【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于航空发动机涡轮叶片冷却，涉及涡轮叶片气膜冷却孔的设计和优化，具体涉及一种中间扩张、两侧收缩三孔组合的涡轮叶片气膜冷却结构，可以有效地提高涡轮叶片的气膜冷却效果和降低气动损失。
技术介绍
1、航空发动机是飞机的动力源，其性能的提高直接影响飞机的飞行性能和安全性。为了提高航空发动机的燃烧效率和推力，必须提高涡轮进口温度，从而提高循环效率。然而，涡轮进口温度的提高也给涡轮叶片的冷却带来了巨大的挑战。涡轮叶片是航空发动机的核心部件之一，其工作环境极为恶劣，承受着高温、高压、高速旋转等多重负荷。先进的民用大涵道比航空发动机涡轮进口温度已经超过2000k，这一温度远高于涡轮叶片材料所能承受的最高耐温极限。在这种极端的工作环境下，如果没有有效的冷却措施，涡轮叶片很容易因为高温而发生蠕变或者损伤，导致发动机性能下降或失效。
2、为了保护涡轮叶片在高温下的工作寿命，目前广泛采用的冷却方法是气膜冷却技术。气膜冷却技术是利用从叶片内部引入的低温冷却气体，在叶片表面形成一层气膜，阻隔高温主燃气流对叶片的热辐射和对流传热，从而降低叶片表...
【技术保护点】
1.一种中间扩张两侧收缩三孔组合的涡轮叶片气膜冷却结构，用于提高涡轮叶片的冷却性能和降低气动损失，包括在周向上均匀分布的多个涡轮叶片，相邻各所述涡轮叶片之间形成为主燃气流通道，每一所述涡轮叶片中均设有与外部冷却气源连通的中空腔体，其特征在于，
2.根据权利要求1所述的中间扩张两侧收缩三孔组合的涡轮叶片气膜冷却结构，其特征在于，每一所述气膜孔组合体中，所述中间气膜射流通道、第一侧气膜射流通道及第二侧气膜射流通道的出气端口的异形孔均包括一在叶片弦向上位于上游的上游椭圆弧、一在叶片弦向上位于下游的下游椭圆弧、用于连接所述上游椭圆弧及下游椭圆弧并在叶片展向上分别位...
【技术特征摘要】
1.一种中间扩张两侧收缩三孔组合的涡轮叶片气膜冷却结构，用于提高涡轮叶片的冷却性能和降低气动损失，包括在周向上均匀分布的多个涡轮叶片，相邻各所述涡轮叶片之间形成为主燃气流通道，每一所述涡轮叶片中均设有与外部冷却气源连通的中空腔体，其特征在于，
2.根据权利要求1所述的中间扩张两侧收缩三孔组合的涡轮叶片气膜冷却结构，其特征在于，每一所述气膜孔组合体中，所述中间气膜射流通道、第一侧气膜射流通道及第二侧气膜射流通道的出气端口的异形孔均包括一在叶片弦向上位于上游的上游椭圆弧、一在叶片弦向上位于下游的下游椭圆弧、用于连接所述上游椭圆弧及下游椭圆弧并在叶片展向上分别位于椭圆弧两端的两过渡圆弧，所述上游椭圆弧、下游椭圆弧的长轴方向均与叶片弦向保持一致，所述上游椭圆弧、下游椭圆弧的短轴方向均与叶片展向保持一致。
3.根据权利要求2所述的中间扩张两侧收缩三孔组合的涡轮叶片气膜冷却结构，其特征在于，每一所述气膜孔组合体中，所述中间气膜射流通道、第一侧气膜射流通道及第二侧气膜射流通道的进气端口的圆形孔具有相同一致的直径d，圆形孔直径d的范围在0.6mm～4mm之间；所述上游椭圆弧的长轴半径为a1，短轴半径为b1，a1的范围在4d～6d之间，b1的范围在2d～4d之间；所述下游椭圆弧的长轴半径为a2，短轴半径为b2，a2的范围在4d～6d之间，b2的范围在2d～4d之间；所述过渡圆弧的半径为r，r的范围在0.1d～0.2d之间。
4.根据权利要求1所述的中间扩张两侧收缩三孔组合的涡轮叶片气膜冷却结构，其特征在于，每一所述气膜孔组合体中，所述中间气膜射流通道、第一侧气膜射流通道及第二侧气膜射流通道的进气端口的圆形孔具有相同一致的弦向位置，且相邻两圆形孔中心之间的孔间距l的范围在1.8d～3d之间，所述中间气膜射流通道、第一侧气膜射流通道及第二侧气膜射流通道的出气端口的异形孔中，相邻两异形孔的临近边缘之间的距离t的范围在0.16d～0.25d之间，其中d为圆形孔直径。
5.根据权利要求1所述的中间扩张两侧收缩三孔组合的涡轮叶片气膜冷却结构，其特征在于，每一所述气膜孔组合体中，各气膜射流通道的中心线与涡轮叶片基体表面之间在叶片弦向上的夹角为θ，射流通道夹角θ的范围在20°～60°之间，并基于涡轮叶片基体表面的气动特性和冷却需求进行优化设置，以确保气膜射流能够有效覆盖叶片表面并形成稳定的冷却气膜。
6.根据权利要求1...
【专利技术属性】
技术研发人员：李国庆，白晓辉，刘佳林，李年强，卢新根，
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：
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