[实用新型]一种基于燃气涡轮叶片的尾缘偏劈缝结构

说明书

本实用新型提出了一种基于燃气涡轮叶片的尾缘偏劈缝结构，设置在燃气涡轮叶片的叶片主体尾缘；该尾缘偏劈缝结构包括一偏劈缝和至少一对整流片；前缘的一端连接一吸力面侧，前缘的另一端连接一压力面侧；压力面侧短于吸力面侧；叶片尾缘处压力面侧和吸力面侧围成出流缝；出流缝位于扰流柱的后侧；整流片位于出流缝中并沿出流缝的深度方向分布；沿出流缝的深度方向，整流片之间形成冷气通道。本实用新型可同时考虑到气动力学与冷却问题，不仅使得燃气涡轮叶片的尾缘厚度大幅减小，降低压力面侧的气流温度；同时可增强压力面侧的换热能力。

技术领域

本实用新型属于涉及燃气涡轮叶片设计领域，尤其涉及一种基于燃气涡轮叶片的尾缘偏劈缝结构。

背景技术

燃气涡轮叶片是航空发动机中重要组成部分，其尾缘部分不仅是保证其寿命的关键位置之一，同时也是影响叶片冷却效率的重要区域。燃气涡轮将气体的内能转化为机械能，是发动机中高温燃气膨胀作功的部位。运行时，燃气涡轮各部分温度极高，且随着功重比的不断提高，可以预见的是，未来的燃气涡轮叶片的发展趋势为接收更多热量，耐受更高温度。“接收更多热量，耐受更高温度”这一发展趋势势必导致燃气涡轮叶片燃烧时所需的空气量增大、燃烧温度升高、用于燃气涡轮叶片冷却的空气量减少。此外，由于压比的增大以及经过叶片内冷通道升温也会导致冷却空气品质下降。因此，上述燃气涡轮的设计趋势，势必导致作为燃气涡轮关键部件的叶片尾缘极易烧蚀。因此，燃气涡轮设计过程中，对燃气涡轮尾缘的冷却提出了更高的要求。

经研究发现，尾缘处气动与冷却的矛盾突出：从气动方向考虑，为了减小叶片尾迹大小，减小流阻，需要减小尾缘厚度；而从冷却方面，尾缘厚度过小，难以安排冷却结构，提供尾缘所需的冷气流量。因此，有关涡轮叶片尾缘部分的具体冷却结构的研究尚待补充。

发明内容

本实用新型的目的在于提供一种基于燃气涡轮叶片的尾缘偏劈缝结构，同时考虑到气动力学与冷却问题，不仅可以使得燃气涡轮叶片的尾缘厚度大幅减小，降低压力面侧的气流温度；同时可增强压力面侧的换热能力，尾缘处吸力面侧的部分热量传入压力面侧，由冷却气流带走。为实现上述目的，本实用新型采用如下技术方案：

一种基于燃气涡轮叶片的尾缘偏劈缝结构，设置在燃气涡轮叶片的叶片主体尾缘；所述叶片主体具有前缘和位于所述前缘后侧的扰流柱；所述前缘的一端连接一吸力面侧，所述前缘的另一端连接一压力面侧；

所述尾缘偏劈缝结构包括一出流缝和至少一对整流片；

所述压力面侧短于所述吸力面侧；所述压力面侧和吸力面侧围成所述出流缝；所述出流缝位于所述扰流柱的后侧；

所述整流片位于所述出流缝中并沿所述出流缝的深度方向分布；所述整流片嵌设在所述吸力面侧和压力面侧之间；沿所述偏劈缝的深度方向，所述整流片之间形成冷气通道。

优选地，所述整流片包括前半圆段、后半圆段、连接所述前半圆段和后半圆段的平直段；所述前半圆段的半径大于所述后半圆段的半径。

优选地，所述前半圆段的半径为0.45mm-0.65mm；所述后半圆段的半径为0.25mm-0.35mm。

优选地，所述平直段沿圆心连线方向的投影长度为3mm-5mm。

优选地，出流缝的横向宽度为0.42mm-0.48mm，流向长度为5mm-6mm，深度为16mm。

优选地，所述整流片之间的后侧夹角为9°~13°。

本实用新型还提出了一种基于燃气涡轮叶片的尾缘偏劈缝结构的冷却方法，包括以下步骤：

步骤1：于燃烧室掺混燃烧后的高温燃气流过涡轮叶片的叶片主体，首先到达叶片前缘，之后分别从吸力面侧、压力面侧经过；