一种涡轮动叶吸力面的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针对涡轮动叶吸力面的复合角气膜孔布局结构，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，区别于单纯针对叶片中部流动稳定区域的气膜孔设计，考虑到旋转状态下涡轮叶片吸力面不同部位气膜出流会发生不同程度偏转，对叶根到叶尖的气膜孔布置分别进行了精细化复合角设计，将涡轮动叶吸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，每个所述叶片区分别设置不同的复合角气膜孔，克服了气膜出流在指向叶尖的哥氏力、离心浮升力以及通道二次流的影响下而向叶根偏转，从而不利于气膜附壁的技术问题，提高了气膜覆盖和冷却效率。

Composite angle gas film hole layout structure of suction surface of turbine moving blade

The invention discloses a method for turbine blade suction surface compound angle film hole layout structure, suitable for aero engine or gas turbine engine turbine blade cooling, involving aviation field, the difference between pure for film hole design of regional stability blade flow, considering different suction turbine blades at rotating state of air plane the film outflow occurs in varying degrees of deflection, were fine composite angle design of film hole layout of blade root to tip, the turbine blade suction from the root to the tip is divided into leaf area, leaf root root leaf in the transition zone, central leaf and leaf tip, tip zone transition zone 5 different leaf area, leaf area were set for each of the different compound angle film hole, overcome the film flow in the tip pointing to the Coriolis force, centrifugal buoyancy and flow channel two Under the influence of the deflection to the blade root, thereby, the technical problem of unfavorable gas film adhesion improves the gas film coverage and cooling efficiency.

【技术实现步骤摘要】
一种涡轮动叶吸力面的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吸力面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，对涡轮动叶吸力面从叶根到叶尖进行了全面的复合角气膜孔精细化设计，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，叶片吸力面沿展向有指向叶尖的哥氏力和离心浮升力作用，以及通道二次流。在三者共同作用下，气膜出流会向叶根偏转，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，偏转程度较强；叶片中部，流动相对稳定，只有很微本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种涡轮动叶吸力面的复合角气膜孔布局结构，适用于航空发动机或地面燃气轮机，所述涡轮动叶包括叶根、叶尖、前缘和尾缘，涡轮动叶的吸力面沿叶根至叶尖整个展向区域靠近叶片前缘设置有两排平行布置的复合角气膜孔，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，所述涡轮动叶吸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气膜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...

【技术特征摘要】
1.一种涡轮动叶吸力面的复合角气膜孔布局结构，适用于航空发动机或地面燃气轮机，所述涡轮动叶包括叶根、叶尖、前缘和尾缘，涡轮动叶的吸力面沿叶根至叶尖整个展向区域靠近叶片前缘设置有两排平行布置的复合角气膜孔，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，所述涡轮动叶吸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气膜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指向叶尖，取值-(25～40°)；叶根-叶中过渡区，气膜复合角β1指向叶尖，β1介于α1和α2之间，取值-(15～30°)，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指向叶尖，取值-(5～15°)；叶中-叶尖过渡区，气膜复合角γ1指向叶尖，γ1介于α2和α3之间，取值-(20～35°)，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指向叶尖，取值-(30～45...

【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