[实用新型]一种具有冲击衬套的涡轮冷却叶片

说明书

技术领域

本实用新型涉及涡轮发动机领域，尤其涉及一种具有冲击衬套的涡轮冷却叶片。

背景技术

目前先进航空发动机中涡轮冷却叶片燃气温度远超过叶片金属材料的许用温度，为保证涡轮冷却叶片长期安全可靠的工作，需要对涡轮冷却叶片实施高效的冷却技术以降低叶片的平均温度，同时尽可能减小叶片温差，从而减小叶片热应力。

如图1所示，为目前常见的一种降低涡轮导向叶片平均温度的冷却结构，涡轮冷却叶片的叶身1’内部设置有冲击衬套2’，从冲击衬套2’的前缘冲击孔3’进入的气流经过叶身1’与冲击衬套2’之间的环形空腔流向尾缘劈缝4’。上述冷却结构的冷气流量分配不易控制，这是因为叶片内部冷气流动影响区域的内换热强度沿径向均匀一致，叶盆与叶背的内换热强度一致；然而，涡轮进口的燃气温度沿径向分布是不均匀的，涡轮冷却叶片外表面的燃气换热系数在叶盆、叶背有较大的差异，从而导致燃气对叶片的传热不均匀，经冲击衬套冷却后的叶片温度分布不均匀，中径附近的叶片温度偏高、叶背温度偏高，叶片局部温差较大，叶片的强度无法满足长期使用要求。

实用新型内容

针对上述问题，本实用新型的目的是提出一种具有冲击衬套的涡轮冷却叶片，用于调整冷气量分配，使叶片温度分布趋于均匀。

为实现上述目的，本实用新型提供了一种具有冲击衬套的涡轮冷却叶片，它包括具有空腔的叶身，所述叶身的空腔内设置有冲击衬套，所述冲击衬套与所述叶身的空腔之间形成环形空腔，所述环形空腔内设置有至少一个径向隔挡结构和若干弦向隔板，通过所述径向隔挡结构将所述环形空腔分为叶背侧空腔和叶盆侧空腔，通过若干所述弦向隔板将所述环形空腔分为若干腔，进而形成若干弦向流道，所述冲击衬套的前缘设置有若干前缘冲击孔。

进一步的，所述径向隔挡结构有两个，均为条状结构，两个所述径向隔挡结构均设置在所述冲击衬套前缘的所述环形空腔内，且位于所述前缘冲击孔的两侧，两个所述径向隔挡结构的高度与所述叶身的径向高度一致。

进一步的，所述弦向隔板的外形轮廓与所述环形空腔沿弦向的截面的外形轮廓相适应，各所述弦向隔板沿所述叶身的径向间隔设置在所述环形空腔内，将所述环形空腔分成若干腔，进而形成若干弦向流道。

进一步的，所述径向隔挡结构为开缝隔板、开孔隔板、扰流柱结构中的其中一种。

进一步的，所述开缝隔板上设置有开缝，所述开缝隔板的厚度范围设置为0.3mm～1.0mm，所述开缝的缝宽范围设置为0.2mm～1.0mm。

进一步的，所述开孔隔板上设置有若干开孔，所述开孔隔板的厚度范围设置为0.3mm～1.0mm，所述开孔的直径范围设置为0.2mm～1.0mm。

进一步的，所述扰流柱结构包括若干间隔设置的扰流柱，所述扰流柱的直径范围设置为0.5mm～2.0mm，所述扰流柱的径向间距与所述扰流柱的直径之比的范围设置为1.5～5。

进一步的，若干所述弦向隔板将所述环形空腔沿所述叶身的径向分成3～10个腔，所述弦向隔板的厚度范围设置为0.3mm～1.0mm。

进一步的，所述前缘冲击孔的直径范围设置为0.4mm～1.5mm，所述前缘冲击孔的排间距与所述前缘冲击孔的直径之比的范围设置为2～20，冲击距离与所述前缘冲击孔的直径之比的范围设置为2～5。

进一步的，通过所述径向隔挡结构和所述弦向隔板将所述冲击衬套与所述叶身的空腔内壁固定连接。

基于上述技术方案，本实用新型提供的涡轮冷却叶片的空腔内设置有若干弦向隔板，可以根据涡轮冷却叶片来流燃气温度沿径向的分布，调节前缘冲击孔的通流面积，进而调整各弦向流道中的冷气量，使叶片温度分布趋于均匀；通过在涡轮冷却叶片的空腔内设置径向隔挡结构，可以根据涡轮冷却叶片的叶盆、叶背外表面燃气侧的换热情况，调整位于叶背侧空腔和叶盆侧空腔的径向隔挡结构的通流面积，使用于涡轮冷却叶片的叶盆、叶背侧的冷气流量分配更为合理；通过调整冲击衬套的前缘冲击孔的通流面积，使更多的冷气流量来增强叶片内侧的换热效果，使叶片高温区域温度有所降低，从而减少涡轮冷却叶片的径向温度梯度。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本实用新型的进一步理解，构成本申请的一部分，本实用新型的示意性实施例及其说明用于解释本实用新型，并不构成对本实用新型的不当限定。在附图中：

图1为现有技术中的涡轮冷却叶片结构示意图；

图2为本实用新型提供的涡轮冷却叶片结构示意图；

图3为图2中的A-A截面示意图；

图4为图3中的局部放大示意图；