一种小引气量的双层壁涡轮导向叶片制造技术

本发明专利技术公开了一种小引气量的双层壁涡轮导向叶片，属于航空发动机技术领域，包括叶片前缘、中弦叶盆、叶背中弦和叶片尾缘，所述叶片前缘为双层隔板冲击加气膜冷却，所述中弦叶盆和叶背中弦为双层壁冲击加气膜冷却，所述叶片尾缘为径向扰流柱冷却。本技术可以应用在高循环参数小冷气量燃气涡轮导向器设计，该冷却系统具有换热面积小、冷却效果高，非常适用于高循环参数航空发动机和燃气轮机，有利于涡轮导向器热管理和冷却设计优化。能够实现小的引气量，提高发动机性能，采用了微小通道流动和冲击，可以实现内腔更高换热系数，调节隔板孔位置和角度，调节叶片不同位置温度，减少叶片金属温度梯度。属温度梯度。属温度梯度。

【技术实现步骤摘要】
一种小引气量的双层壁涡轮导向叶片


[0001]本专利技术属于航空发动机
，具体是一种小引气量的双层壁涡轮导向叶片。

技术介绍

[0002]航空发动机和燃气轮轮机为了提高性能和功率，不断提高发动机循环参数，涡轮叶片金属材料耐温能力增长无法满足发动机循环参数提高，涡轮叶片热防护需求日益增加。涡轮叶片最常用的热防护方式是对叶片进行冷却，通常采用将叶片内部挖空，并根据不同位置需求，在叶片内腔布置不同冷却结构，达到降低叶片金属温度，提高涡轮叶片寿命的要求。
[0003]现有涡轮导向叶片冷却主要包括冲击、蛇形对流、气膜、扰流柱等冷却形式，并根据涡轮导向叶片结构和环境影响，多采用多种冷却结构复合冷却设计。对于高循环参数涡轮导向器，通常采用冲击+气膜对叶片前缘冷却，叶片中弦区域采用冲击+凸台冷却结构，尾缘区域采用扰流柱冷却形式。目前，该技术已经非常成熟，已经在大、中、小航空发动机获得了广泛应用。但是，随着航空发动机涡轮前温度进一步提高，该冷却形式通过优化内腔冷却结构强化换热降低叶片金属温度有限，只能被动采用全气膜冷却降低叶片温度，同时也提高了冷气本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种小引气量的双层壁涡轮导向叶片，包括叶片前缘(1)、中弦叶盆(2)、叶背中弦(3)和叶片尾缘(4)，其特征在于，所述叶片前缘(1)为双层隔板冲击加气膜冷却，所述中弦叶盆(2)和叶背中弦(3)为双层壁冲击加气膜冷却，所述叶片尾缘(4)为径向扰流柱冷却。2.根据权利要求1所述的一种小引气量的双层壁涡轮导向叶片，其特征在于，所述叶片前缘(1)设有沿着叶片长度方向的第一冷却气腔(101)、第二冷却气腔(102)、第一冲击腔(103)和第二冲击腔(105)，所述第一冷却气腔(101)与第一冲击腔(103)之间设有带冲击孔隔板(5)，所述第一冲击腔(103)与第二冷却气腔(102)之间设有带冲击孔隔板(5)，所述第二冷却气腔(102)与第二冲击腔(105)之间设有无冲击孔隔板(6)，所述第一冷却气腔(101)、第二冷却气腔(102)、第一冲击腔(103)和第二冲击腔(105)均开设有沿着叶片长度方向均布的气膜孔(7)。3.根据权利要求2所述的一种小引气量的双层壁涡轮导向叶片，其特征在于，所述叶片前缘(1)内的两处带冲击孔隔板(5)的冲击孔的轴向延长线相较于第一冲击腔(103)的外壁面形成前缘冲击(104)。4.根据权利要求1所述的一种小引气量的双层壁涡轮导向叶片，其特征在于，所述中弦叶盆(2)依次设有第三冲击腔(202)、第三冷却气腔(201)和第四冲击腔(203)，所述第三冲击腔(202)与第三冷却气腔(201)之间设有无冲击孔隔板(6)，所述第三冷却气腔(201)与第四冲击腔(203)之间设有带冲击孔隔板(5)，所述第四冲击腔(203)与第一冷却气腔(101)设有无冲击孔隔板(6)，所述第...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈文彬，曾飞，蒋康河，张鑫，赵兰芳，熊清勇，万里，
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：