一种涡轮动叶压力面及顶部复合角气膜孔布局结构制造技术

本发明专利技术公开了一种涡轮动叶压力面及顶部的复合角气膜孔布置结构，适用于航空发动机或地面燃气轮机，涉及航空发动机涡轮叶片冷却领域，针对旋转状态下叶片压力面从叶根到叶尖及顶部的气膜出流会发生不同程度偏转，进行了详细的分区域复合角设计，将涡轮动叶压力面从叶根至叶尖划分为叶根区、叶根‑叶中过渡区、叶中区、叶中‑叶尖过渡区、叶尖区等5个不同的叶片区，并考虑叶片顶部，对每个所述叶片区分别设置不同的复合角气膜孔，克服了压力面气膜出流在指向叶根的哥氏力、指向叶尖的离心浮升力以及通道二次流的影响下而向叶尖偏转以及顶部间隙泄漏流引起的偏转，从而不利于气膜附壁的技术问题，气膜覆盖更均匀，提高了冷却效率。

Layout structure of turbine driving blade pressure surface and top compound angle gas film hole

The invention discloses a turbine blade pressure surface and the top of the compound angle film hole layout structure, suitable for aero engine or gas turbine engine turbine blade cooling, involving aviation field, aiming at the pressure of blade rotating from the root to the leaf tip and the top of the gas film flow will occur in varying degrees of deflection. The area of composite angle design in detail, the turbine blade pressure from the root to the tip is divided into leaf area, leaf root root leaf in the transition zone, central leaf and leaf tip transition zone, the blade tip region 5 different leaf area, and consider each of the top leaves, the leaf area the composite film holes are respectively arranged angle different, to overcome the pressure surface film flow in the influence of Coriolis force, pointing to the root tip pointing to the centrifugal buoyancy and channel two to flow under the tip deflection and top The deflection caused by the gap leakage flow, which is unfavorable to the technical problem of the gas film attaching wall, is more uniform in the gas film coverage and improves the cooling efficiency.

【技术实现步骤摘要】
一种涡轮动叶压力面及顶部复合角气膜孔布局结构
本专利技术涉及航空发动机/燃气轮机涡轮叶片冷却
，具体涉及一种适用于航空发动机/燃气轮机热端部件涡轮动叶压力面及顶部的气膜孔优化布局结构。区别于单纯针对叶片中部流动稳定区域的气膜孔设计，该结构依据不同区域的流动特征，对涡轮动叶压力面从叶根到叶尖以及顶部进行了全方位的分区域复合角气膜孔设计，能够满足现代高性能航空发动机/燃气轮机对热端部件的冷却要求。
技术介绍
对于现代高性能航空发动机来说，为了追求更高的推重比和热效率，需要不断提升涡轮进口温度。气膜冷却技术作为一种行之有效的热防护措施变得尤为重要。气膜冷却是由壁面上的气膜孔喷出冷却气来阻隔主燃气流对壁面的加热，主要有两个作用：一是通过冷却气带走一部分热量；二是通过冷却气将壁面与高温燃气隔绝开来，以保护壁面。对于静止状态下的涡轮叶片气膜孔设计相对简单。旋转状态下，叶片压力面沿展向分别有指向叶根的哥氏力和指向叶尖的离心浮升力作用，以及通道二次流。在三者共同作用下，气膜出流会向叶尖偏转，并且由于流动结构不同，从叶根到叶尖其偏转程度不同。靠近叶根区域，主要受端壁二次流的影响较大；叶片中部，受本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种涡轮动叶压力面及顶部的复合角气膜孔布局结构，适用于航空发动机/燃气轮机涡轮动叶，所述涡轮动叶包括叶根、叶尖、前缘和尾缘，涡轮动叶的压力面沿叶根至叶尖整个展向区域设置有若干排平行布置的复合角气膜孔，涡轮动叶顶部依据从前缘到尾缘的顺序设置有一排复合角气膜孔，所述复合角气膜孔与涡轮动叶内部的冷却气流腔连通，其特征在于，所述涡轮动叶压力面从叶根至叶尖划分为5个叶片区，依次为叶根区、叶根‑叶中过渡区、叶中区、叶中‑叶尖过渡区、叶尖区，每个所述叶片区分别设置不同的复合角气膜孔，其中，所述气膜复合角定义如下：首先气膜孔中心线在叶片垂直截面上与叶片表面过该孔中心的切向平面形成一定的夹角，在此基础上，气膜孔...

【技术特征摘要】
1.一种涡轮动叶压力面及顶部的复合角气膜孔布局结构，适用于航空发动机/燃气轮机涡轮动叶，所述涡轮动叶包括叶根、叶尖、前缘和尾缘，涡轮动叶的压力面沿叶根至叶尖整个展向区域设置有若干排平行布置的复合角气膜孔，涡轮动叶顶部依据从前缘到尾缘的顺序设置有一排复合角气膜孔，所述复合角气膜孔与涡轮动叶内部的冷却气流腔连通，其特征在于，所述涡轮动叶压力面从叶根至叶尖划分为5个叶片区，依次为叶根区、叶根-叶中过渡区、叶中区、叶中-叶尖过渡区、叶尖区，每个所述叶片区分别设置不同的复合角气膜孔，其中，所述气膜复合角定义如下：首先气膜孔中心线在叶片垂直截面上与叶片表面过该孔中心的切向平面形成一定的夹角，在此基础上，气膜孔中心线在展向上与叶片垂直截面具有一定的夹角，最终形成复合角，指向叶尖为负，指向叶根为正；叶根区，气膜复合角α1指向叶根，取值30～45°；叶根-叶中过渡区，气膜复合角β1指向叶根，β1介于α1和α2之间，取值20～40°，保证气膜出流由叶根区逐渐向叶中区过渡；叶中区，气膜复合角α2指向叶根，取值15～30°；叶中-叶尖过渡区，气膜复合角γ1指向叶根，γ1介于α2和α3之间，取值30～50°，保证气膜出流由叶中区逐渐向叶尖区过渡；叶尖区，气膜复合角α3指向叶根，取值40～60°；所述涡轮动叶顶部靠近压力面侧设置1排复合角气膜孔，气膜复合角α4指向压力面，取值45～65°。2.根据权利要求1所述的涡轮动叶压力面及顶部的复合角气膜孔布局结构，其特征在于，叶根区，沿展向跨度为1/5叶高...

【专利技术属性】
技术研发人员：李国庆，徐纲，朱俊强，
申请(专利权)人：中国科学院工程热物理研究所，
类型：发明
国别省市：北京,11