【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于航空发动机涡轮叶片，具体涉及一种带双排冲击节流孔的涡轮叶片尾缘内冷结构。
技术介绍
1、涡轮叶片是燃气涡轮发动机中涡轮段的重要组成部件，高速旋转的叶片负责将高温高压的气流吸入燃烧器，以维持发动机的工作。为了能保证在高温高压的极端环境下稳定长时间工作，涡轮叶片往往采用高温合金锻造，并采用不同方式来冷却例如内部气流冷却、边界层冷却、抑或采用保护叶片的热障涂层等方式来保证运转时的可靠性；涡轮转子叶片的工作环境一般都是高温或者高转速下，所以能否涡轮叶片的金属温度控制在合适的范围直接影响着涡轮叶片的使用寿命，而且温度的控制目前主要是采用可靠的冷却结构，其中涡轮叶片的尾缘往往会设置对应的冷却结构，从而使涡轮叶片的尾缘能够有效的降低温度；为了控制冷气流量，常规的尾缘冷却结构通常采用纵向隔板转折通道+扰流柱进行流量控制和换热冷却，但是该方式会导致冷气在尾缘沿叶身高度方向分布不均匀，特别是叶身中间区域流动很弱，容易导致燃气的卷吸回流，不仅冷却效果不佳，而且在高温区域很容易使涡轮叶片出现高温氧化或者烧蚀的现象。
2、所以亟需一种带双排冲击节流孔的涡轮叶片尾缘内冷结构，在有限冷气量的限制下，解决现有尾缘冷却结构中冷气分布不均匀、流动性差和冷却效果不好的技术问题。
技术实现思路
1、有鉴于此，本专利技术提出一种带双排冲击节流孔的涡轮叶片尾缘内冷结构，应用于航空发动机涡轮叶片，通过尾缘内冷结构设置实现对涡轮叶片尾缘的冷气量和分布进行控制，使冷气在尾缘内部分布均匀，改善尾缘部分温度均
2、为了达到上述技术目的，本专利技术所采用的具体技术方案为：
3、一种带双排冲击节流孔的涡轮叶片尾缘内冷结构，包括尾缘供气腔和尾缘排气腔，尾缘排气腔的出口垂直于尾缘供气腔的进口设置，且尾缘排气腔出口的横截面积大于尾缘供气腔进口的横截面积，尾缘供气腔和尾缘排气腔之间设置有两排相互平行的纵向冲击隔板，纵向冲击隔板上设置有多个交错分布的冲击节流孔，尾缘排气腔的内部设置有多排交错分布的异型扰流柱，多排异型扰流柱均位于设置在尾缘排气腔出口位置的尾劈缝和两排纵向冲击隔板之间。
4、进一步的，尾缘供气腔的内部设置有垂直于尾缘排气腔出口方向的隔离板，纵向冲击隔板均平行于隔离板设置。
5、进一步的，两个纵向冲击隔板上的冲击节流孔在沿着纵向冲击隔板延伸的方向间隔分布。
6、进一步的，异型扰流柱为两排，两排异型扰流柱在沿着尾缘排气腔出口的方向有间隙，两排异型扰流柱在沿着纵向冲击隔板延伸的方向交错分布。
7、进一步的，两排异型扰流柱中靠近纵向冲击隔板的异型扰流柱与两个纵向冲击隔板中靠近异型扰流柱的纵向冲击隔板上的冲击节流孔在沿着冲击隔板延伸的方向位置对应。
8、进一步的，两个纵向冲击隔板靠近尾缘供气腔进口的一端为近端，两个纵向冲击隔板的近端均与尾缘排气腔的内侧壁连接，两个纵向冲击隔板远离尾缘供气腔进口的一端为远端，两个纵向冲击隔板中远离异型扰流柱的纵向冲击隔板的远端向尾缘排气腔的出口方向弯折，且与尾缘排气腔的出口固定连接，两个纵向冲击隔板中靠近异型扰流柱纵向冲击隔板的远端与两个纵向冲击隔板中远离异型扰流柱纵向冲击隔板的远端弯折部分有间隙。
9、进一步的，两个纵向冲击隔板中远离异型扰流柱纵向冲击隔板的远端弯折部分平行于尾缘排气腔的内侧壁设置，且与尾缘排气腔的内侧壁有间隙。
10、进一步的，两排冲击隔板厚度均为1mm，两个冲击隔板间隔为1.5mm，两排冲击隔板与尾缘排气腔内侧壁夹角为90°。
11、进一步的，冲击节流孔的形状为椭圆孔形状，其中对应椭圆长轴为1.3mm，短轴为0.8mm，相邻冲击节流孔的间距为4mm。
12、进一步的，异型扰流柱的横向截面为水滴形状，异型扰流柱的横向截面包括相互拼接的半个椭圆部分和半个圆弧部分，圆弧部分的半径为0.9mm，椭圆部分长轴为1.4mm，椭圆部分短轴为0.9mm。
13、采用上述技术方案，本专利技术还能够带来以下有益效果：
14、1.本专利技术通过尾缘冷却结构实现涡轮叶片尾缘冷气流量精确的控制，减少了涡轮叶片尾劈缝处的燃气倒吸，使叶片尾缘各部位实现可靠有效冷却，涡轮叶片的温度水平满足使用要求，降低了尾缘处产生高温氧化、烧蚀的风险，具有结构简单、生产成本低、使用寿命长和叶片尾缘各部位均能实现有效冷却的优点。
15、2.本专利技术通过双排冲击节流孔改变了冷气流动方向和降低了流动速度，达到控制冷气流量的目的并提升冷却换热效果，通过多排交错分布异型扰流柱使冷气沿着扰流柱的型面流动，减小了尾劈缝处的低压区，防止了燃气倒吸，方便选择不同的尺寸、沿涡轮叶片尾缘进气腔进口方向疏密的分布和与第二排冲击节流孔不同的距离，保证流通面积来实现流量的控制并且达到所需的冷却效果。
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1.一种带双排冲击节流孔的涡轮叶片尾缘内冷结构，其特征在于：包括尾缘供气腔(1)和尾缘排气腔(4)，所述尾缘排气腔(4)的出口垂直于尾缘供气腔(1)的进口设置，且尾缘排气腔(4)出口的横截面积大于尾缘供气腔(1)进口的横截面积，所述尾缘供气腔(1)和尾缘排气腔(4)之间设置有两排相互平行的纵向冲击隔板(2)，纵向冲击隔板(2)上设置有多个交错分布的冲击节流孔(3)，所述尾缘排气腔(4)的内部设置有多排交错分布的异型扰流柱(5)，多排异型扰流柱(5)均位于设置在尾缘排气腔(4)出口位置的尾劈缝(6)和两排纵向冲击隔板(2)之间。
2.根据权利要求1所述的一种带双排冲击节流孔(3)的涡轮叶片尾缘内冷结构，其特征在于：所述尾缘供气腔(1)的内部设置有垂直于尾缘排气腔(4)出口方向的隔离板，所述纵向冲击隔板(2)均平行于隔离板设置。
3.根据权利要求2所述的一种带双排冲击节流孔(3)的涡轮叶片尾缘内冷结构，其特征在于：两个纵向冲击隔板(2)上的冲击节流孔(3)在沿着纵向冲击隔板(2)延伸的方向间隔分布。
4.根据权利要求3所述的一种带双排冲击节流孔(3
5.根据权利要求4所述的一种带双排冲击节流孔(3)的涡轮叶片尾缘内冷结构，其特征在于：两排异型扰流柱(5)中靠近纵向冲击隔板(2)的异型扰流柱(5)与两个纵向冲击隔板(2)中靠近异型扰流柱(5)的纵向冲击隔板(2)上的冲击节流孔(3)在沿着冲击隔板延伸的方向位置对应。
6.根据权利要求5所述的一种带双排冲击节流孔(3)的涡轮叶片尾缘内冷结构，其特征在于：两个纵向冲击隔板(2)靠近尾缘供气腔(1)进口的一端为近端，两个纵向冲击隔板(2)的近端均与尾缘排气腔(4)的内侧壁连接，两个纵向冲击隔板(2)远离尾缘供气腔(1)进口的一端为远端，两个纵向冲击隔板(2)中远离异型扰流柱(5)的纵向冲击隔板(2)的远端向尾缘排气腔(4)的出口方向弯折，且与尾缘排气腔(4)的出口固定连接，两个纵向冲击隔板(2)中靠近异型扰流柱(5)纵向冲击隔板(2)的远端与两个纵向冲击隔板(2)中远离异型扰流柱(5)纵向冲击隔板(2)的远端弯折部分有间隙。
7.根据权利要求6所述的一种带双排冲击节流孔(3)的涡轮叶片尾缘内冷结构，其特征在于：两个纵向冲击隔板(2)中远离异型扰流柱(5)纵向冲击隔板(2)的远端弯折部分平行于尾缘排气腔(4)的内侧壁设置，且与尾缘排气腔(4)的内侧壁有间隙。
8.根据权利要求7所述的一种带双排冲击节流孔(3)的涡轮叶片尾缘内冷结构，其特征在于：两排冲击隔板厚度均为1mm，两个冲击隔板间隔为1.5mm，两排冲击隔板与尾缘排气腔(4)内侧壁夹角为90°。
9.根据权利要求8所述的一种带双排冲击节流孔(3)的涡轮叶片尾缘内冷结构，其特征在于：所述冲击节流孔(3)的形状为椭圆孔形状，其中对应椭圆长轴为1.3mm，短轴为0.8mm，相邻冲击节流孔(3)的间距为4mm。
10.根据权利要求9所述的一种带双排冲击节流孔(3)的涡轮叶片尾缘内冷结构，其特征在于：所述异型扰流柱(5)的横向截面为水滴形状，异型扰流柱(5)的横向截面包括相互拼接的半个椭圆部分和半个圆弧部分，圆弧部分的半径为0.9mm，椭圆部分长轴为1.4mm，椭圆部分短轴为0.9mm。
...【技术特征摘要】
1.一种带双排冲击节流孔的涡轮叶片尾缘内冷结构，其特征在于：包括尾缘供气腔(1)和尾缘排气腔(4)，所述尾缘排气腔(4)的出口垂直于尾缘供气腔(1)的进口设置，且尾缘排气腔(4)出口的横截面积大于尾缘供气腔(1)进口的横截面积，所述尾缘供气腔(1)和尾缘排气腔(4)之间设置有两排相互平行的纵向冲击隔板(2)，纵向冲击隔板(2)上设置有多个交错分布的冲击节流孔(3)，所述尾缘排气腔(4)的内部设置有多排交错分布的异型扰流柱(5)，多排异型扰流柱(5)均位于设置在尾缘排气腔(4)出口位置的尾劈缝(6)和两排纵向冲击隔板(2)之间。
2.根据权利要求1所述的一种带双排冲击节流孔(3)的涡轮叶片尾缘内冷结构，其特征在于：所述尾缘供气腔(1)的内部设置有垂直于尾缘排气腔(4)出口方向的隔离板，所述纵向冲击隔板(2)均平行于隔离板设置。
3.根据权利要求2所述的一种带双排冲击节流孔(3)的涡轮叶片尾缘内冷结构，其特征在于：两个纵向冲击隔板(2)上的冲击节流孔(3)在沿着纵向冲击隔板(2)延伸的方向间隔分布。
4.根据权利要求3所述的一种带双排冲击节流孔(3)的涡轮叶片尾缘内冷结构，其特征在于：所述异型扰流柱(5)为两排，两排异型扰流柱(5)在沿着尾缘排气腔(4)出口的方向有间隙，两排异型扰流柱(5)在沿着纵向冲击隔板(2)延伸的方向交错分布。
5.根据权利要求4所述的一种带双排冲击节流孔(3)的涡轮叶片尾缘内冷结构，其特征在于：两排异型扰流柱(5)中靠近纵向冲击隔板(2)的异型扰流柱(5)与两个纵向冲击隔板(2)中靠近异型扰流柱(5)的纵向冲击隔板(2)上的冲击节流孔(3)在沿着冲击隔板延伸的方向位置对应。
6.根据权利要求5所述的一种...
【专利技术属性】
技术研发人员：程荣辉，康亚杰，周莹舻，古冬，黄子婴，史家伟，王超，李昆，
申请(专利权)人：中国航发四川燃气涡轮研究院，
类型：发明
国别省市：
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