[实用新型]一种航空发动机涡轮叶片尾缘冲击冷却结构有效
| 申请号： | 201920116366.3 | 申请日： | 2019-01-24 |
| 公开（公告）号： | CN211174227U | 公开（公告）日： | 2020-08-04 |
| 发明（设计）人： | 张杰;张丽;郭涛;朱惠人 | 申请（专利权）人： | 西北工业大学 |
| 主分类号： | F01D5/18 | 分类号： | F01D5/18 |
| 代理公司： | 西北工业大学专利中心 61204 | 代理人： | 陈星 |
| 地址： | 710072 *** | 国省代码： | 陕西;61 |
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| 摘要： | |||
| 搜索关键词： | 一种 航空发动机 涡轮 叶片 冲击 冷却 结构 | ||
【权利要求书】：
1.一种航空发动机涡轮叶片尾缘冲击冷却结构，其特征在于:包括主流通道和尾缘通道，尾缘通道沿叶高方向宽度逐渐变窄、高度逐渐变低，其中主流通道与尾缘通道通过若干圆柱形中间冲击孔相连通，相连的冲击隔板成72°向尾缘倾斜；冲击孔轴线指向劈缝开口，且沿叶高方向偏向20～60°，每个冲击孔孔径D相同，冲击孔在叶高方向间距H的取值范围为4.5D～6D，冲击孔直径D由公式(1)确定:
式中，q为通过单个冲击孔的冷气流量，ρ为冲击孔内气流的密度，κ为定熵指数，Rg为气体常数，T为冲击孔内气流的温度。
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