一种涡轮导叶非尾缘扩张型缝冷却结构

摘要

本发明涉及发动机冷却技术领域，提供了一种涡轮导叶非尾缘扩张型缝冷却结构，包括叶片基体；叶片基体的压力面上设置有若干第一冷却缝，叶片基体的吸力面上设置有若干第二冷却缝；第一冷却缝的出气端与第二冷却缝的出气端均朝向叶片基体的尾部设置，第一冷却缝的进气端与第二冷却缝的进气端均与叶片基体的内部空腔相连通。本发明提供的涡轮导叶非尾缘扩张型缝冷却结构，通过在叶片基体的压力面设置第一冷却缝，通过在叶片基体的吸力面设置第二冷却缝，使得叶片基体的上方区域形成冷却气膜；第一冷却缝与第二冷切缝均朝向叶片基体的尾部设置，有利于减小形成的冷却气膜中的气体的垂直分量，提高冷却效率。

权利要求

1.一种涡轮导叶非尾缘扩张型缝冷却结构，其特征在于，包括叶片基体；

所述叶片基体的压力面上设置有若干第一冷却缝，所述叶片基体的吸力面上设置有若干第二冷却缝；

所述第一冷却缝的出气端与所述第二冷却缝的出气端均朝向所述叶片基体的尾部设置，所述第一冷却缝的进气端与所述第二冷却缝的进气端均与所述叶片基体的内部空腔相连通；

所述第一冷却缝包括第一气体通道、第二气体通道与第一开口；

所述第一气体通道及所述第二气体通道均设置在所述叶片基体的内部；

所述第一气体通道沿所述叶片基体的尾部方向倾斜设置，所述第一气体通道的一端与所述空腔相连通，所述第一气体通道的另一端与所述第二气体通道的一端相连通；

所述第二气体通道与所述压力面平行设置，所述第二气体通道的另一端与所述第一开口相连通；

所述第一开口设置在所述压力面上，所述第一开口包括第一曲面，所述第一曲面向所述压力面的方向凹陷；

所述第二冷却缝包括第三气体通道、第四气体通道与第二开口；

所述第三气体通道及所述第四气体通道均设置在所述叶片基体的内部；

所述第三气体通道沿所述叶片基体的尾部方向倾斜设置，所述第三气体通道的一端与所述空腔相连通，所述第三气体通道的另一端与所述第四气体通道的一端相连通；

所述第四气体通道与所述吸力面平行设置，所述第四气体通道的另一端与所述第二开口相连通；

所述第二开口设置在所述吸力面上，所述第二开口包括第二曲面，所述第二曲面向所述吸力面的方向凹陷；

所述第一开口的宽度与所述第二开口的宽度均为a，所述第二气体通道的长度与所述第四气体通道的长度均为d，所述第二气体通道的扩张角度与所述第四气体通道的扩张角度均为α，以上参数的关系满足 其中，ρc为冷却气体的密度，ρg为主流气体的密度，cc为冷却气体的流速，cg为主流气体的流速。

2.根据权利要求1所述的涡轮导叶非尾缘扩张型缝冷却结构，其特征在于，所述第一冷却缝位于所述压力面的中部和/或靠近所述压力面的前缘的位置；

所述第二冷却缝位于所述吸力面的中部和/或靠近所述吸力面的前缘的位置。

3.根据权利要求1所述的涡轮导叶非尾缘扩张型缝冷却结构，其特征在于，所述第一开口还包括第一唇口，所述第一唇口与所述第一曲面相对设置，所述第一唇口与所述压力面垂直；

所述第二开口还包括第二唇口，所述第二唇口与所述第二曲面相对设置，所述第二唇口与所述吸力面垂直。

4.根据权利要求1所述的涡轮导叶非尾缘扩张型缝冷却结构，其特征在于，所述第二气体通道的横截面积与所述第四气体通道的横截面积均沿气体的流动方向逐渐增大。

5.根据权利要求4所述的涡轮导叶非尾缘扩张型缝冷却结构，其特征在于，所述第二气体通道沿气体流向所截面为等腰梯形；

所述第四气体通道沿气体流向所截面为等腰梯形。

6.根据权利要求1所述的涡轮导叶非尾缘扩张型缝冷却结构，其特征在于，所述空腔包括第一空腔与第二空腔；

与所述第一空腔相连通的所述第一冷却缝及所述第二冷却缝的数目均为一个；

与所述第二空腔相连通的所述第一冷却缝及所述第二冷却缝的数目均为一个。

说明书

一种涡轮导叶非尾缘扩张型缝冷却结构

技术领域

[0001] 本发明涉及发动机冷却技术领域，特别是涉及一种涡轮导叶非尾缘扩张型缝冷却结构。

背景技术

[0002] 航空发动机是我国国防现代化的重要装备，在未来攻防空天一体化为特征军事斗争中占有重要地位。作为我国在航空装备体系中最为重大的“短板”，航空发动机发展已成为我国航空人迫在眉睫的核心任务。为实现高性能，先进发动机的涡轮前进口温度已达到或超过了2000K，比高压涡轮叶片的金属材料的熔点要高出400多K，没有高效的控温冷却设计是不可想象的。我国的一些发动机的高温部件的寿命只有几百小时，和国外先进水平存在重大差距。热端部件的冷却技术作为航空发动机的关键技术之一，随着发动机推重比和综合性能的提高而显得越来越重要。为了能迅速提高我国在高温部件的冷却技术水平，使冷却技术能够充分满足航空发动机技术发展的需要，我国应大力开展航空发动机高性能的冷却技术研究工作。

[0003] 在航空发动机高温部件的冷却技术研究中，核心内容主要包含两个方面：一是尽量提高冷却的效果，把部件的最高温度控制在材料的许用温度内；另一方面就是要提高冷却的均匀性，使得高温部件具有较低的热应力，来满足航空发动机部件高可靠性和长寿命的要求。物体的热应力主要来源于温度的不均匀性，热应力也是造成高温部件损坏失效的主要因素之一。因此热应力水平的控制对高温部件的可靠性和寿命是具有重要影响。目前在航空发动机高温部件所采用的冷却方式主要采用气膜冷却。与其它冷却方式相比，气膜冷却可以在较大的区域面上获得比较好的冷却效果；但是冷流体射流射出后，因其垂直分量较大，与横向主流之间不匹配，会导致冷却效率下降，最终影响冷却效果。

发明内容

[0004] (一)要解决的技术问题

[0005] 本发明的目的是提供一种涡轮导叶非尾缘扩张型缝冷却结构，以解决现有技术或相关技术中的涡轮导叶冷却结构中的冷流体射流垂直分量大，与横向主流之间不匹配，导致冷却效率下降的技术问题。

[0006] (二)技术方案

[0007] 为了解决上述技术问题，本发明提供一种涡轮导叶非尾缘扩张型缝冷却结构，包括叶片基体；叶片基体的压力面上设置有若干第一冷却缝，叶片基体的吸力面上设置有若干第二冷却缝；第一冷却缝的出气端与第二冷却缝的出气端均朝向叶片基体的尾部设置，第一冷却缝的进气端与第二冷却缝的进气端均与叶片基体的内部空腔相连通。

[0008] 其中，第一冷却缝位于压力面的中部和/或靠近压力面的前缘的位置；第二冷却缝位于吸力面的中部和/或靠近吸力面的前缘的位置。

[0009] 其中，第一冷却缝包括第一气体通道、第二气体通道与第一开口；第一气体通道及第二气体通道均设置在叶片基体的内部；第一气体通道沿叶片基体的尾部方向倾斜设置，第一气体通道的一端与空腔相连通，第一气体通道的另一端与第二气体通道的一端相连通；第二气体通道与压力面平行设置，第二气体通道的另一端与第一开口相连通；第一开口设置在压力面上，第一开口包括第一曲面，第一曲面向压力面的方向凹陷；第二冷却缝包括第三气体通道、第四气体通道与第二开口；第三气体通道及第四气体通道均设置在叶片基体的内部；第三气体通道沿叶片基体的尾部方向倾斜设置，第三气体通道的一端与空腔相连通，第三气体通道的另一端与第四气体通道的一端相连通；第四气体通道与吸力面平行设置，第四气体通道的另一端与第二开口相连通；第二开口设置在吸力面上，第二开口包括第二曲面，第二曲面向吸力面的方向凹陷。

[0010] 其中，第一开口还包括第一唇口，第一唇口与第一曲面相对设置，第一唇口与压力面垂直；第二开口还包括第二唇口，第二唇口与第二曲面相对设置，第二唇口与吸力面垂直。

[0011] 其中，空腔包括第一空腔与第二空腔；与第一空腔相连通的第一冷却缝及第二冷却缝的数目均为一个；与第二空腔相连通的第一冷却缝及第二冷却缝的数目均为一个。

[0012] 其中，第二气体通道的横截面积与第四气体通道的横截面积均沿气体的流动方向逐渐增大。

[0013] 其中，第二气体通道沿气体流向所截面为等腰梯形；第四气体通道沿气体流向所截面为等腰梯形。

[0014] 其中，第一开口的宽度与第二开口的宽度均为a，第二气体通道的长度与第四气体通道的长度均为d，第二气体通道的扩张角度与第四气体通道的扩张角度均为α，上述关系满足 其中，ρc为冷却气体的密度，ρg为主流气体的密度，cc为冷却气体的流速，cg为主流气体的流速。

[0015] (三)有益效果

[0016] 本发明提供的涡轮导叶非尾缘扩张型缝冷却结构，通过在叶片基体的压力面设置第一冷却缝，使得从第一冷却缝内喷出的气体在压力面的表面形成冷却气膜；通过在叶片基体的吸力面设置第二冷却缝，使得从第二冷却缝内喷出的气体在吸力面的表面形成冷却气膜；第一冷却缝与第二冷切缝均朝向叶片基体的尾部设置，有利于减小形成的冷却气膜中的气体的垂直分量，提高冷却效率。

附图说明

[0017] 图1为本发明提供的涡轮导叶非尾缘扩张型缝冷却结构的一个实施例的整体结构示意图；

[0018] 图2为本发明提供的涡轮导叶非尾缘扩张型缝冷却结构的一个实施例的俯视图；

[0019] 图3为本发明提供的涡轮导叶非尾缘扩张型缝冷却结构的一个实施例的剖视图；

[0020] 图中，1-叶片基体；2-压力面；3-吸力面；4-第一冷却缝；5-第二冷却缝；6-第一空腔；7-第二空腔；8-第三气体通道；9-第四气体通道；10-第二开口。

具体实施方式

[0021] 下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。以下实例用于说明本发明，但不用来限制本发明的范围。

[0022] 在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

[0023] 如图1及图2所示，本发明提供一种涡轮导叶非尾缘扩张型缝冷却结构，包括叶片基体1；叶片基体1的压力面2上设置有若干第一冷却缝4，叶片基体1的吸力面3上设置有若干第二冷却缝5；第一冷却缝4的出气端与第二冷却缝5的出气端均朝向叶片基体1的尾部设置，第一冷却缝4的进气端与第二冷却缝5的进气端均与叶片基体1的内部空腔相连通。

[0024] 具体地，例如，叶片基体1内的空腔可以有多个，相邻的两个空腔之间设置隔板，阻挡相邻两个空腔内的气体相互流通；空腔位于吸力面3与压力面2之间，每一个空腔的一侧对应的压力面2上可以设置多个第一冷却缝4，每一个空腔的另一侧对应的吸力面3上可以设置多个第二冷却缝5，实际设置的数目可以根据涡轮导叶的尺寸来选取，以使得从第一冷却缝4与第二冷却缝5内吹出的气体能够更好的遮盖叶片基体1。

[0025] 本发明提供的涡轮导叶非尾缘扩张型缝冷却结构，通过在叶片基体1的压力面2设置第一冷却缝4，使得从第一冷却缝4内喷出的气体在压力面2的表面形成冷却气膜；通过在叶片基体1的吸力面3设置第二冷却缝5，使得从第二冷却缝5内喷出的气体在吸力面3的表面形成冷却气膜；第一冷却缝4与第二冷切缝均朝向叶片基体1的尾部设置，有利于减小形成的冷却气膜中的气体的垂直分量，提高冷却效率。

[0026] 进一步地，第一冷却缝4位于压力面2的中部或者靠近压力面2的前缘的位置；第二冷却缝5位于吸力面3的中部或者靠近吸力面3的前缘的位置。具体地，例如，可以在压力面2的正中间以及靠近压力面2的前缘的位置均设置第一冷却缝4，可以使得朝向叶片基体1的尾部吹出的气体更好的遮盖压力面2；可以在吸力面3的正中间或者靠近吸力面3的前缘的位置均设置第二冷却缝5，可以使得朝向叶片基体1的尾部吹出的气体更好的遮盖吸力面3，以提高对涡轮导叶的冷却效果。

[0027] 如图3所示，进一步地，第一冷却缝4包括第一气体通道、第二气体通道与第一开口；第一气体通道及第二气体通道均设置在叶片基体1的内部；第一气体通道沿叶片基体1的尾部方向倾斜设置，第一气体通道的一端与空腔相连通，第一气体通道的另一端与第二气体通道的一端相连通；第二气体通道与压力面2平行设置，第二气体通道的另一端与第一开口相连通；第一开口设置在压力面2上，第一开口包括第一曲面，第一曲面向压力面2的方向凹陷；第二冷却缝5包括第三气体通道8、第四气体通道9与第二开口10；第三气体通道8及第四气体通道9均设置在叶片基体1的内部；第三气体通道8沿叶片基体1的尾部方向倾斜设置，第三气体通道8的一端与空腔相连通，第三气体通道8的另一端与第四气体通道9的一端相连通；第四气体通道9与吸力面3平行设置，第四气体通道9的另一端与第二开口10相连通；第二开口10设置在吸力面3上，第二开口10包括第二曲面，第二曲面向吸力面3的方向凹陷。具体地，第一气体通道与第二气体通道之间的夹角可以根据叶片基体1的形状设置，由于第二气体通道的存在，可以使得从第一气体通道内吹出的气体在进入第二气体通道后，削弱气流在与压力面2垂直方向上的分量，第一开口的底部的第一曲面的弯曲度可以根据压力面2的弯曲度设计，可以提高从第一开口出去的气体与压力面2的贴合程度，有利于使得压力面2上方形成的冷却气膜的流向与主流气体的流向保持一致，提高冷却效果；第三气体通道8与第四气体通道9之间的夹角可以根据叶片基体1的形状设置，由于第四气体通道9的存在，可以使得从第三气体通道8内吹出的气体在进入第四气体通道9后，削弱气流在与吸力面3垂直方向上的分量，第二开口10的底部的第二曲面的弯曲度可以根据吸力面3的弯曲度设计，可以提高从第二开口10出去的气体与压力面2的贴合程度，有利于使得吸力面3上方形成的冷却气膜的流向与主流气体的流向保持一致，提高冷却效果。

[0028] 进一步地，第一开口还包括第一唇口，第一唇口与第一曲面相对设置，第一唇口与压力面2垂直；第二开口10还包括第二唇口，第二唇口与第二曲面相对设置，第二唇口与吸力面3垂直。

[0029] 进一步地，空腔包括第一空腔6与第二空腔7；与第一空腔6相连通的第一冷却缝4及第二冷却缝5的数目均为一个；与第二空腔7相连通的第一冷却缝4及第二冷却缝5的数目均为一个。

[0030] 进一步地，第二气体通道的横截面积与第四气体通道9的横截面积均沿气体的流动方向逐渐增大。具体地，例如，为了使得吹出的气体更加均匀的覆盖在压力面2的上方，可以保持第二气体通道的高度不变，沿气体的流动方向第二气体通道逐渐加宽，即第二气体通道的两个侧面向外倾斜，例如，倾斜的角度可以根据压力面2的宽度以及第二气体通道的长度设置。例如，第二气体通道沿气体流向所截面可以为等腰梯形。例如，为了使得吹出的气体更加均匀的覆盖在吸力面3的上方，可以保持第四气体通道9的高度b不变，沿气体的流动方向第四气体通道9逐渐加宽，即第四气体通道9的两个侧面向外倾斜，例如，倾斜的角度可以根据吸力面3的宽度以及第四气体通道9的长度设置。例如，第四气体通道9沿气体流向所截面可以为等腰梯形。

[0031] 进一步地，第一开口的宽度与第二开口10的宽度均为a，第二气体通道的长度与第四气体通道9的长度均为d，第二气体通道的扩张角度与第四气体通道9的扩张角度均为α，上述关系满足 其中，ρc为冷却气体的密度，ρg为主流气体的密度，cc为冷却气体的流速，cg为主流气体的流速。具体地，例如，第二气体通道的两个侧面与气体流动方向之间的夹角均为α，第四气体通道9的两个侧面与气体流动方向之间的夹角均为α；考虑到实际应用过程中，冷却气体的流速的如果太大，会使形成的冷却气膜中的冷流动量非常大，从而在与主流掺混的时候导致冷流击穿流道，阻碍主流的流动，干扰原有的气动设计。由此将影响涡轮的气动性能，进而影响发动机的做功能力，影响其寿命。

[0032] 由以上实施例可以看出，本发明提供的涡轮导叶非尾缘扩张型缝冷却结构，能够在叶片基体1的表面形成冷却气膜，且该冷却气膜中的冷却气体的垂直分量小，大大提高了冷却效率；通过控制冷却气膜中的冷流动量，在实现冷却效果的同时不影响涡轮的气动性能。

[0033] 以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。