一种航空发动机涡轮导向叶片缘板冷却结构

摘要

本申请属于非变容式发动机设计技术领域，具体涉及一种航空发动机涡轮导向叶片缘板冷却结构，包括：缘板，其内具有空腔，其外侧壁具有多排冲击孔，其内侧壁具有多排气膜孔；多排扰流柱，在空腔内设置，支撑在外侧壁、内侧壁之间；其中，各排冲击孔与空腔连通，交错分布；各排气膜孔与空腔连通，交错分布；各排扰流柱，交错分布；每个冲击孔由四个扰流柱环绕；每个气膜孔由四个扰流柱环绕；相临近的冲击孔、气膜孔间，间隔一个扰流柱。

权利要求

1.一种航空发动机涡轮导向叶片缘板冷却结构，其特征在于，包括：缘板（1），其内具有空腔，其外侧壁具有多排冲击孔（3），其内侧壁具有多排气膜孔（4）；

多排扰流柱（2），在所述空腔内设置，支撑在所述外侧壁、内侧壁之间；

其中，

各排所述冲击孔（3）与所述空腔连通，交错分布；

各排所述气膜孔（4）与所述空腔连通，交错分布；

各排所述扰流柱（2），交错分布；

每个所述冲击孔（3）由四个扰流柱（2）环绕；

每个所述气膜孔（4）由四个扰流柱（2）环绕；

相临近的所述冲击孔（3）、气膜孔（4）间，间隔一个所述扰流柱（2）；

各排所述气膜孔（4）的出口向所述缘板（1）后端扩张；

所述冲击孔（3）的孔径为气膜孔（4）孔径的1.75～2.75倍；

所述扰流柱（2）的直径为气膜孔（4）孔径的2.5倍；

所述扰流柱（2）的间距为气膜孔（4）孔径的6～7.5倍；

各个所述扰流柱（2）的直径自中间部位向两端逐渐收缩。

2.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮导向叶片缘板冷却结构，其特征在于，缘板（1）的对角区域气膜孔（4）具有较高的密度分布。

3.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮导向叶片缘板冷却结构，其特征在于，所述空腔距离所述缘板（1）的边缘为所述气膜孔（4）孔径的3倍。

4.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮导向叶片缘板冷却结构，其特征在于，各排所述气膜孔（4）向所述缘板（1）后端倾斜。

说明书

一种航空发动机涡轮导向叶片缘板冷却结构

技术领域

[0001] 本申请属于非变容式发动机设计技术领域，具体涉及一种航空发动机涡轮导向叶片缘板冷却结构。

背景技术

[0002] 航空发动机中涡轮导向叶片的尖部、根部套接有缘板，缘板在航空发动机工作过程中承受较高的温度载荷，当前，为了保护缘板不受高温损伤，在缘板上开设多个气膜孔，通过气膜孔向缘板内通入冷却气，冷却其在缘板内侧壁面形成气膜，以此保护缘板不受高温损伤，如图1所示，该种技术方案存在以下缺陷：

[0003] 1）冷却效率较低，需耗费大量的冷却气；

[0004] 2）各处气膜孔均匀分布，缘板适配于叶型，整体呈菱形，对角区域难以进行有效冷却，易形成局部的高温区域，使缘板遭受高温损伤。

[0005] 鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

[0006] 需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

发明内容

[0007] 本申请的目的是提供一种航空发动机涡轮导向叶片缘板冷却结构，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

[0008] 本申请的技术方案是：

[0009] 一种航空发动机涡轮导向叶片缘板冷却结构，包括：

[0010] 缘板，其内具有空腔，其外侧壁具有多排冲击孔，其内侧壁具有多排气膜孔；

[0011] 多排扰流柱，在空腔内设置，支撑在外侧壁、内侧壁之间；

[0012] 其中，

[0013] 各排冲击孔与空腔连通，交错分布；

[0014] 各排气膜孔与空腔连通，交错分布；

[0015] 各排扰流柱，交错分布；

[0016] 每个冲击孔由四个扰流柱环绕；

[0017] 每个气膜孔由四个扰流柱环绕；

[0018] 相临近的冲击孔、气膜孔间，间隔一个扰流柱。

[0019] 根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机涡轮导向叶片缘板冷却结构中，冲击孔的孔径为气膜孔孔径的1.75～2.75倍；

[0020] 扰流柱的直径为气膜孔孔径的2.5倍。

[0021] 根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机涡轮导向叶片缘板冷却结构中，扰流柱的间距为气膜孔孔径的6～7.5倍。

[0022] 根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机涡轮导向叶片缘板冷却结构中，缘板的对角区域气膜孔具有较高的密度分布。

[0023] 根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机涡轮导向叶片缘板冷却结构中，空腔距离缘板的边缘为气膜孔孔径的3倍。

[0024] 根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机涡轮导向叶片缘板冷却结构中，各排气膜孔向缘板后端倾斜。

[0025] 根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机涡轮导向叶片缘板冷却结构中，各排气膜孔的出口向缘板后端扩张。

[0026] 根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机涡轮导向叶片缘板冷却结构中，各个扰流柱的直径自中间部位向两端逐渐收缩。

[0027] 本申请至少存在以下有益技术效果：

[0028] 提供一种航空发动机涡轮导向叶片缘板冷却结构，在航空发动机工作时，可通过各个冲击孔向空腔内通入冷却气，进入空腔的冷却气会对缘板内侧壁进行冲击冷却，形成湍流流动，在对应的扰流柱中间形成对冲涡系，形成旋向相反的通道涡，以此能够在空腔内进行充分的湍流换热，且能够回旋冲击缘板外侧壁，与外侧壁间进行对流扰动换热，增大了冷却气在空腔内的有效换热面积，最终冷却气经各排气膜孔排出，在缘板的内侧表面形成气膜，保护缘板不受高温损伤，对缘板具有较高的冷却效率，可极大降低对冷却气的消耗量。

附图说明

[0029] 图1是现有航空发动机涡轮导向叶片缘板冷却结构的示意图；

[0030] 图2是本申请实施例提供的航空发动机涡轮导向叶片缘板冷却结构的示意图；

[0031] 图3是图2的C‑C向剖视图；

[0032] 其中：

[0033] 1‑缘板；

[0034] 2‑扰流柱；

[0035] 3‑冲击孔；

[0036] 4‑气膜孔；

[0037] 5‑短对角区域；

[0038] 6‑长对角区域。

[0039] 为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本申请的限制。

具体实施方式

[0040] 为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。

[0041] 此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。

[0042] 此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，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，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。

[0043] 下面结合附图1至图3对本申请做进一步详细说明。

[0044] 一种航空发动机涡轮导向叶片缘板冷却结构，包括：

[0045] 缘板1，其内具有空腔，其外侧壁具有多排冲击孔3，其内侧壁具有多排气膜孔4；

[0046] 多排扰流柱2，在空腔内设置，支撑在外侧壁、内侧壁之间；

[0047] 其中，

[0048] 各排冲击孔3与空腔连通，交错分布；

[0049] 各排气膜孔4与空腔连通，交错分布；

[0050] 各排扰流柱2，交错分布；

[0051] 每个冲击孔3由四个扰流柱2环绕；

[0052] 每个气膜孔4由四个扰流柱2环绕；

[0053] 相临近的冲击孔3、气膜孔4间，间隔一个扰流柱2。

[0054] 对于上述实施例公开的航空发动机涡轮导向叶片缘板冷却结构，领域内技术人员可以理解的是，在航空发动机工作时，可通过各个冲击孔3向空腔内通入冷却气，进入空腔的冷却气会对缘板1内侧壁进行冲击冷却，形成湍流流动，在对应的扰流柱2中间形成对冲涡系，形成旋向相反的通道涡，以此能够在空腔内进行充分的湍流换热，且能够回旋冲击缘板1外侧壁，与外侧壁间进行对流扰动换热，增大了冷却气在空腔内的有效换热面积，最终冷却气经各排气膜孔排出，在缘板1的内侧表面形成气膜，保护缘板1不受高温损伤，对缘板1具有较高的冷却效率，可极大降低对冷却气的消耗量。

[0055] 对于上述实施例公开的航空发动机涡轮导向叶片缘板冷却结构，领域内技术人员还可以理解的是，其设计各排冲击孔3、气膜孔4、扰流柱2间叉排排列，且每个冲击孔3及其气膜孔4均由四个扰流柱2环绕，并有相临近的冲击孔3、气膜孔4间，间隔一个扰流柱2，以此保证进入空腔的冷却气能够充分湍流，且自各排气膜孔4排出在缘板1内侧表面能够具有较大的有效覆盖面积，以此能够进一步提高缘板1具有较高的冷却效率，以及降低对冷却气的消耗量。

[0056] 在一些可选的实施例中，上述的航空发动机涡轮导向叶片缘板冷却结构中，冲击孔3的孔径为气膜孔4孔径的1.75～2.75倍；

[0057] 扰流柱2的直径为气膜孔4孔径的2.5倍，气膜孔4的孔径可由相关技术人员在应用本申请公开的技术方案时，根据具体实际进行确定，以能够使进入空腔的冷却气充分湍流，增加流通能力，降低对冷却气排出的压损，以及使自各排气膜孔4排出的冷却气能够大范围覆盖缘板1内侧表面为目的。

[0058] 在一些可选的实施例中，上述的航空发动机涡轮导向叶片缘板冷却结构中，扰流柱2的间距为气膜孔4孔径的6～7.5倍，冲击孔3的间距、气膜孔4的间距为扰流柱2间距的两倍，以保证使进入空腔的冷却气能够充分湍流。

[0059] 在一些可选的实施例中，上述的航空发动机涡轮导向叶片缘板冷却结构中，缘板1的对角区域气膜孔4具有较高的密度分布，相应的冲击孔3、扰流柱2也具有较大的密度分布。

[0060] 航空发动机涡轮导向叶片缘板整体呈菱形，尤其是大弦长涡轮导向叶片的缘板呈细长的菱形，在航空发动机工作时其短对角区域5会形成最高的局部温度，同时长对角区域6最难进行冷却，上述实施例公开的航空发动机涡轮导向叶片缘板冷却结构中，设计缘板1的对角区域气膜孔4具有较高的密度分布，可相应增加在缘板1的对角区域排出的冷却气，以此能够有效对缘板1的对角区域进行能却，保护缘板1不遭受高温损伤。

[0061] 在一些可选的实施例中，上述的航空发动机涡轮导向叶片缘板冷却结构中，空腔距离缘板1的边缘为气膜孔4孔径的3倍。

[0062] 在一些可选的实施例中，上述的航空发动机涡轮导向叶片缘板冷却结构中，各排气膜孔4向缘板1后端倾斜，以此使自各排气膜孔4排出的冷却气顺涡轮内气流方向流动，能够在缘板1内侧表面顺涡轮内气流方向容易的形成气膜，保护缘板1不遭受高温损伤，以及能够降低对涡轮内气流流动的干扰，可在缘板1的后端顺利的汇入到涡轮内气流中。

[0063] 在一些可选的实施例中，上述的航空发动机涡轮导向叶片缘板冷却结构中，各排气膜孔4的出口向缘板1后端扩张，可以呈扇形、梯形等，以能够增加流通能力，降低对冷却气排出的压损，增加自各排气膜孔4排出的冷却气对缘板1内侧表面的有效覆盖面积。

[0064] 在一些可选的实施例中，上述的航空发动机涡轮导向叶片缘板冷却结构中，各个扰流柱2的直径自中间部位向两端逐渐收缩，即与缘板1内、外侧壁连接的部位具有较小的径向尺寸，以此能够降低对冷却气在空腔内流动的阻力，降低压损。

[0065] 说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

[0066] 至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。