【技术实现步骤摘要】
涡轮叶片尾缘冷却结构
本公开涉及涡轮叶片冷却
,尤其涉及一种涡轮叶片尾缘冷却结构。
技术介绍
先进航空发动机发展的关键是提高涡轮前温度,而越来越高的涡轮前进口温度需要发展更为先进的冷却技术。现有航空发动机涡轮叶片中基本冷却形式包括对流冷却、冲击冷却及气膜冷却等,大部分冷却叶片中采用其中一种或多种冷却形式的复合冷却设计。其中,对流冷却与气膜冷却组合、冲击冷却与气膜冷却组合是最常用的冷却方式。在涡轮叶片尾缘区(尾缘区一般定义为距离叶片出气边50%左右的弦长以内的区域)的冷却设计中,常见的冷却技术方案采用柱肋组合结构,或柱肋加气膜组合结构。其具体实现方案为,叶片尾缘区的内腔设计密集的扰流柱阵列,扰流柱贯穿内腔连接叶片叶盆侧和叶背侧,一方面增大内腔换热面积,另一方面可强化内腔冷气流动增强换热。随着涡轮前温度水平不断提高,现有的叶片尾缘区柱肋冷却结构换热能力已难以满足随之增加的热负荷。所述
技术介绍
部分公开的上述信息仅用于加强对本公开的背景的理解,因此它可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。
技术实现思路
本公开的目的在于提供一种涡轮叶片尾缘冷却结构,其换热系数高、冷却效果好。为实现上述专利技术目的,本公开采用如下技术方案:根据本公开的第一个方面,本公开提供一种涡轮叶片尾缘冷却结构,包括:涡轮叶片本体和设置于所述涡轮叶片本体的供气腔、第一冲击腔、第二冲击腔和排气孔;所述供气腔设置于所述涡轮叶片本体尾缘内部,所述供气腔设有冷气入口,所述排气孔设置于所述涡轮 ...
【技术保护点】
1.一种涡轮叶片尾缘冷却结构,其特征在于,包括:/n涡轮叶片本体和设置于所述涡轮叶片本体的供气腔、第一冲击腔、第二冲击腔和排气孔;/n所述供气腔设置于所述涡轮叶片本体尾缘内部,所述供气腔设有冷气入口,所述排气孔设置于所述涡轮叶片本体尾缘端部,所述第一冲击腔和所述第二冲击腔沿所述涡轮叶片本体的弦长方向依次排列设置于所述供气腔与所述排气孔之间;/n所述供气腔与所述第一冲击腔之间设置有第一隔板,所述第一隔板贯穿设置有多个第一冲击孔,所述多个第一冲击孔连通所述供气腔与所述第一冲击腔,所述第一冲击腔与所述第二冲击腔之间设置有第二隔板,所述第二隔板贯穿设置有多个第二冲击孔,所述多个第二冲击孔连通所述第一冲击腔与所述第二冲击腔,所述多个第一冲击孔与所述多个第二冲击孔错位分布。/n
【技术特征摘要】
1.一种涡轮叶片尾缘冷却结构,其特征在于,包括:
涡轮叶片本体和设置于所述涡轮叶片本体的供气腔、第一冲击腔、第二冲击腔和排气孔;
所述供气腔设置于所述涡轮叶片本体尾缘内部,所述供气腔设有冷气入口,所述排气孔设置于所述涡轮叶片本体尾缘端部,所述第一冲击腔和所述第二冲击腔沿所述涡轮叶片本体的弦长方向依次排列设置于所述供气腔与所述排气孔之间;
所述供气腔与所述第一冲击腔之间设置有第一隔板,所述第一隔板贯穿设置有多个第一冲击孔,所述多个第一冲击孔连通所述供气腔与所述第一冲击腔,所述第一冲击腔与所述第二冲击腔之间设置有第二隔板,所述第二隔板贯穿设置有多个第二冲击孔,所述多个第二冲击孔连通所述第一冲击腔与所述第二冲击腔,所述多个第一冲击孔与所述多个第二冲击孔错位分布。
2.根据权利要求1所述的涡轮叶片尾缘冷却结构,其特征在于,所述第一冲击腔在所述涡轮叶片本体弦长方向上的冲击距离≤所述第二冲击腔在所述涡轮叶片本体弦长方向上的冲击距离;所述第一冲击腔在与所述涡轮叶片本体弦长方向垂直方向上的截面面积≥所述第二冲击腔在与所述涡轮叶片本体弦长方向垂直方向上的截面面积;所述第一冲击孔的孔径≥所述第二冲击孔的孔径;所述多个第一冲击孔的孔面积之和≥所述多个第二冲击孔的孔面积之和。
3.根据权利要求1所述的涡轮叶片尾缘冷却结构,其特征在于,所述供气腔的壁面设置有扰流肋,所述扰流肋凸出所述供气腔的壁面并与所述第一隔板形成一夹角。
4.根据权利要求3所述的涡轮叶片尾缘冷却结构,其特征在于,所述扰流肋包括第一扰流肋和第二扰流肋,所述第一扰流肋设置于所述供气腔的靠近所述涡轮叶片本体叶背侧的壁面,所述第二扰流肋设置于所述供气腔的靠近所述涡轮叶片本体叶盆侧的壁面,所述第一扰流肋与所述第二扰流肋错位分布。
5.根据权利要求4所述的涡轮叶片尾缘冷却结构,其特征在于,所述扰流肋靠近所述第一隔板的一端向所述涡轮叶片本体叶根方向倾斜,所述扰流肋的另一端向远离所述涡轮叶片本体叶根方向倾斜,所述扰流肋与所述第一隔板形成的夹角为45°~60°。
6....
【专利技术属性】
技术研发人员:李洋,陈竞炜,曾飞,郑献武,喻雷,周申平,周志翔,
申请(专利权)人:中国航发湖南动力机械研究所,
类型:发明
国别省市:湖南;43
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