[发明专利]一种具有气膜冷却结构的涡轮叶片

说明书

本发明涉及一种具有气膜冷却结构的涡轮叶片，包括：涡轮叶片本体以及设置在其内部的气膜冷却结构，涡轮叶片本体包括叶顶、叶根、叶片压力面和叶片吸力面，在叶片压力面与叶片吸力面的连接处分别形成叶片前缘和叶片尾缘；叶顶上开设有第一气孔和第二气孔，第一气孔和第二气孔均沿着涡轮叶片本体的高度方向，向叶根延伸，形成第一冷却通道和第二冷却通道，第一冷却通道和第二冷却通道的底部连通；第一冷却通道与叶片压力面、叶片吸力面和叶片前缘连接的壁面上设置有若干气膜通孔；第二冷却通道与叶片压力面连接的壁面上设置有若干气膜通孔。本发明的涡轮叶片，可以保证气膜尽可能多地全覆盖在叶片表面，对全叶片表面的冷却效果更好。

技术领域

本发明属于燃气轮机和航空航天发动机领域，具体涉及一种具有气膜冷却结构的涡轮叶片。

背景技术

为了提高燃气轮机或航空航天发动机热效率，进而提高发动机推力，增加入口主流燃气温度是最有效的方式之一。但是如今航空发动机燃烧室的出口温度已经远远超过涡轮叶片的耐受温度，需要设计合理高效的冷却方案以保证发动机涡轮的正常工作。

涡轮叶片的冷却主要分为内部冷却和外部冷却，外部冷却主要是指气膜冷却。气膜冷却的概念及主要原理于1971年提出，即在高温环境的叶片表面上的离散孔中引入二次气流(冷却气体)的形式，在表面上形成一层冷却气膜，将高温燃气与金属表面隔开，减小表面的热负荷，起到了保护叶片表面的作用。气膜冷却效率主要与气膜孔形状、气膜孔与壁面的夹角、气膜孔的长径比、吹风比、密度比等参数相关。气膜冷却的方式不止可以起到在外部隔绝高温燃气的作用，还可以通过内部的对流传热、冲击传热等方式强化对涡轮叶片的冷却。

目前，传统气膜冷却研究大多研究单排孔或双排孔的较多，该冷却结构对全叶片表面的冷却效果较差。

发明内容

为了解决现有技术中存在的上述问题，本发明提供了一种具有气膜冷却结构的涡轮叶片。本发明要解决的技术问题通过以下技术方案实现：

本发明提供了一种具有气膜冷却结构的涡轮叶片，包括：涡轮叶片本体以及设置在其内部的气膜冷却结构，其中，所述涡轮叶片本体包括叶顶、叶根以及位于所述叶顶与所述叶根之间的叶身，所述叶身由叶片压力面、和叶片吸力面围设而成，在所述叶片压力面与所述叶片吸力面的连接处分别形成叶片前缘和叶片尾缘；

所述叶顶上开设有第一气孔和第二气孔，所述第一气孔和所述第二气孔均沿着所述涡轮叶片本体的高度方向，向所述叶根延伸，形成第一冷却通道和第二冷却通道，所述第一冷却通道和所述第二冷却通道的底部连通；

所述第一冷却通道与所述叶片压力面、所述叶片吸力面和所述叶片前缘连接的壁面上设置有若干气膜通孔；

所述第二冷却通道与所述叶片压力面连接的壁面上设置有若干气膜通孔。

在本发明的一个实施例中，所述第一气孔靠近所述叶片前缘，作为冷却气体进口，所述第二气孔靠近所述叶片尾缘，作为冷却气体出口。

在本发明的一个实施例中，所述第一冷却通道与所述叶片前缘连接的壁面上设置的若干所述气膜通孔，形成第一气膜通孔组；

所述第一冷却通道与叶片压力面连接的壁面上设置的若干所述气膜通孔，形成第二气膜通孔组、第三气膜通孔组、第四气膜通孔组和第五气膜通孔组；

所述第一冷却通道与所述叶片吸力面连接的壁面上设置的若干所述气膜通孔，形成第七气膜通孔组和第八气膜通孔组；

所述第二冷却通道与所述叶片压力面连接的壁面上设置的若干所述气膜通孔，形成第六气膜通孔组；

其中，每组气膜通孔组中的若干所述气膜通孔均自上而下沿着所述涡轮叶片本体的高度方向平行排列。

在本发明的一个实施例中，所述气膜通孔的直径为0.6mm-1mm。