[发明专利]涡轮叶片中部圆角过渡冲击加气膜组合冷却结构

摘要

本发明公开了一种应用于航空发动机涡轮叶片中部的圆角过渡冲击加气膜的组合冷却结构，该冷却结构为在叶片的外表面布置直径为1.0mm～1.5mm的气膜孔，每排气膜孔展向的个数为10～20个，在叶片内部气膜孔的下游区域布置有与气膜孔数量相同的冲击孔，冲击孔的进口处采用圆角过渡，圆角半径为0.3～0.6mm。通过圆角过渡的冲击孔来减小流动阻力，同时保证冲击孔的出口速度不会降低，在叶片内表面形成大面积的高冷却区域，同时与叶片外部稀疏排列的气膜孔所形成的气膜保护区域相组合，来共同满足叶片冷却的要求。经过三维数值仿真的结果表明，该叶片的冷却效果可以达到0.7以上，同时由于该冷却结构的特点，可以明显的减小气动损失，并且其流动阻力明显低于普通的涡轮叶片。

主权项

1.一种应用于航空发动机涡轮叶片中部的圆角过渡冲击加气膜的组合冷却结构，它包括：气膜孔与冲击孔，其特征在于：在叶片的外表面布置直径为1.0mm～1.5mm的气膜孔(1)，每排气膜孔展向的个数为10～20个，在叶片内部气膜孔的下游区域布置有与气膜孔数量相同的冲击孔(2)，冲击孔的进口处采用圆角过渡，圆角半径为0.3～0.6mm，冲击孔出口处没有圆角，保持垂直入射，冲击孔布置在相对应的气膜孔的下游7～10倍冲击孔直径的范围内，且处在两气膜孔之间，冲击孔与气膜孔交错排列，气膜孔的直径为冲击孔出口处直径的2～2.5倍，且气膜孔的展向间距为气膜孔直径的4～5倍。