【技术实现步骤摘要】
涡轮转子叶片及航空发动机
本专利技术涉及中小型航空发动机设备
，特别地，涉及一种涡轮转子叶片。本专利技术还涉及一种航空发动机。
技术介绍
提高燃气轮机涡轮入口温度可以有效地提高机组的热效率，目前，航空发动机涡轮前温度已远远超过了叶片材料的最高允许工作温度，先进、高效、可靠的叶片冷却结构是提高涡轮入口温度的关键。现有的航空燃气涡轮叶片的冷却方式主要分为内部冷却方式和外部冷却方式，内部冷却方式主要是增强冷气与叶片内壁面的换热，从而带走更多热量、降低零件温度，典型的内部强化冷却方式有冲击冷却；外部冷却方式主要是通过冷气隔离或减弱燃气对叶片外表面的加热，主要有气膜冷却、发散冷却等。对于中小型航空发动机涡轮转子叶片，通常采用如下两种方式进行冷却：一种是采用冲击冷却的方式进行冷却，冷气由涡轮转子叶片的底部进入叶片内部，经过多腔回流、扰流柱、粗糙肋等结构，最后由尾缘排气缝或气膜孔流出，但是，同一路冷气需从前缘、叶尖、叶盆及尾缘的气膜孔或劈缝排出，出口位置包含了整个叶片弦向长度，压力跨度大、变化剧烈，各股冷气量及其分配...
【技术保护点】
1.一种涡轮转子叶片，包括叶身(11)和叶根(13)，其特征在于，/n所述叶身(11)包括沿弦向布设的前缘区和中后缘区，所述前缘区内设有前空腔(111)，所述中后缘区内设有至少一个冷却空腔，所述前空腔(111)与相邻的所述冷却空腔之间通过第一长隔板(114)隔开，/n所述叶根(13)上设有与所述冷却空腔连通以使冷气流沿展向流入至所述冷却空腔内的进气通道(130)，/n所述第一长隔板(114)上设有用于使所述前空腔(111)与相邻的所述冷却空腔连通的前缘冲击孔(1141)，/n所述叶身(11)的前缘区内设有用于将所述前空腔(111)内的冷气排出的前缘气膜孔(120)，冷气流从...
【技术特征摘要】
1.一种涡轮转子叶片，包括叶身(11)和叶根(13)，其特征在于，
所述叶身(11)包括沿弦向布设的前缘区和中后缘区，所述前缘区内设有前空腔(111)，所述中后缘区内设有至少一个冷却空腔，所述前空腔(111)与相邻的所述冷却空腔之间通过第一长隔板(114)隔开，
所述叶根(13)上设有与所述冷却空腔连通以使冷气流沿展向流入至所述冷却空腔内的进气通道(130)，
所述第一长隔板(114)上设有用于使所述前空腔(111)与相邻的所述冷却空腔连通的前缘冲击孔(1141)，
所述叶身(11)的前缘区内设有用于将所述前空腔(111)内的冷气排出的前缘气膜孔(120)，冷气流从所述进气通道(130)流入所述冷却空腔，并通过所述前缘冲击孔(1141)冲击冷却叶身(11)的前缘，然后从前缘气膜孔(120)流出，进而实现对所述叶身(11)的前缘区的冷却。
2.根据权利要求1所述的涡轮转子叶片，其特征在于，
所述第一长隔板(114)上所有的所述前缘冲击孔(1141)的总面积与所述叶身(11)的前缘区内所有的所述前缘气膜孔(120)的总面积之比为(1.5～2.5)：1，以确保冷气流对所述前空腔(111)冲击冷却的冲击效果。
3.根据权利要求2所述的涡轮转子叶片，其特征在于，
多个所述前缘冲击孔(1141)沿所述叶身(11)的展向排布形成一组前缘冲击孔组，多组所述前缘冲击孔组沿所述叶身(11)的展向间隔排布，
每一组所述前缘冲击孔组的总面积均相等，或各组所述前缘冲击孔组的总面积从所述叶根(13)朝向所述叶身(11)的方向逐渐缩小。
4.根据权利要求3所述的涡轮转子叶片，其特征在于，
所述前缘冲击孔(1141)的形状为圆形；或者
所述前缘冲击孔(1141)的形状为长圆形，靠近所述叶根(13)的所述前缘冲击孔组内的所有所述前缘冲击孔(1141)的展向尺寸值等于两倍至三倍所述前缘冲击孔(1141)的圆弧段的半径值。
5.根据权利要求1所述的涡轮转子叶片，其特征在于，
所述前缘气膜孔(120)沿展向间隔布设形成一排前缘气膜孔排组，
多排所述前缘气膜孔排组间隔设于所述叶身(11)的前缘区内以将所述前空腔(111)内的冷气排出。
6.根据权利要求1所述的涡轮转子叶片，其特征在于，
所述中后缘区包括沿弦向布设的中弦区和后缘区，
所述后缘区内设有第一空腔(1131)，所述中弦区内设有与所述前空腔(111)连通的中空腔(112)以及与所述第一空腔(1131)连通的引导腔(1130)，所述中空腔(112)和所述引导腔(11...
【专利技术属性】
技术研发人员：喻雷，郝旭生，周志翔，张远森，魏志华，郑献武，李洋，
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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