[实用新型]一种涡轮冷却叶片尾缘结构

说明书

本申请公开了一种涡轮冷却叶片尾缘结构，所述尾缘结构自内腔至尾尖之间设置有多个冲击腔，在所述内腔与所述冲击腔之间以及相邻两个所述冲击腔之间均具有冲击通道，所述冲击通道与所述冲击腔相切，以及所述冲击通道之间相互平行，在所述尾尖与所述冲击腔之间具有出口通道。本申请的涡轮冷却叶片尾缘结构采用了冲击—涡冷结构，改变了流动方式，在尾缘内部形成了高速纵涡，使冷气与壁面的对流换热效果明显。通过仿真结果表明，本结构的换热能力与普通的扰流柱结构相比，在相同Re数下，换热能力大幅度提高，压力损失系数大大减少，综合性能和综合冷效大幅度提高。

技术领域

本申请属于航空发动机叶片设计领域，特别涉及一种涡轮冷却叶片尾缘结构。

背景技术

提高涡轮进口温度是提高发动机性能的重要途径之一，但是由于受到叶片材料耐温性能的限制，大多数涡轮叶片需采取有效的冷却措施加以保护，例如在涡轮叶片内部通以冷气对涡轮叶片进行降温。但受限于涡轮叶片结构及冷却技术，涡轮冷却叶片的尾缘部位仍是出现烧蚀现象较为频繁和严重的区域。

目前，对于涡轮冷却叶片的一般采用如下几种形式进行冷却：如图1所示的由扰流柱11和半劈缝12构成的尾缘结构；如图2所示的由扰流柱21和气膜孔22构成的尾缘结构；如图3所示的由带肋的劈缝通道21构成的尾缘结构等。在上述几种结构中，具有扰流柱结构的尾缘相对成熟，但铸造工艺繁琐，且冷却效果无法再次显著提升，难以满足当下更高温度的涡轮冷却叶片的需求。

发明内容

本申请的目的是提供了一种涡轮冷却叶片尾缘结构，以解决上述任一问题。

本申请的技术方案是：一种涡轮冷却叶片尾缘结构，所述尾缘结构自内腔至尾尖之间设置有多个冲击腔，在所述内腔与所述冲击腔之间以及相邻两个所述冲击腔之间均具有冲击通道，所述冲击通道与所述冲击腔相切，以及所述冲击通道之间相互平行，在所述尾尖与所述冲击腔之间具有出口通道。

在本申请中，多个所述冲击腔的面积自所述内腔至尾尖方向逐步减小。

在本申请中，所述出口通道自所述冲击腔至所述尾尖逐渐收缩。

本申请的涡轮冷却叶片尾缘结构采用了冲击—涡冷结构，改变了流动方式，在尾缘内部形成了高速纵涡，使冷气与壁面的对流换热效果明显。通过仿真结果表明，本结构的换热能力与普通的扰流柱结构相比，在相同Re数下，换热能力大幅度提高，压力损失系数大大减少，综合性能和综合冷效大幅度提高。

附图说明

为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。

图1为现有技术中带有扰流柱和劈缝的尾缘结构。

图2为现有技术中带有扰流柱和气膜孔的尾缘结构。

图3为现有技术中带肋通道劈缝的尾缘结构。

图4为本申请的涡轮冷却叶片尾缘结构。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。

为了解决现有技术中涡轮冷却叶片尾缘任意出现烧蚀等问题，提出了一种新的结构类型的尾缘结构，通过更改冷却结构改变换热方式，采用涡流冲击冷却，在相同用气量下提高冷效，满足更高涡轮进口温度需求，或者在涡轮进口温度不变时，减少冷气用量，提高涡轮效率。

因此，本申请提出的涡轮冷却叶片尾缘结构包括自内腔1至尾尖之间设置的多个圆形的冲击腔3，在内腔1与冲击腔3之间以及在相邻两个冲击腔3之间均具有的冲击通道4，冲击通道4与冲击腔3相切，其中多个冲击通道4之间相互平行，在尾尖与冲击腔3之间具有的出口通道5。其中，冲击腔3和冲击通道4的数量可根据实际情况增加或减少。