form a cooling film in the upper region of the blade base; both the first cooling slot and the second cooling slot are arranged towards the tail of the blade base, which is beneficial to reducing the cooling film formed. The vertical component of gas improves the cooling efficiency.

【技术实现步骤摘要】
一种涡轮导叶非尾缘扩张型缝冷却结构
本专利技术涉及发动机冷却
，特别是涉及一种涡轮导叶非尾缘扩张型缝冷却结构。
技术介绍
航空发动机是我国国防现代化的重要装备，在未来攻防空天一体化为特征军事斗争中占有重要地位。作为我国在航空装备体系中最为重大的“短板”，航空发动机发展已成为我国航空人迫在眉睫的核心任务。为实现高性能，先进发动机的涡轮前进口温度已达到或超过了2000K，比高压涡轮叶片的金属材料的熔点要高出400多K，没有高效的控温冷却设计是不可想象的。我国的一些发动机的高温部件的寿命只有几百小时，和国外先进水平存在重大差距。热端部件的冷却技术作为航空发动机的关键技术之一，随着发动机推重比和综合性能的提高而显得越来越重要。为了能迅速提高我国在高温部件的冷却技术水平，使冷却技术能够充分满足航空发动机技术发展的需要，我国应大力开展航空发动机高性能的冷却技术研究工作。在航空发动机高温部件的冷却技术研究中，核心内容主要包含两个方面：一是尽量提高冷却的效果，把部件的最高温度控制在材料的许用温度内；另一方面就是要提高冷却的均匀性，使得高温部件具有较低的热应力，来满足航空发动机部件高可靠性和长寿命的要求。物体的热应力主要来源于温度的不均匀性，热应力也是造成高温部件损坏失效的主要因素之一。因此热应力水平的控制对高温部件的可靠性和寿命是具有重要影响。目前在航空发动机高温部件所采用的冷却方式主要采用气膜冷却。与其它冷却方式相比，气膜冷却可以在较大的区域面上获得比较好的冷却效果；但是冷流体射流射出后，因其垂直分量较大，与横向主流之间不匹配，会导致冷却效率下降，最终影响冷却效果。
技术实现思路
(一)要解决的技术问题本专利技术的目的是提供一种涡轮导叶非尾缘扩张型缝冷却结构，以解决现有技术或相关技术中的涡轮导叶冷却结构中的冷流体射流垂直分量大，与横向主流之间不匹配，导致冷却效率下降的技术问题。(二)技术方案为了解决上述技术问题，本专利技术提供一种涡轮导叶非尾缘扩张型缝冷却结构，包括叶片基体；叶片基体的压力面上设置有若干第一冷却缝，叶片基体的吸力面上设置有若干第二冷却缝；第一冷却缝的出气端与第二冷却缝的出气端均朝向叶片基体的尾部设置，第一冷却缝的进气端与第二冷却缝的进气端均与叶片基体的内部空腔相连通。其中，第一冷却缝位于压力面的中部和/或靠近压力面的前缘的位置；第二冷却缝位于吸力面的中部和/或靠近吸力面的前缘的位置。其中，第一冷却缝包括第一气体通道、第二气体通道与第一开口；第一气体通道及第二气体通道均设置在叶片基体的内部；第一气体通道沿叶片基体的尾部方向倾斜设置，第一气体通道的一端与空腔相连通，第一气体通道的另一端与第二气体通道的一端相连通；第二气体通道与压力面平行设置，第二气体通道的另一端与第一开口相连通；第一开口设置在压力面上，第一开口包括第一曲面，第一曲面向压力面的方向凹陷；第二冷却缝包括第三气体通道、第四气体通道与第二开口；第三气体通道及第四气体通道均设置在叶片基体的内部；第三气体通道沿叶片基体的尾部方向倾斜设置，第三气体通道的一端与空腔相连通，第三气体通道的另一端与第四气体通道的一端相连通；第四气体通道与吸力面平行设置，第四气体通道的另一端与第二开口相连通；第二开口设置在吸力面上，第二开口包括第二曲面，第二曲面向吸力面的方向凹陷。其中，第一开口还包括第一唇口，第一唇口与第一曲面相对设置，第一唇口与压力面垂直；第二开口还包括第二唇口，第二唇口与第二曲面相对设置，第二唇口与吸力面垂直。其中，空腔包括第一空腔与第二空腔；与第一空腔相连通的第一冷却缝及第二冷却缝的数目均为一个；与第二空腔相连通的第一冷却缝及第二冷却缝的数目均为一个。其中，第二气体通道的横截面积与第四气体通道的横截面积均沿气体的流动方向逐渐增大。其中，第二气体通道沿气体流向所截面为等腰梯形；第四气体通道沿气体流向所截面为等腰梯形。其中，第一开口的宽度与第二开口的宽度均为a，第二气体通道的长度与第四气体通道的长度均为d，第二气体通道的扩张角度与第四气体通道的扩张角度均为α，上述关系满足其中，ρc为冷却气体的密度，ρg为主流气体的密度，cc为冷却气体的流速，cg为主流气体的流速。(三)有益效果本专利技术提供的涡轮导叶非尾缘扩张型缝冷却结构，通过在叶片基体的压力面设置第一冷却缝，使得从第一冷却缝内喷出的气体在压力面的表面形成冷却气膜；通过在叶片基体的吸力面设置第二冷却缝，使得从第二冷却缝内喷出的气体在吸力面的表面形成冷却气膜；第一冷却缝与第二冷切缝均朝向叶片基体的尾部设置，有利于减小形成的冷却气膜中的气体的垂直分量，提高冷却效率。附图说明图1为本专利技术提供的涡轮导叶非尾缘扩张型缝冷却结构的一个实施例的整体结构示意图；图2为本专利技术提供的涡轮导叶非尾缘扩张型缝冷却结构的一个实施例的俯视图；图3为本专利技术提供的涡轮导叶非尾缘扩张型缝冷却结构的一个实施例的剖视图；图中，1-叶片基体；2-压力面；3-吸力面；4-第一冷却缝；5-第二冷却缝；6-第一空腔；7-第二空腔；8-第三气体通道；9-第四气体通道；10-第二开口。具体实施方式下面结合附图和实施例，对本专利技术的具体实施方式作进一步详细描述。以下实例用于说明本专利技术，但不用来限制本专利技术的范围。在本专利技术的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本专利技术中的具体含义。如图1及图2所示，本专利技术提供一种涡轮导叶非尾缘扩张型缝冷却结构，包括叶片基体1；叶片基体1的压力面2上设置有若干第一冷却缝4，叶片基体1的吸力面3上设置有若干第二冷却缝5；第一冷却缝4的出气端与第二冷却缝5的出气端均朝向叶片基体1的尾部设置，第一冷却缝4的进气端与第二冷却缝5的进气端均与叶片基体1的内部空腔相连通。具体地，例如，叶片基体1内的空腔可以有多个，相邻的两个空腔之间设置隔板，阻挡相邻两个空腔内的气体相互流通；空腔位于吸力面3与压力面2之间，每一个空腔的一侧对应的压力面2上可以设置多个第一冷却缝4，每一个空腔的另一侧对应的吸力面3上可以设置多个第二冷却缝5，实际设置的数目可以根据涡轮导叶的尺寸来选取，以使得从第一冷却缝4与第二冷却缝5内吹出的气体能够更好的遮盖叶片基体1。本专利技术提供的涡轮导叶非尾缘扩张型缝冷却结构，通过在叶片基体1的压力面2设置第一冷却缝4，使得从第一冷却缝4内喷出的气体在压力面2的表面形成冷却气膜；通过在叶片基体1的吸力面3设置第二冷却缝5，使得从第二冷却缝5内喷出的气体在吸力面3的表面形成冷却气膜；第一冷却缝4与第二冷切缝均朝向叶片基体1的尾部设置，有利于减小形成的冷却气膜中的气体的垂直分量，提高冷却效率。进一步地，第一冷却缝4位于压力面2的中部或者靠近压力面2的前缘的位置；第二冷却缝5位于吸力面3的中部或者靠近吸力面3的前缘的位置。具体地，例如，可以在压力面2的正中间以及靠近压力面2的前缘的位置均设置第一冷却缝4，可以使得朝向叶片基体1的尾部吹出的气体更好的遮盖压力面2；可以在吸力面3本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种涡轮导叶非尾缘扩张型缝冷却结构，其特征在于，包括叶片基体；所述叶片基体的压力面上设置有若干第一冷却缝，所述叶片基体的吸力面上设置有若干第二冷却缝；所述第一冷却缝的出气端与所述第二冷却缝的出气端均朝向所述叶片基体的尾部设置，所述第一冷却缝的进气端与所述第二冷却缝的进气端均与所述叶片基体的内部空腔相连通。

【技术特征摘要】
1.一种涡轮导叶非尾缘扩张型缝冷却结构，其特征在于，包括叶片基体；所述叶片基体的压力面上设置有若干第一冷却缝，所述叶片基体的吸力面上设置有若干第二冷却缝；所述第一冷却缝的出气端与所述第二冷却缝的出气端均朝向所述叶片基体的尾部设置，所述第一冷却缝的进气端与所述第二冷却缝的进气端均与所述叶片基体的内部空腔相连通。2.根据权利要求1所述的涡轮导叶非尾缘扩张型缝冷却结构，其特征在于，所述第一冷却缝位于所述压力面的中部和/或靠近所述压力面的前缘的位置；所述第二冷却缝位于所述吸力面的中部和/或靠近所述吸力面的前缘的位置。3.根据权利要求1所述的涡轮导叶非尾缘扩张型缝冷却结构，其特征在于，所述第一冷却缝包括第一气体通道、第二气体通道与第一开口；所述第一气体通道及所述第二气体通道均设置在所述叶片基体的内部；所述第一气体通道沿所述叶片基体的尾部方向倾斜设置，所述第一气体通道的一端与所述空腔相连通，所述第一气体通道的另一端与所述第二气体通道的一端相连通；所述第二气体通道与所述压力面平行设置，所述第二气体通道的另一端与所述第一开口相连通；所述第一开口设置在所述压力面上，所述第一开口包括第一曲面，所述第一曲面向所述压力面的方向凹陷；所述第二冷却缝包括第三气体通道、第四气体通道与第二开口；所述第三气体通道及所述第四气体通道均设置在所述叶片基体的内部；所述第三气体通道沿所述叶片基体的尾部方向倾斜设置，所述第三气体通道的一端与所述空腔相连通，所述第三气体通道的另一端与所述第四气体通道的一端相连通；所述第四气体...

【专利技术属性】
技术研发人员：李育隆，吴宏，尹浩羽，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京,11