一种航空发动机涡轮叶片鳃区大小孔气膜冷却布局结构制造技术

本发明专利技术涉及一种航空发动机涡轮叶片鳃区大小孔气膜冷却布局结构，旨在提高涡轮叶片鳃区的冷却效率和可靠性。该结构特别适用于具有大曲率变化特征的叶片鳃区，通过大孔和小孔间隔排列的方式，实现了高效且均匀的气膜覆盖。小孔负责提供基础的气膜保护，而大孔则有效地抑制由于叶片鳃区高曲率、高压力梯度以及二次流引起的不利影响，共同实现对鳃区的完整良好气膜覆盖。该布局根据叶片鳃区的几何特征和流动特性进行设计，从叶根到叶尖灵活布置，以适应不同的冷却需求。本发明专利技术的设计不仅简化了加工工艺，降低了成本，而且显著提升了涡轮叶片的冷却效率和整体发动机的性能，延长了涡轮叶片的使用寿命，具有重要的实用价值和广阔的应用前景。

【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，涉及提高涡轮叶片在极端工作条件下的冷却效率和可靠性，具体是一种航空发动机涡轮叶片鳃区大小孔气膜冷却布局结构，通过在叶片鳃区按大小孔交替排列的方式，实现对气膜的精细化控制，提高涡轮叶片的冷却效率和可靠性。

技术介绍

1、航空发动机是航空器的核心动力装置，其性能优劣直接影响航空器的飞行性能和安全性。随着航空技术的不断发展，对航空发动机的性能要求也越来越高，尤其是对其热效率和可靠性的要求。为了提高航空发动机的热效率，必须提高涡轮进口温度，从而增加涡轮的功率输出。然而，提高涡轮进口温度也会导致涡轮叶片的热负荷增加，使其承受更高的温度和应力，从而降低涡轮叶片的可靠性和寿命。因此，如何有效地对涡轮叶片进行冷却，以保证其在高温环境下的正常工作，是航空发动机设计和制造中的一个重要课题。

2、目前，广泛采用的涡轮叶片冷却方式是气膜冷却，即在叶片表面形成一层由冷却气体组成的气膜，以隔离热气流和叶片的直接接触，从而降低叶片的表面温度。气膜冷却的效果取决于气膜的稳定性、均匀性和有效性，这些因素又与气膜冷却孔的设计有密切关系。气膜冷本文档来自技高网...

【技术保护点】

1.一种航空发动机涡轮叶片鳃区大小孔气膜冷却布局结构，包括以发动机轴线为中心沿周向均匀分布的若干涡轮叶片，相邻各所述涡轮叶片之间形成为高温主燃气流通道，每一所述涡轮叶片中均设有用于通入冷却气体的中空冷却气通道，且每一所述涡轮叶片均包括在弦向上位于叶片前缘与叶片主体之间的具有大曲率变化特征的叶片鳃区，其特征在于，

2.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片鳃区大小孔气膜冷却布局结构，其特征在于，所述第一鳃区气膜孔和第二鳃区气膜孔以单一气膜孔的方式在叶片展向上进行布置时，一个第一鳃区气膜孔对应一个第二鳃区气膜孔；所述第一鳃区气膜孔和第二鳃区气膜孔以气膜孔组的方式在叶片展向上进行布...

【技术特征摘要】

1.一种航空发动机涡轮叶片鳃区大小孔气膜冷却布局结构，包括以发动机轴线为中心沿周向均匀分布的若干涡轮叶片，相邻各所述涡轮叶片之间形成为高温主燃气流通道，每一所述涡轮叶片中均设有用于通入冷却气体的中空冷却气通道，且每一所述涡轮叶片均包括在弦向上位于叶片前缘与叶片主体之间的具有大曲率变化特征的叶片鳃区，其特征在于，

2.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片鳃区大小孔气膜冷却布局结构，其特征在于，所述第一鳃区气膜孔和第二鳃区气膜孔以单一气膜孔的方式在叶片展向上进行布置时，一个第一鳃区气膜孔对应一个第二鳃区气膜孔；所述第一鳃区气膜孔和第二鳃区气膜孔以气膜孔组的方式在叶片展向上进行布置时，相邻的两个气膜孔组中，第一鳃区气膜孔组中设有1～3个第一鳃区气膜孔，第二鳃区气膜孔组中设有2～5个第二鳃区气膜孔，且第二鳃区气膜孔组中气膜孔的数量多于第一鳃区气膜孔组，各气膜孔组中气膜孔的数量根据其所在叶片表面的具体流动特性进行优化设置，从而实现对气膜出流的更加精细化控制，提高气膜的稳定性和均匀性。

3.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片鳃区大小孔气膜冷却布局结构，其特征在于，相邻各鳃区气膜孔在叶片展向上的排列间隔p的范围在3d～5d之间，其中d为第二鳃区气膜孔的直径，排列间隔p设置为固定或变化的，以适应叶片沿叶根至叶尖的叶片表面的不同冷却需求和气流特性，提高气膜的覆盖率和均匀度。

4.根据权利要求3所述的航空发动机涡轮叶片鳃区大小孔气膜冷却布局结构，其特征在于，相邻各鳃区气膜孔的排列间隔p根据叶片鳃区的叶片表面的气流特性进行调整，在叶根附近区域，由于流体流动较为缓慢，气膜孔排列间隔p相对增大，而在叶尖附近区域，由于流体流动较为剧烈，气膜孔排列间隔p相应减小，以实现更加高效和均匀的气膜冷却效果。

5.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶...

【专利技术属性】
技术研发人员：李国庆，李年强，刘佳林，王晨枫，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：