[发明专利]一种涡轮叶片分离横向回转再交汇式冷却结构

说明书

本发明属于航空发动机涡轮冷却技术领域，涉及涡轮叶片分离横向回转再交汇式冷却结构，所述的冷却结构的空心涡轮叶片内部设有内腔冷气通道，供低温冷却气体在叶片内部流动，对叶片进行冷却。叶片尾缘沿径向均布人字型隔肋和C字型隔肋，两者交错组合引导气流进行分离横向回转再交汇。相邻的两个C字型肋之间形成冷气分离通道且其宽度为D₁，冷气在该通道内向下游流动后分离为分别流向叶根和叶尖的两股气流，并分别在两个冷气回转通道内进行第一次180°回转，向来流方向的反向流动。本发明的每股冷气均需要完成多次转折后才能经尾缘劈缝后流出，其流动距离相对于常规结构增加了约40％，从而提高对冷气的利用率，以及降低叶片的温度。

技术领域

本发明属于航空发动机涡轮冷却技术领域，涉及涡轮叶片分离横向回转再交汇式冷却结构。

背景技术

对于航空发动机和燃气轮机，提高其涡轮前燃气温度可以大幅提高装置的效能，但由于燃气环境温度远远高于当前材料的承受能力，故由此引发了涡轮叶片的冷却问题。目前对于涡轮叶片普遍采用中空设计，并利用冷却气在其内部的强化对流换热带走热量，以及排出叶片时形成气膜覆盖隔绝燃气加热，是涡轮叶片冷却问题的主要解决手段。同时叶片“内部换热面积更大”、“冷气流动阻力更小”、“换热效率更高”、“气膜覆盖面积更大”、“对结构强度破坏更小”等是叶片冷却设计的重点和所追求的目标。涡轮叶片的尾缘区域，同时受到叶片盆侧和背侧两方面燃气的加热，加之结构上较薄难以形成中空冷却结构，因此是叶片中较难冷却的区域，同时也是在工作中壁面温度较高和容易发生烧蚀的区域，是叶片冷却设计中需要重点解决的难题。目前叶片尾缘冷却常采用半开的直接排气劈缝结构，该结构可以把叶片内部冷却通道中沿径向流动的冷气转成沿弦向，在通道壁面和肋结构处形成强化对流冷却后，再从叶片盆侧边缘的窄缝(称为劈缝)中排出，并对尾缘局部形成气膜覆盖隔绝燃气的加热。典型的结构如图1所示，包括空心涡轮叶片，内腔冷气通道供低温冷却气体在叶片内部流动，对叶片进行冷却，尾缘劈缝直肋并排排列形成尾缘排气劈缝通道供冷气从尾缘劈缝排出。此类尾缘劈缝冷却结构只靠尾缘隔肋对冷气进行扰动，冷气和尾缘的换热面积较小，流动的距离较短，冷却效果较低。

发明内容

针对现有直接排气尾缘劈缝冷却技术存在的不足，本发明提供了一种涡轮叶片分离横向回转再交汇式冷却结构，该结构可以增加对冷却气流的扰动，增加换热面积，延长冷气的流动距离，并提高综合冷却效果、以及降低叶片温度水平。

本发明为取得上述效果采用了如下技术方案：

一种涡轮叶片分离横向回转再交汇式冷却结构，包括人字型隔肋、C字型隔肋、J字型隔肋、尾缘劈缝直肋交错组合，如图2所示。