[发明专利]一种低压驱动冲击冷却结构

说明书

本发明公开了一种低压驱动冲击冷却结构，该冷却结构包括层板冷却结构；所述层板冷却结构形成于双层壁叶片的冷气夹层处；所述层板冷却结构一端为高压区，所述层板冷却结构另一端为低压区；所述层板冷却结构的高压区处开设有冲击孔，所述层板冷却结构的低压区开设有驱动孔。本发明的冷却结构的前缘使用低压驱动的冲击冷却方法，前缘冷却结构通过叶身内部通道连接到叶背、尾缘等主流压力较低的区域，冲击后的冷气经由叶片内部通道整理后对叶背、尾缘等区域进行冷却，进一步节约冷气，前缘使用冲击冷却，冷却效果好，重复利用前缘冷气，在来流2000K的条件下，除前缘叶根的小部分区域外，叶片表面温度均可以冷却到1200K以下。

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种低压驱动冲击冷却结构。

背景技术

在航空发动机设计过程中，提高涡轮进口燃气温度是改善航空发动机性能的重要途径。相同发动机尺寸下，涡轮进口燃气温度每提高55℃，推力就能提高10％左右。目前，世界先进军用航空发动机涡轮进口燃气温度可以达到1970K，这样的温度是叶片材料无法承受的，且涡轮进口燃气温度的增长速度远远高于材料耐温程度的增长速度。因此，本领域的技术人员需要设计新型的冷却结构来适应不断提高的涡轮前温度。

目前，先进涡轮叶片冷却主要依赖层板等复合冷却结构，而层板冷却结构应用于涡轮叶片依然会遇到诸多问题，尤其是涡轮叶片的前缘区域。在涡轮叶片的前缘，主流燃气直接滞止导致叶片内外压差较小，冷气不易从气膜孔流出；另一方面，前缘的热负荷较大，工作条件恶劣，因此往往效果不佳。而在叶片实际工作过程中，因燃烧室来流不稳定，滞止区域经常向叶盆或叶背摆动。这导致前缘冷却结构冷气出流和冷却效果不稳定，叶片寿命减少。

因此，基于上述技术问题，本领域的技术人员亟需研发一种低压驱动冲击冷却结构。

发明内容

本发明的目的是提供一种冷却效果好、节省冷气、且冷却效果稳定的低压驱动冲击冷却结构。

为了实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

本发明的一种低压驱动冲击冷却结构，该冷却结构包括：

层板冷却结构；

所述层板冷却结构形成于双层壁叶片的冷气夹层处；

所述层板冷却结构一端为高压区，所述层板冷却结构另一端为低压区；

所述层板冷却结构的高压区处开设有冲击孔，所述层板冷却结构的低压区开设有驱动孔，开孔时应注意驱动孔的有效出口面积应略小于冲击孔的有效进口面积。

进一步的，所述层板冷却结构一端延伸至叶片前缘区域，所述层板冷却结构另一端延伸至叶背区域或尾缘区域；

所述叶片前缘区域被配置为所述高压区；

所述叶背区域或尾缘区域被配置为低压区。

进一步的，叶片内部形成有内部通道；

所述冲击孔和所述驱动孔通过所述内部通道连通；

流经所述冲击孔的冷气通过所述内部通道的整流流向所述低压区。

在上述技术方案中，本发明提供的一种低压驱动冲击冷却结构，具有以下有益效果：

本发明的冷却结构的前缘使用低压驱动的冲击冷却方法，前缘冷却结构通过叶身内部通道连接到叶背、尾缘等主流压力较低的区域，冲击后的冷气经由叶片内部通道整理后对叶背、尾缘等区域进行冷却，进一步节约冷气，前缘使用冲击冷却，冷却效果好，重复利用前缘冷气，在来流2000K的条件下，除前缘叶根的小部分区域外，叶片表面温度均可以冷却到1200K以下。

本发明的冷却结构应用于前缘，相较传统层板结构使用更少的冷气，实现了更好、更稳定的冷却效果。

附图说明