本实用新型专利技术涉及一种涡轮导向叶片内嵌扰流柱式窄缝通道冷却结构，由缝式进口(1)、窄缝通道(2)、操场式扰流柱体(3)、圆形扰流柱体(4)、气膜缝(5)组成，冷气从缝式进口(1)进入窄缝通道(2)内，经操场式扰流柱体(3)和圆形扰流柱体(4)加强扰动后由气膜缝(5)排出。本实用新型专利技术的冷却结构，增加叶片气膜覆盖的面积，加强叶片内部的换热，提高叶片的冷却效率，节省冷气用量，提高发动机的效率和推重比。
【技术实现步骤摘要】
本技术属于航空发动机领域，具体涉及一种涡轮导向叶片内嵌扰流柱式窄缝通道冷却结构。
技术介绍
提高涡轮前燃气温度，不断改善冷却结构，提高叶片冷却效率，减少冷气消耗量，一直是国外航空发动机发展计划的重要组成部分，是发展高推重比发动机的关键技术。美国、英国和俄罗斯等国都相继研制出了新型高效涡轮冷却叶片，包括“超冷叶片”、“铸冷叶片”、“铸造层板叶片”等新型涡轮叶片。这些叶片可满足推重比15 - 20 一级发动机的需求，大大提高了涡轮前燃气进口温度，提高了发动机推重比和效率，减少耗油率。随着我国航空发动机技术的发展，对涡轮叶片冷却技术的发展也提出了更高的要求。国内现有的涡轮叶片复合式冷却结构只能满足推重比10 —级发动机的设计需求，要发展更高推力的先进航空发动机，必须采用新型高效冷却结构涡轮叶片。
技术实现思路
(I)技术目的:提供一种经过优化设计的涡轮导向叶片冷却结构，增加叶片气膜覆盖的面积，加强叶片内部的换热，提高叶片的冷却效率，节省冷气用量，提高发动机的效率和推重比。(2)本技术实现上述目的的方案:图1是本技术涡轮导向叶片内嵌扰流柱式窄缝通道冷却结构的基本冷却单元示意图。基本冷却单元由缝式进口(I)、窄缝通道(2)、操场式扰流柱体(3)、圆形扰流柱体(4)、气膜缝(5)组成，冷气从缝式进口(I)进入窄缝通道(2)内，经操场式扰流柱体(3)和圆形扰流柱体(4)加强扰动后由气膜缝(5)排出，操场式扰流柱体(3)为由两端圆弧段与中间平直结构连接成的环形结构，缝式进口(I)缝宽为0.3-0.5_，窄缝通道(2)厚度为0.3-0.5mm，气膜缝(5)厚度为 0.1-0.2mm。(3)技术效果:本技术涡轮导向叶片内嵌扰流柱式窄缝通道冷却结构采用多腔供气方式，通过在叶片壁中布置不同形状的扰流柱体，加强冷却空气在壁中的扰动，减小冷气在通道内的压力损失，提高气膜缝的逆流裕度，同时基本冷却单元出口采用多个窗口式缝结构，增强了气膜覆盖的范围和效果，提高了叶片冷却的效率。此外独立的冷却单元设计便于针对叶片不同区域的换热特点来分配冷气用量，在节省冷气用量的同时整个叶片温度分别也更加均匀，从而大幅度提高发动机的性能和效率，延长叶片的使用寿命。本技术内嵌扰流柱式窄缝通道结构具有换热强度高，气膜覆盖效果好的特征，在减少冷气用量，提高冷却效率的同时也使叶片温度更均匀。本技术结构在与推重比10—级发动机冷气量相同的条件下，冷却效率可提高12%，或者在保持推重比10—级发动机相同的冷却效率情况下，冷气量减少18%。【附图说明】图1本技术涡轮导向叶片内嵌扰流柱式窄缝通道冷却结构的基本冷却单元示意图图2本技术涡轮导向叶片外形示意图图3本技术涡轮导向叶片冷却结构示意图图4本技术涡轮导向叶片冷却结构平面示意图图5导向叶片冷却流路不意图图中，(I)为缝式进口，(2)为窄缝通道，(3)为操场式扰流柱体，(4)为圆形扰流柱体，(5)为气膜缝，(6)为前缘致密气膜孔，(7)为前缘冲击腔，⑶为前缘致密冲击孔，(9)为叶片前腔，(10)为叶片后腔，(11)为叶片尾腔，(12)为尾缘扰流柱体，(13)为尾缘缝式出口，(14)为尾缘管束式出口，(15)为前腔叶背气膜孔，(16)为前腔叶背双层壁腔，(17)为径向扰流柱体，(18)为前腔叶背冲击孔，(19)为后腔叶背冲击孔，(20)为后腔叶背双层壁腔，(21)为弦向扰流柱体。【具体实施方式】请参阅图2?图5，图2是本技术祸轮导向叶片外形不意图；图3是本技术涡轮导向叶片冷却结构示意图；图4是本技术涡轮导向叶片冷却结构平面示意图；图5是导向叶片冷却流路不意图。如图2?图4所示，本技术涡轮导向叶片在叶盆边采用了若干上述基本冷却单元结构，同时在叶片前缘开设多排致密冲击孔和气膜孔，在叶背前腔采用冲击+扰流柱式对流+气膜的冷却结构，叶背后腔采用冲击+对流的冷却结构，尾缘采用管束式和扰流柱式相结合的对流冷却结构。如图2?图5所示，叶片采用多腔供气方式。冷气分三股进入叶片内腔(9) (10)(11)。其中由导叶上下两端进入叶片前腔(9)和后腔(10)的两股冷气可分为四个部分:第一部分冷气由前缘内层壁上多排冲击孔(8)进入冲击腔(7)再由前缘致密气膜孔(6)排入主燃气道；第二部分冷气由设置在叶盆边四排基本冷却单元的缝式进口(I)流入窄缝通道(2)内，经操场式扰流柱体(3)和圆形扰流柱体⑷加强扰动后由气膜缝(5)排入主燃气通道；第三部分冷气由前腔叶背内层壁上的六排冲击孔(18)进入双层壁腔(16)内，经多排径向扰流柱(17)扰动后，由叶背上四排气膜孔(15)排入主燃气道；第四部分冷气由后腔叶背内层壁上四排冲击孔(19)流入后腔双层壁腔(20)内，经多排弦向扰流柱(21)加强扰动后，进入尾缘区域，再经尾缘三排扰流柱(12)扰动后，由尾缘叶盆边窄缝(13)排入主燃气道。第三股冷气由导叶的上下两端进入叶片尾腔(11)，由设置在尾缘的管束通道(14)排入主燃气道。【主权项】1.一种涡轮导向叶片内嵌扰流柱式窄缝通道冷却结构，其特征在于:冷却结构的基本冷却单元由缝式进口(I)、窄缝通道(2)、操场式扰流柱体(3)、圆形扰流柱体(4)、气膜缝(5)组成，冷气从缝式进口(I)进入窄缝通道(2)内，经操场式扰流柱体(3)和圆形扰流柱体⑷加强扰动后由气膜缝(5)排出，操场式扰流柱体(3)为由两端圆弧段与中间平直结构连接成的环形结构，缝式进口(I)缝宽为0.3-0.5_，窄缝通道(2)厚度为0.3-0.5_，气膜缝(5)厚度为0.1-0.2mmο【专利摘要】本技术涉及一种涡轮导向叶片内嵌扰流柱式窄缝通道冷却结构，由缝式进口(1)、窄缝通道(2)、操场式扰流柱体(3)、圆形扰流柱体(4)、气膜缝(5)组成，冷气从缝式进口(1)进入窄缝通道(2)内，经操场式扰流柱体(3)和圆形扰流柱体(4)加强扰动后由气膜缝(5)排出。本技术的冷却结构，增加叶片气膜覆盖的面积，加强叶片内部的换热，提高叶片的冷却效率，节省冷气用量，提高发动机的效率和推重比。【IPC分类】F01D25-12, F01D9-02, F01D5-18【公开号】CN204357500【申请号】CN201420794736【专利技术人】郭文, 苏云亮, 陈磊, 潘炳华, 呼艳丽, 刘松, 朱晓华 【申请人】中国燃气涡轮研究院【公开日】2015年5月27日【申请日】2014年12月15日本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种涡轮导向叶片内嵌扰流柱式窄缝通道冷却结构，其特征在于：冷却结构的基本冷却单元由缝式进口(1)、窄缝通道(2)、操场式扰流柱体(3)、圆形扰流柱体(4)、气膜缝(5)组成，冷气从缝式进口(1)进入窄缝通道(2)内，经操场式扰流柱体(3)和圆形扰流柱体(4)加强扰动后由气膜缝(5)排出，操场式扰流柱体(3)为由两端圆弧段与中间平直结构连接成的环形结构，缝式进口(1)缝宽为0.3‑0.5mm，窄缝通道(2)厚度为0.3‑0.5mm，气膜缝(5)厚度为0.1‑0.2mm。
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：郭文，苏云亮，陈磊，潘炳华，呼艳丽，刘松，朱晓华，
申请(专利权)人：中国燃气涡轮研究院，
类型：新型
国别省市：四川;51
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