[实用新型]涡轮叶片前缘结构

说明书

技术领域

本实用新型涉及一种涡轮叶片前缘结构，尤其涉及一种具有扰流冷却的涡轮叶片前缘结构。 

背景技术

冷却技术是高性能航空发动机发展的基础和保障。航空发动机是长期工作在高温、高压、高速旋转等恶劣环境条件下的复杂热动力机械，是知识、技术高度密集的军民两用产品。在航空燃气涡轮发动机的发展过程中，为了提高发动机的热效率和推重比或功重比，压气机的增压比和涡轮进口温度不断被提高。以目前推重比10一级的发动机为例，涡扇发动机涡轮前燃气温度达2000K，叶片所采用单晶材料能承受的最高温度却仅为1300K，而下一代的燃气涡轮发动机还会要求更高的工作温度。但是大量空气用于冷却势必导致动力装置性能的损失，因此冷却需求和冷却气量之间的矛盾日益突出，导致未来高性能发动机中高温部件的冷却难度更大。通过分析国内外各种新型冷却技术，发现目前多数热端部件内部均还是采用对流+冲击+气膜的复合冷却形式。而随着冷却技术的日益成熟，先进冷却技术的发展方向有:1.发展新的冷却方式和冷却结构；2.挖掘现有冷却方式的潜力，精细组织冷却气流的布局和流量，提高冷却效率。因此，研究设计一种具有运用高效冷却技术的航空涡轮叶片，减少冷却的气量，已成为发展下一代燃气涡轮的紧迫要求。 

发明内容

为了解决不断提高涡轮前燃气温度和高温材料有限耐受温度之间的矛盾，不断提升的冷却需求和逐步减小的冷却气量之间的矛盾，严格保密的国外新技术和相对薄弱的国内研究之间的矛盾，本实用新型设计一种涡轮叶片前缘结构，使得在相同冷气量的条件下，实现了叶片的高耐热性能。 

本实用新型叶片前缘结构的技术方案是： 

一种涡轮叶片前缘结构，其特征在于：

     叶片前缘结构内通过设置有垂直于叶型的第一隔离体和第二隔离体，其中第一隔离体和第二隔离体相互垂直，第一隔离体一端与叶片前缘顶端接触，另一端与第二隔离体中部接触，第二隔离体一端与叶片前缘上表面接触，第二隔离体另一端与叶片前缘下表面接触；其中第一隔离体将叶片前缘结构内部分成上受限空间和下受限空间；

上述第二隔离体的上端设置有与上受限空间相通的上冷却气体孔阵列，下端设置有与下受限空间相通的下冷却气体孔阵列；

上述叶片前缘结构的叶片前缘上表面设置有与上受限空间相通的有第一上气膜孔阵列和第二上气膜孔阵列；下表面设置有与下受限空间相通的有第一下气膜孔阵列和第二下气膜孔阵列；

前缘长度计作L, 上述叶片前缘顶端到第二隔离体的距离计作L0，上述叶片前缘顶端到第一上气膜孔阵列的距离在前缘长度的投影距离计作L1，上述叶片前缘顶端到第二上气膜孔阵列的距离在前缘长度的投影距离计作L2，上述叶片前缘顶端到第一下气膜孔阵列的距离在前缘长度的投影距离计作L3，上述叶片前缘顶端到第二下气膜孔阵列的距离在前缘长度的投影距离计作L4：上述L0：L=0.9-1；L1：L=0.05-0.08；L2：L=0.3-0.4；L3：L=0.10-0.13；L4：L=0.3-0.4。

上述第一上气膜孔阵列、第二上气膜孔阵列、第一下气膜孔阵列、第二下气膜孔阵列在叶高方向上为平行排列方式，上述上冷却气体孔阵列和第一上气膜孔阵列之间在叶高方向上为交错排列方式，上述上冷却气体孔阵列和第二上气膜孔阵列之间在叶高方向上为交错排列方式，上述下冷却气体孔阵列和第一下气膜孔阵列之间在叶高方向上为交错排列方式，上述下冷却气体孔阵列和第二下气膜孔阵列之间在叶高方向上为交错排列方式。 

所述的涡轮叶片前缘结构，其特征在于：在叶型平面上以水平线为基准，上述第一上气膜孔和第一下气膜孔内侧一端向隔离体方向的偏转角度在1.5°—6°之间；在叶型平面上以水平线为基准，上述第二上气膜孔和第二下气膜孔阵列内侧一端向隔离体方向的偏转角度在3°—6°之间。 

本实用新型是一种涡轮叶片前缘结构。它以现有空腔涡轮叶片气膜冲击冷却结构为基础，其关键技术是在叶片前缘结构中通过设置隔离体，形成受限空间，同时合理布置气膜孔冲击角度（即上述气膜孔的偏转角度），冷却空气孔阵列和气膜孔阵列的交错排列，使得在受限空间产生和控制涡流，将叶片外壁面的高温带向叶片内部相对低温空间。这是基于涡强化的高效冷却结构，是在不增加涡轮叶片前缘冷却通道复杂性的基础上，通过精细组织流场结构来实现不增加冷却空气用量的同时提高叶片综合冷却效果的目的。