[实用新型]一种航空发动机涡轮叶片尾缘冲击冷却结构

说明书

本实用新型公开了一种航空发动机涡轮叶片尾缘冲击冷却结构，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一排中间冲击孔连通。冷气从冲击孔射出后，均匀的冲击压力面和吸力面，并且沿射流方向冲刷靶面，增加其冲击面积，强化了目标靶面的换热情况，从而增强尾缘通道的冷却效果。该冲击冷却结构是一种供气腔与尾缘之间向叶高方向倾斜一定角度的冲击射流通道，并且冲击孔向下倾斜指向劈缝出口。是对叶片尾缘内壁面进行冷却强化作用。该结构降低了冲击孔入口处的压力损失，增加了冲击射流面积。此外，将冲击孔向下倾斜使冷气能更有效地同时冷却压力面和吸力面。

技术领域

本实用新型涉及航空发动机涡轮叶片技术，具体地说，涉及一种航空发动机涡轮叶片尾缘的冲击冷却结构。

背景技术

目前，先进的燃气涡轮发动机运行温度已经远远超过肋材料所能承受的温度极限。因此，发动机的高温部件需要被冷却，以便使结构更加紧凑，使用寿命更长。然而，尾缘区域处于一个较薄的位置，所有一直是叶片换热的一个难点，因此成为研究者重点关注的话题。一些国内外学者已经研究了尾缘的流动和换热，不同的尾缘传热增强结构已经被应用去增强换热和控制压力损失，其中包括加绕流柱、肋，以及冲击喷射冷却。影响扰流柱换热性能的主要因素有：扰流柱形状、Reynolds数、扰流柱长径比、扰流柱排布方式：差排、顺排等。Montepare等人在“An Experimtal Method for Evaluating the Heat TransferCoefficientof Liquid-Cooled Short Pin Fins using Infrared Thermograph,”(Experimental Thermal and Fluid Science,2004.)分别对顺排与差排排布的圆形、三角形、方形以及长菱形的扰流柱群在矩形通道的恒热流温度场下进行了研究。结果发现，当Re1500时，圆形扰流柱群的换热能力大于方形的扰流柱群，而当Re＞1500时，结果恰好相反。在所研究的Re范围内，三角形扰流柱群的换热效果要比圆形的强，菱形扰流柱的换热能力处于圆形与三角形之间，而且努塞尔数的变化与雷诺数有很大关系，雷诺数越高，努塞尔数的增幅越大。在文献“Heat transfer and friction loss characteristics of pin fincooling configurations.”(ASME J.of Engineering for Gas Turbines and Power,1984,Vol.106,p246-251)等人，实验研究了不同扰流柱的高度、间距以及通道高度对换热和压力损失的影响，结果表明，合理的结构可以在保持高换热系数的同时，降低压力损失。这些因素中，柱高度(非贯通时)比柱间距的影响强，高度太小的扰流柱不可用；贯通通道的扰流柱换热系数大但阻力损失也高。

此外，美国东北大学学者M.E.Taslim等人对尾缘喷射冲击冷却做了一系列的基础研究。在文献“Experimental and Numerical Cross-Over Jet Impingement in anAirfoil Trailing-Edge Cooling Channel,ASME,GT2010-23521”中，作者进行了冲击孔与劈缝开口对齐和交错以及减少劈缝开口数量的数值与实验研究。研究结果表明，对比对齐与交错的例子，除了第一个和最后一个冲击靶面有不同的流动结构外，其它冲击射流均产生了相同的换热结果。对于阻塞劈缝，在其下游产生了二次流并且降低了目标靶面的换热系数。在现有公开的文献“Experimental and Numerical Cross-Over Jet Impingementin a Rib-Roughened Airfoil Trailing-Edge Cooling Channel,ASME, GT2011-45995”中，作者比较了在冲击靶面加肋与不加肋的换热特性。实验结果表明，肋的出现在冲击孔对应肋的下游换热增强了30％。此外，无论冲击靶面有无肋，冲击孔向下倾斜5度均产生了较高的换热系数。然而，无论是那种形式的冲击靶面形式，均有冲击孔入口处的压力损失和尾缘内不同冲击孔的冷却空气相互作用，以至于减弱了目标靶面的换热系数。

实用新型内容