[发明专利]一种涡轮叶片吸力面冷却结构

说明书

本申请属于航空发动机叶片领域，特别涉及一种涡轮叶片吸力面冷却结构。包括：冷却单元在叶片吸力面布置多个，在高度方向上，冷却单元通过隔肋分隔成多段，冷却单元设置有冲击区、横流区以及出口段，其中，冲击区开设有冲击孔以及与冲击孔连通的冲击腔；横流区设置有扰流柱，扰流柱之间具有扰流通道，扰流通道与冲击腔连通；出口段设置有节流柱，节流柱包括第一节流柱以及第二节流柱，第一节流柱与第二节流柱相邻的两个壁面呈同心圆形式，同心圆形式的两个壁面之间形成环形的节流通道，节流通道与扰流通道连通，出口段还开设有与节流通道连通的气膜缝；叶片内部的冷却气流依次经过冲击孔、冲击腔、扰流通道、节流通道后，由气膜缝流到叶片外部。

技术领域

本申请属于航空发动机叶片领域，特别涉及一种涡轮叶片吸力面冷却结构。

背景技术

随着航空技术的发展，航空发动机性能不断提升，涡轮前温度持续升高，涡轮前温度已从三代机的1700K级提高至了2000K级，极大地增加了涡轮叶片的热负荷；同时，为了追求发动机效率的提升，涡轮叶片的冷气用量却在不断减少。三四代机中普遍采用的复合冷却结构已经无法满足进口温度2000K以上时涡轮叶片的冷却需求。

当前绝大部分的复合冷却结构采用的是冲击对流+气膜的冷却方式，冷气通过导管上的冲击孔形成对基体内壁面的冲击冷却，而后，通过叶片上的气膜孔流出，形成对基体外壁面的气膜冷却。对于进口温度2000K以上的涡轮叶片而言，复合冷却结构存在以下不足：

a)受冷气用量和加工能力限制，综合冷却能力已基本达到极限；

b)冷气利用率较低，冷气用量偏高，冷气冲击壁面后直接从气膜孔排除，冷气在叶片内部停留时间短，温增有限；

c)单层壁结构，壁厚偏厚，导热热阻大，不利于叶片冷却；

d)普遍采用圆形气膜孔，气膜冷却效率较低。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本申请的目的是提供了一种涡轮叶片吸力面冷却结构，以解决现有技术存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

一种涡轮叶片吸力面冷却结构，包括：

冷却单元，所述冷却单元在叶片吸力面布置多个，在高度方向上，所述冷却单元通过隔肋分隔成多段，所述冷却单元设置有冲击区、横流区以及出口段，其中，

所述冲击区开设有冲击孔以及与所述冲击孔连通的冲击腔；

所述横流区设置有扰流柱，所述扰流柱之间具有扰流通道，所述扰流通道与所述冲击腔连通；

所述出口段设置有节流柱，所述节流柱包括第一节流柱以及第二节流柱，所述第一节流柱与所述第二节流柱相邻的两个壁面呈同心圆形式，同心圆形式的两个壁面之间形成环形的节流通道，所述节流通道与所述扰流通道连通，所述出口段还开设有与所述节流通道连通的气膜缝；

叶片内部的冷却气流依次经过冲击孔、冲击腔、扰流通道、节流通道后，由气膜缝流到叶片外部。

在本申请的至少一个实施例中，所述冷却单元沿叶片前缘至后缘依次设置4排。

在本申请的至少一个实施例中，所述冷却单元在高度方向上通过两个所述隔肋分隔成三段。

在本申请的至少一个实施例中，所述扰流柱呈菱形，多个所述扰流柱交错分布。

在本申请的至少一个实施例中，所述气膜缝为斜缝。

在本申请的至少一个实施例中，所述气膜缝的倾斜角度为45度。

发明至少存在以下有益技术效果：