带有基于涡流效应气膜孔冷却结构的涡轮叶片

本发明属于航空发动机涡轮叶片冷却技术和传热技术领域，特别涉及一种带有基于涡流效应气膜孔冷却结构的涡轮叶片。

背景技术：

航空发动机推力的提高，很大程度上依赖于涡轮前总温t3的提高，根据有关研究结果显示，在航空发动机尺寸不变的条件下，涡轮前总温t3提高55k航空发动机的推力约可提高10％。目前，推重比为10的航空发动机压气机增压比已达到30，涡轮进口燃气温度接近2000k，远超金属材料的极限温度，因此受制于金属材料极限温度的增长，要保证涡轮叶片能够正常、可靠地长期工作，就必须对涡轮叶片进行有效的冷却。

气膜冷却的基本原理为，在涡轮叶片表面开设小孔，并沿一定方向向主气流中喷入冷气，在主气流的压力和摩擦力作用下，射流弯曲并覆盖于高温部件的表面，由此形成温度较低的冷气膜，以隔离开涡轮叶片与高温燃气，并带走部分高温燃气和对壁面的辐射热量，从而保护涡轮叶片。

涡流管的工作原理为，经过高压气体进入涡流管喷嘴，在喷嘴中膨胀并加速到音速，然后从切线方向射入涡流室，形成自由涡流。自由涡流的旋转角速度愈靠近中心愈大，由于角速度不同，在自由涡流的层与层之间就产生了摩擦。中心部分的气流速度最大，摩擦结果是将能量传递给外层角速度较低的气流，中心层部分的气流失去能量得到制冷需要的冷气流，外层部分的气流形成热气流。

技术实现要素：

为了解决上述问题，本发明的目的在于提供一种带有基于涡流效应气膜孔冷却结构的涡轮叶片。

为了达到上述目的，本发明提供的带有基于涡流效应气膜孔冷却结构的涡轮叶片包括涡轮叶片本体和至少一个设置在涡轮叶片本体内部的基于涡流效应的气膜孔冷却结构；所述的基于涡流效应的气膜孔冷却结构包括进气孔道、热气孔道、冷气孔道和涡流室；其中进气孔道的一端连接在涡流室的一个侧面上，另一端连接涡轮叶片本体中的内冷通道；热气孔道和冷气孔道的一端分别连接在涡流室上两个相对的侧面上，冷气孔道的另一端贯穿涡轮叶片本体的外侧面后与一个气膜孔相接，热气孔道的另一端贯穿涡轮叶片本体的外侧面后与另一个气膜孔相接或直接连接涡轮叶片本体中的内冷通道。

所述的气膜孔的截面为圆形、椭圆形或扇形，与冷气孔道相连接的气膜孔出口靠近位于其下游且冷却性能要求相对较高的壁面，而与热气孔道相连接的气膜孔出口则靠近位于其下游且冷却性能要求相对较低的壁面。

设置一个基于涡流效应的气膜孔冷却结构时，其具体位置需根据涡轮叶片的冷却要求来确定；设置多个基于涡流效应的气膜孔冷却结构时，多个基于涡流效应的气膜孔冷却结构在涡轮叶片本体上以交错或沿涡轮叶片本体弯曲弧线排布的方式间隔设置。

本发明提供的带有基于涡流效应气膜孔冷却结构的涡轮叶片具有如下有益效果：能够分离出温度相对更低的冷气流，针对于冷却性能要求相对较高的壁面提供温度更低的冷却气体，可有效改善冷气品质，提高气膜冷却效果，缓解涡轮叶片等热端部件的温度水平，提高航空发动机的整体效率。

附图说明

图1为本发明实施例1提供的带有基于涡流效应气膜孔冷却结构的涡轮叶片横向结构剖视图。

图2为本发明实施例2提供的带有基于涡流效应气膜孔冷却结构的涡轮叶片横向结构剖视图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。

实施例1

如图1所示，本实施例提供的带有基于涡流效应气膜孔冷却结构的涡轮叶片包括涡轮叶片本体5和至少一个设置在涡轮叶片本体5内部的基于涡流效应的气膜孔冷却结构；所述的基于涡流效应的气膜孔冷却结构包括进气孔道1、热气孔道2、冷气孔道3和涡流室4；其中进气孔道1的一端连接在涡流室4的一个侧面上，另一端连接涡轮叶片本体5中的内冷通道；热气孔道2和冷气孔道3的一端分别连接在涡流室4上两个相对的侧面上，另一端分别贯穿涡轮叶片本体5的外侧面后与一个气膜孔相接。

所述的气膜孔的截面为圆形、椭圆形或扇形，与冷气孔道3相连接的气膜孔出口靠近位于其下游且冷却性能要求相对较高的壁面，而与热气孔道2相连接的气膜孔出口则靠近位于其下游且冷却性能要求相对较低的壁面。

设置一个基于涡流效应的气膜孔冷却结构时，其具体位置需根据涡轮叶片的冷却要求来确定；设置多个基于涡流效应的气膜孔冷却结构时，多个基于涡流效应的气膜孔冷却结构在涡轮叶片本体5上以交错或沿涡轮叶片本体5弯曲弧线排布的方式间隔设置。

现将本实施例提供的带有基于涡流效应气膜孔冷却结构的涡轮叶片的工作原理阐述如下：

来自内冷通道中的高压气流首先经进气孔道1进入涡流室4。该高压气流将在涡流室4中发生涡流效应而分离成冷、热两股气流；然后冷气流将通过冷气孔道3引入与其相连的气膜孔，最后经该气膜孔出口喷出而对位于该气膜孔下游且冷却性能要求相对较高的壁面形成有效的气膜保护，热气流则通过热气孔道2引入与其相连的气膜孔，最后经该气膜孔出口喷出而对位于该气膜孔下游且冷却性能要求相对较低的壁面形成有效的气膜保护。

实施例2：

如图2所示，本实施例提供的带有基于涡流效应气膜孔冷却结构的涡轮叶片与实施例1提供的带有基于涡流效应气膜孔冷却结构的涡轮叶片基本结构相同，唯一不同的是热气孔道2的另一端连接涡轮叶片本体5中的内冷通道。

现将本实施例提供的带有基于涡流效应气膜孔冷却结构的涡轮叶片的工作原理阐述如下：

来自内冷通道中的高压气流首先经进气孔道1进入涡流室4。该高压气流将在涡流室4中发生涡流效应而分离成冷、热两股气流；然后冷气流将通过冷气孔道3引入与其相连的气膜孔，最后经该气膜孔出口喷出而对位于该气膜孔下游且冷却性能要求相对较高的壁面形成有效的气膜保护，热气流则通过热气孔道2引入与其相连的内冷通道而对涡轮叶片本体5进行内部冷却。

技术特征：

1.一种带有基于涡流效应气膜孔冷却结构的涡轮叶片，其特征在于：所述的带有基于涡流效应气膜孔冷却结构的涡轮叶片包括涡轮叶片本体(5)和至少一个设置在涡轮叶片本体(5)内部的基于涡流效应的气膜孔冷却结构；所述的基于涡流效应的气膜孔冷却结构包括进气孔道(1)、热气孔道(2)、冷气孔道(3)和涡流室(4)；其中进气孔道(1)的一端连接在涡流室(4)的一个侧面上，另一端连接涡轮叶片本体(5)中的内冷通道；热气孔道(2)和冷气孔道(3)的一端分别连接在涡流室(4)上两个相对的侧面上，冷气孔道(3)的另一端贯穿涡轮叶片本体(5)的外侧面后与一个气膜孔相接，热气孔道(2)的另一端贯穿涡轮叶片本体(5)的外侧面后与另一个气膜孔相接或直接连接涡轮叶片本体(5)中的内冷通道。

2.根据权利要求1所述的带有基于涡流效应气膜孔冷却结构的涡轮叶片，其特征在于：所述的气膜孔的截面为圆形、椭圆形或扇形，与冷气孔道(3)相连接的气膜孔出口靠近位于其下游且冷却性能要求相对较高的壁面，而与热气孔道(2)相连接的气膜孔出口则靠近位于其下游且冷却性能要求相对较低的壁面。

3.根据权利要求1所述的带有基于涡流效应气膜孔冷却结构的涡轮叶片，其特征在于：设置一个基于涡流效应的气膜孔冷却结构时，其具体位置需根据涡轮叶片的冷却要求来确定；设置多个基于涡流效应的气膜孔冷却结构时，多个基于涡流效应的气膜孔冷却结构在涡轮叶片本体(5)上以交错或沿涡轮叶片本体(5)弯曲弧线排布的方式间隔设置。

技术总结
一种带有基于涡流效应气膜孔冷却结构的涡轮叶片。其包括涡轮叶片本体和至少一个设置在涡轮叶片本体内部的基于涡流效应的气膜孔冷却结构；气膜孔冷却结构包括进气孔道、热气孔道、冷气孔道和涡流室；本发明提供的带有基于涡流效应气膜孔冷却结构的涡轮叶片具有如下有益效果：能分离出温度相对更低的冷气流，针对于冷却性能要求相对较高的壁面提供温度更低的冷却气体，可有效改善冷气品质，提高气膜冷却效果，缓解涡轮叶片等热端部件的温度水平，提高航空发动机的整体效率。

技术研发人员：张宗卫;靳合龙;姜浩然;刘聪;周志豪;李立涛;陈钊鑫;谷思阳
受保护的技术使用者：中国民航大学;天津市振兴化工有限责任公司
技术研发日：2021.03.25
技术公布日：2021.05.11