CN111764967B - 涡轮叶片尾缘冷却结构 - Google Patents

Abstract

本公开提供一种涡轮叶片尾缘冷却结构，属于涡轮叶片冷却技术领域，涡轮叶片尾缘冷却结构包括：涡轮叶片本体和设置于涡轮叶片本体的供气腔、第一冲击腔、第二冲击腔和排气孔；供气腔设置于涡轮叶片本体尾缘内部，供气腔设有冷气入口，排气孔设置于涡轮叶片本体尾缘端部，第一冲击腔和第二冲击腔沿涡轮叶片本体的弦长方向依次排列设置于供气腔与排气孔之间；供气腔与第一冲击腔之间设置有第一隔板，第一隔板贯穿设置有多个第一冲击孔，第一冲击腔与第二冲击腔之间设置有第二隔板，第二隔板贯穿设置有多个第二冲击孔，多个第一冲击孔与多个第二冲击孔错位分布。本公开的涡轮叶片尾缘冷却结构，其换热系数高、冷却效果好。

Description

涡轮叶片尾缘冷却结构

技术领域

本公开涉及涡轮叶片冷却技术领域，尤其涉及一种涡轮叶片尾缘冷却结构。

背景技术

先进航空发动机发展的关键是提高涡轮前温度，而越来越高的涡轮前进口温度需要发展更为先进的冷却技术。现有航空发动机涡轮叶片中基本冷却形式包括对流冷却、冲击冷却及气膜冷却等，大部分冷却叶片中采用其中一种或多种冷却形式的复合冷却设计。其中，对流冷却与气膜冷却组合、冲击冷却与气膜冷却组合是最常用的冷却方式。

在涡轮叶片尾缘区(尾缘区一般定义为距离叶片出气边50％左右的弦长以内的区域)的冷却设计中，常见的冷却技术方案采用柱肋组合结构，或柱肋加气膜组合结构。其具体实现方案为，叶片尾缘区的内腔设计密集的扰流柱阵列，扰流柱贯穿内腔连接叶片叶盆侧和叶背侧，一方面增大内腔换热面积，另一方面可强化内腔冷气流动增强换热。随着涡轮前温度水平不断提高，现有的叶片尾缘区柱肋冷却结构换热能力已难以满足随之增加的热负荷。

所述背景技术部分公开的上述信息仅用于加强对本公开的背景的理解，因此它可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。

发明内容

本公开的目的在于提供一种涡轮叶片尾缘冷却结构，其换热系数高、冷却效果好。

为实现上述发明目的，本公开采用如下技术方案：

根据本公开的第一个方面，本公开提供一种涡轮叶片尾缘冷却结构，包括：

涡轮叶片本体和设置于所述涡轮叶片本体的供气腔、第一冲击腔、第二冲击腔和排气孔；

所述供气腔设置于所述涡轮叶片本体尾缘内部，所述供气腔设有冷气入口，所述排气孔设置于所述涡轮叶片本体尾缘端部，所述第一冲击腔和所述第二冲击腔沿所述涡轮叶片本体的弦长方向依次排列设置于所述供气腔与所述排气孔之间；

所述供气腔与所述第一冲击腔之间设置有第一隔板，所述第一隔板贯穿设置有多个第一冲击孔，所述多个第一冲击孔连通所述供气腔与所述第一冲击腔，所述第一冲击腔与所述第二冲击腔之间设置有第二隔板，所述第二隔板贯穿设置有多个第二冲击孔，所述多个第二冲击孔连通所述第一冲击腔与所述第二冲击腔，所述多个第一冲击孔与所述多个第二冲击孔错位分布。

在本公开示例性实施例中，所述第一冲击腔在所述涡轮叶片本体弦长方向上的冲击距离≤所述第二冲击腔在所述涡轮叶片本体弦长方向上的冲击距离。

在本公开示例性实施例中，所述第一冲击腔在与所述涡轮叶片本体弦长方向垂直方向上的截面面积≥所述第二冲击腔在与所述涡轮叶片本体弦长方向垂直方向上的截面面积。

在本公开示例性实施例中，所述第一冲击孔的孔径≥所述第二冲击孔的孔径。

在本公开示例性实施例中，所述多个第一冲击孔的孔面积之和≥所述多个第二冲击孔的孔面积之和。

在本公开示例性实施例中，所述供气腔的壁面设置有扰流肋，所述扰流肋凸出所述供气腔的壁面并与所述第一隔板形成一夹角。

在本公开示例性实施例中，所述扰流肋包括第一扰流肋和第二扰流肋，所述第一扰流肋设置于所述供气腔的靠近所述涡轮叶片本体叶背侧的壁面，所述第二扰流肋设置于所述供气腔的靠近所述涡轮叶片本体叶盆侧的壁面，所述第一扰流肋与所述第二扰流肋错位分布。

在本公开示例性实施例中，所述扰流肋靠近所述第一隔板的一端向所述涡轮叶片本体叶根方向倾斜，所述扰流肋的另一端向远离所述涡轮叶片本体叶根方向倾斜，所述扰流肋与所述第一隔板形成的夹角为45°～60°。

在本公开示例性实施例中，所述第一冲击孔包括靠近所述涡轮叶片本体叶尖部位的叶尖冲击孔和靠近所述涡轮叶片本体叶根部位的叶根冲击孔，以及位于所述叶尖冲击孔和所述叶根冲击孔之间的中部冲击孔，所述叶尖冲击孔的孔径≤所述中部冲击孔的孔径≤所述叶根冲击孔的孔径。

在本公开示例性实施例中，所述涡轮叶片尾缘冷却结构还包括叶尖气膜孔，所述叶尖气膜孔排列设置于所述涡轮叶片本体的叶尖部位，所述供气腔、所述第一冲击腔和所述第二冲击腔通过所述叶尖气膜孔与外界连通。

在本公开示例性实施例中，所述涡轮叶片尾缘冷却结构还包括第三冲击腔，所述第三冲击腔设置于所述第二冲击腔与所述排气孔之间，所述第二冲击腔与所述第三冲击腔之间设置有第三隔板，所述第三隔板贯穿设置有多个第三冲击孔，所述多个第三冲击孔连通所述第二冲击腔与所述第三冲击腔，所述多个第二冲击孔与所述多个第三冲击孔错位分布。

在本公开示例性实施例中，所述第一冲击腔在所述涡轮叶片本体弦长方向上的冲击距离≤所述第二冲击腔在所述涡轮叶片本体弦长方向上的冲击距离≤所述第三冲击腔在所述涡轮叶片本体弦长方向上的冲击距离；所述第一冲击腔在与所述涡轮叶片本体弦长方向垂直方向上的截面面积≥所述第二冲击腔在与所述涡轮叶片本体弦长方向垂直方向上的截面面积≥所述第三冲击腔在与所述涡轮叶片本体弦长方向垂直方向上的截面面积。

在本公开示例性实施例中，所述第一冲击孔的孔径≥所述第二冲击孔的孔径≥所述第三冲击孔的孔径；所述多个第一冲击孔的孔面积之和≥所述多个第二冲击孔的孔面积之和≥所述多个第三冲击孔的孔面积之和。

在本公开示例性实施例中，所述第一冲击腔在所述涡轮叶片本体弦长方向上的冲击距离/所述第一冲击孔的孔径＝2.0～3.5；所述第二冲击腔在所述涡轮叶片本体弦长方向上的冲击距离/所述第二冲击孔的孔径＝3.0～4.5；所述第三冲击腔在所述涡轮叶片本体弦长方向上的冲击距离/所述第三冲击孔的孔径＝4.0～6.0。

本公开提供的涡轮叶片尾缘冷却结构，包括供气腔、第一冲击腔和第二冲击腔，冷气经由供气腔进入第一冲击腔和第二冲击腔0后，通过排气孔排出。本公开中冷气在第一冲击腔和第二冲击腔内部冲击壁面进行冲击换热，该种换热方式换热系数更高、换热效果更好。第一冲击孔和第二冲击孔错位分布，当第一冲击腔内的冷气流入第二冲击腔内时，错位分布方式一方面可延长冷气在第一冲击腔内的流动时长，另一方面可以增强冷气在第一冲击腔内的冲击效果，从而提高冷却效果。

附图说明

通过参照附图详细描述其示例实施方式，本公开的上述和其它特征及优点将变得更加明显。

图1是本公开示例性实施例中涡轮叶片本体结构示意图；

图2是本公开示例性实施例中涡轮叶片尾缘冷却结构结构示意图；

图3是图2中本公开示例性实施例中涡轮叶片尾缘冷却结构A-A方向剖视图；

图4是图3中本公开示例性实施例中涡轮叶片尾缘冷却结构B-B方向截面图；

图5是本公开示例性实施例中涡轮叶片尾缘冷却结构扰流肋分布示意图；

图6是本公开示例性实施例中第一冲击孔结构示意图；

图7是本公开另一示例性实施例中第一冲击孔结构示意图；

图8是本公开示例性实施例中排气孔结构示意图；

图9是本公开另一示例性实施例中涡轮叶片尾缘冷却结构结构示意图；

图10是本公开另一示例性实施例中涡轮叶片尾缘冷却结构另一角度结构示意图；

图11是图10中本公开另一示例性实施例中涡轮叶片尾缘冷却结构C-C方向剖视图。

图中主要元件附图标记说明如下：

涡轮叶片本体10、供气腔100、扰流肋110、第一扰流肋111、第二扰流肋112、第一冲击腔200、第二冲击腔300、排气孔400、第一隔板500、第一冲击孔510、叶尖冲击孔511、中部冲击孔512、叶根冲击孔513、第二隔板600、第二冲击孔610、第三冲击腔700、第三隔板800、第三冲击孔810、叶尖气膜孔900。

具体实施方式

现在将参考附图更全面地描述示例实施例。然而，示例实施例能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施例使得本公开将更加全面和完整，并将示例实施例的构思全面地传达给本领域的技术人员。所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施例中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本公开的实施例的充分理解。

在图中，为了清晰，可能夸大了区域和层的厚度。在图中相同的附图标记表示相同或类似的结构，因而将省略它们的详细描述。

所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施例中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本公开的实施例的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本公开的技术方案而没有所述特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组元、材料等。在其它情况下，不详细示出或描述公知结构、材料或者操作以避免模糊本公开的主要技术创意。

当某结构在其它结构“上”时，有可能是指某结构一体形成于其它结构上，或指某结构“直接”设置在其它结构上，或指某结构通过另一结构“间接”设置在其它结构上。

用语“一个”、“一”、“所述”用以表示存在一个或多个要素/组成部分/等；用语“包括”和“具有”用以表示开放式的包括在内的意思并且是指除了列出的要素/组成部分/等之外还可存在另外的要素/组成部分/等。用语“第一”和“第二”等仅作为标记使用，不是对其对象的数量限制。

相关技术中，在叶片尾缘冷却中，主要采用柱肋组合冷却结构。该结构主要是采用密集的扰流柱连接叶片的叶盆和叶背，通过冷气流动扰流强化内腔换热。该结构的缺点包括如下三方面：1)冷却能力不足，在扰流柱阵列中，主要是第一排扰流柱换热系数较高，第二排之后的流动已处于较为紊乱状态，冲击效果减弱，扰流柱的强化换热能力比较有限，从而导致叶片尾缘区沿弦向的换热分布均匀性较差。2)叶片结构较重，密集的扰流柱阵列导致涡轮叶片的空心率较小，叶片结构重量较大，导致叶片重心调整难度较大。3)大冷气量下流通能力受限，在大冷气量下，扰流柱阵列的流动阻力急剧增大，导致冷气在有限的进出口压差下可流通的流量受限。最后一排扰流柱处于叶盆与叶背相距最窄区，该流通面积直接决定了冷气可流通的总流量，可调节程度差，设计灵活度不高。

如图1至图4所示，本公开提供一种涡轮叶片尾缘冷却结构，包括涡轮叶片本体10和设置于涡轮叶片本体10的供气腔100、第一冲击腔200、第二冲击腔300和排气孔400；供气腔100设置于涡轮叶片本体10尾缘内部，供气腔100设有冷气入口，排气孔400设置于涡轮叶片本体10尾缘端部，第一冲击腔200和第二冲击腔300沿涡轮叶片本体10的弦长方向依次排列设置于供气腔100与排气孔400之间；供气腔100与第一冲击腔200之间设置有第一隔板500，第一隔板500贯穿设置有多个第一冲击孔510，多个第一冲击孔510连通供气腔100与第一冲击腔200，第一冲击腔200与第二冲击腔300之间设置有第二隔板600，第二隔板600贯穿设置有多个第二冲击孔610，多个第二冲击孔610连通第一冲击腔200与第二冲击腔300，多个第一冲击孔510与多个第二冲击孔610错位分布。

本公开提供的涡轮叶片尾缘冷却结构，包括供气腔100、第一冲击腔200和第二冲击腔300，冷气经由供气腔100进入第一冲击腔200和第二冲击腔300后，通过排气孔400排出。本公开中冷气在第一冲击腔200和第二冲击腔300内部冲击壁面进行冲击换热，该种换热方式换热系数更高。第一冲击孔510和第二冲击孔610错位分布，当第一冲击腔200内的冷气流入第二冲击腔300内时，错位分布方式一方面可延长冷气在第一冲击腔200内的流动时长，另一方面可以增强冷气在第一冲击腔200内的冲击效果，从而提高冷却效果。

如图1至图4所示，在本公开一示例性实施例中，公开一种涡轮叶片尾缘冷却结构，适用于航空发动机及燃气轮机的涡轮工作叶片，具体是用于涡轮工作叶片的尾缘区域冷却。涡轮叶片尾缘区域一般指距离叶片出气边50％弦长以内的区域。在本公开一示例性实施例中，涡轮叶片尾缘冷却结构，包括：涡轮叶片本体10和设置于涡轮叶片本体10的供气腔100、第一冲击腔200、第二冲击腔300和排气孔400。在本公开示例性实施例中，涡轮叶片本体10是指涡轮工作叶片，如图1所示。在图1中展示的涡轮叶片本体10为叶片叶身部位，最下端可连接叶根，最上端为叶尖。冷气进入涡轮叶片本体10内腔后进行热交换以降低涡轮叶片本体10温度，随后经由涡轮叶片本体10最右端排出。如图2所示，在本公开示例性实施例中，供气腔100、第一冲击腔200和第二冲击腔300的横向截面大致呈不规则的四边形，但需说明的是，供气腔100、第一冲击腔200、第二冲击腔300的形状也可以为其他形状，如其在横向上的截面大致也可以为五边形、六边形等其他形状。

如图1至图3所示，供气腔100设置于涡轮叶片本体10尾缘内部，供气腔100设有冷气入口，排气孔400设置于涡轮叶片本体10尾缘端部，第一冲击腔200和第二冲击腔300沿涡轮叶片本体10的弦长方向依次排列设置于供气腔100与排气孔400之间。如图1及图3所示，冷气经由供气腔100最下端，也即叶根部位流入，依次通过第一冲击腔200、第二冲击腔300进行横向流动，最后通过尾缘端部的排气孔400排出涡轮叶片本体10。在此需说明的是，横向流动是一相对概念，并不代表是绝对的水平方向，只是相对冷气流入方向，也即径向而言，冷气在涡轮叶片本体10内部大致的流通方向为横向。

如图2及图3所示，供气腔100与第一冲击腔200之间设置有第一隔板500，第一隔板500贯穿设置有多个第一冲击孔510，多个第一冲击孔510连通供气腔100与第一冲击腔200，第一冲击腔200与第二冲击腔300之间设置有第二隔板600，第二隔板600贯穿设置有多个第二冲击孔610，多个第二冲击孔610连通第一冲击腔200与第二冲击腔300。在本公开示例性实施例中，多个第一冲击孔510均匀排列于第一隔板500，如图3所示，第一冲击孔510径向均匀排列在第一隔板500上。同样，多个第二冲击孔610均匀排列于第二隔板600，如图3所示，第二冲击孔610径向均匀排列于第二隔板600上。在此需说明的是，第一冲击孔510和第二冲击孔610的形状和数量可根据实际情况进行设计。在本公开示例性实施例中，第一冲击孔510和第二冲击孔610设计为圆孔，这样不仅可以减少孔间距，也可以保证孔内的冷气流量。如图3所示，在本公开示例性实施例中，多个第一冲击孔510与多个第二冲击孔610错位分布。具体表现为第一冲击孔510和第二冲击孔610的孔中心线不在涡轮叶片本体10同一个径向高度。径向高度即指图1中涡轮叶片本体10在竖直方向上的高度。

如图2所示，在本公开一示例性实施例中，第一冲击腔200在涡轮叶片本体10弦长方向上的冲击距离≤第二冲击腔300在涡轮叶片本体10弦长方向上的冲击距离，具体在图2中，第一冲击腔200在涡轮叶片本体10弦长方向上的距离为L1，第二冲击腔300在涡轮叶片本体10弦长方向上的距离为L2，L1≤L2。第一冲击腔200在与涡轮叶片本体10弦长方向垂直方向上的截面面积≥第二冲击腔300在与涡轮叶片本体10弦长方向垂直方向上的截面面积。综合设计第一冲击腔200与第二冲击腔300的冲击距离，以及第一冲击腔200与第二冲击腔300的截面面积，在充分利用涡轮叶片本体10尾缘内腔空间的基础上，保证冷气在第一冲击腔200和第二冲击腔300内的冷气流量和冲击效果，以使冷却效果达到最优。进一步地，在本公开示例性实施例中，第一冲击孔510的孔径≥第二冲击孔610的孔径。多个第一冲击孔510的孔面积之和≥多个第二冲击孔610的孔面积之和。在本公开示例性实施例中，第一冲击孔510的孔径不小于第二冲击孔610的孔径，且第一冲击孔510的孔面积之和不小于第二冲击孔610的孔面积之和，使得第一冲击孔510内的冷气流量不小于第二冲击孔610内的冷气流量，进而使得位于涡轮叶片本体10尾缘内腔内的冷气流量与涡轮叶片本体10尾缘自身结构相匹配，以达到更好的冷却效果。

如图6及图7所示，第一冲击孔510包括靠近涡轮叶片本体10叶尖部位的叶尖冲击孔511和靠近涡轮叶片本体10叶根部位的叶根冲击孔513，以及位于叶尖冲击孔511和叶根冲击孔513之间的中部冲击孔512，叶尖冲击孔511的孔径≤中部冲击孔512的孔径≤叶根冲击孔513的孔径。如图6所示，在本公开的示例性实施例中，多个第一冲击孔510的孔径均相等，不同径向高度处的第一冲击孔510的孔径都相等。在本公开的另一示例性实施例中，由于在涡轮叶片本体10内腔内，冷气进入供气腔100内在径向流动上会收到旋转增压作用，为进一步冷却效果，可将第一冲击孔510在径向上采用变孔径设计，具体地，如图7所示，多个第一冲击孔510的孔径不尽相同，例如，在图7中，叶尖冲击孔511的孔径＜中部冲击孔512的孔径＜叶根冲击孔513的孔径。

如图3至图5所示，在本公开一示例性实施例中，供气腔100的壁面设置有扰流肋110，扰流肋110凸出供气腔100的壁面并与第一隔板500形成一夹角。如图3所示，在本公开一示例性实施例中，扰流肋110倾斜设置于供气腔100的靠近涡轮叶片本体10叶背侧的壁面和涡轮叶片本体10叶盆侧的壁面，具体地，扰流肋110包括第一扰流肋111和第二扰流肋112，第一扰流肋111设置于供气腔100的靠近涡轮叶片本体10叶背侧的壁面，第二扰流肋112设置于供气腔100的靠近涡轮叶片本体10叶盆侧的壁面，第一扰流肋111与第二扰流肋112错位分布。如图4、图5所示，在本公开一示例性实施例中，第一扰流肋111与第二扰流肋112错位分布，即第二扰流肋112在供气腔100的靠近涡轮叶片本体10叶背侧的壁面上的投影落在两根第一扰流肋111的之间，具体可以是两根第一扰流肋111的中间或其他稍微偏离中间的位置。如图3所示，在本公开一示例性实施例中，扰流肋110靠近第一隔板500的一端向涡轮叶片本体10叶根方向倾斜，扰流肋110的另一端向远离涡轮叶片本体10叶根方向倾斜，扰流肋110与第一隔板500形成的夹角为45°～60°，具体地，在图3中，扰流肋110与第一隔板500形成的夹角α为45°。倾斜设置的扰流肋110可对供气腔100内的气流形成二次导流，加强气流在供气腔100内流动，增强换热效果。具体地，设置在供气腔100叶背侧壁面的第一扰流肋111，以及设置在叶盆侧壁面的第二扰流肋112，可将气流径向导向供气腔100的与第一隔板500相对的一侧壁面，且倾斜设置可以对供气腔100的叶尖局部流动死区形成二次流，以增强叶尖部位导流换热作用。

如图3所示，在本公开示例性实施例中，涡轮叶片尾缘冷却结构还包括叶尖气膜孔900，叶尖气膜孔900排列设置于涡轮叶片本体10的叶尖部位，供气腔100、第一冲击腔200和第二冲击腔300通过叶尖气膜孔900与外界连通。设计叶尖气膜孔900，一方面可以通过叶尖气膜孔900的抽吸作用，强化涡轮叶片本体10内腔顶端的局部换热效果，另一方面，从叶尖气膜孔900流出的冷流可为涡轮叶片本体10叶尖外部提供局部热防护。

如图8所示，在本公开示例性实施例中，排气孔400的截面形状为操场型，具体如图8所示。在此需说明的是，排气孔400的截面形状也可以为其他形状，如圆、椭圆等，具体可根据冷气出流量进行设计。在本公开示例性实施例中，相邻两个排气孔400的孔间距与相邻两个第一冲击孔510的孔间距，以及相邻两个第二冲击孔610的孔间距相等。

如图9至图11所示，在本公开另一示例性实施例中，涡轮叶片尾缘冷却结构还包括第三冲击腔700，第三冲击腔700设置于第二冲击腔300与排气孔400之间，第二冲击腔300与第三冲击腔700之间设置有第三隔板800，第三隔板800贯穿设置有多个第三冲击孔810，多个第三冲击孔810连通第二冲击腔300与第三冲击腔700，多个第二冲击孔610与多个第三冲击孔810错位分布。如图11所示，单个第二冲击孔610的中心线与单个第三冲击孔810的中心线不在同一径向高度。具体在图11中，单个第一冲击孔510的中心线与单个第三冲击孔810的中心线在同一径向高度，而单个第二冲击孔610的中心线介于相邻两个第一冲击孔510的中心线之间。

继续如图9至图11所示，第一冲击腔200在涡轮叶片本体10弦长方向上的冲击距离≤第二冲击腔300在涡轮叶片本体10弦长方向上的冲击距离≤第三冲击腔700在涡轮叶片本体10弦长方向上的冲击距离。第一冲击腔200在与涡轮叶片本体10弦长方向垂直方向上的截面面积≥第二冲击腔300在与涡轮叶片本体10弦长方向垂直方向上的截面面积≥第三冲击腔700在与涡轮叶片本体10弦长方向垂直方向上的截面面积。如图10所示。第一冲击腔200的冲击距离为L1，第二冲击腔300的冲击距离为L2，第三冲击腔700的冲击距离为L3，L1≤L2≤L3。第一冲击孔510的孔径≥第二冲击孔610的孔径≥第三冲击孔810的孔径；多个第一冲击孔510的孔面积之和≥多个第二冲击孔610的孔面积之和≥多个第三冲击孔810的孔面积之和。第一冲击腔200在涡轮叶片本体10弦长方向上的冲击距离/第一冲击孔510的孔径＝2.0～3.5；第二冲击腔300在涡轮叶片本体10弦长方向上的冲击距离/第二冲击孔610的孔径＝3.0～4.5；第三冲击腔700在涡轮叶片本体10弦长方向上的冲击距离/第三冲击孔810的孔径＝4.0～6.0。

如图9至图11所示的示例性实施例中，第一冲击腔200的冲击距离L1＝2.3mm，第二冲击腔300的冲击距离L2＝3.0mm，第三冲击腔700的冲击距离L4＝3.3mm。多个第一冲击孔510的孔径相等，均为0.8mm，多个第二冲击孔610孔径相等，均为0.7mm，多个第三冲击孔810的孔径相等，均为0.6mm。相应的，第一冲击腔200的冲击距离/第一冲击孔510的孔径＝2.9，第二冲击腔300的冲击距离/第二冲击孔610的孔径＝4.3，第三冲击腔700的冲击距离/第三冲击孔810的孔径＝5.5。第一冲击孔510的数量为16个，第二冲击孔610的数量为15个，第三冲击孔810的数量为16个。此外，第一冲击孔510的孔径也可采用上述如图7所示的变孔径设计方案，具体地，叶尖冲击孔511的孔径＝0.7mm，中部冲击孔512的孔径＝0.8mm，叶根冲击孔513的孔径＝0.9mm。

在本公开另一示例性实施例中，涡轮叶片尾缘冷却结构包括供气腔100、第一冲击腔200、第二冲击腔300和第三冲击腔700，经过三重冲击冷却后，涡轮叶片本体10内腔的换热系数更高，对涡轮叶片本体10尾缘的冷却效果更好。此外，第一冲击孔510、第二冲击孔610和第三冲击孔810之间的孔径关系、截面积关系等，可以调整冷气流量，且在一定程度上，调整涡轮叶片本体10尾缘的冷却效果。此外，本公开提供的涡轮叶片尾缘冷却结构，在供气腔100内设置扰流肋110，可进一步调节冷气流向，增强换热能力，提高冷却效果。本公开提供的如图9至图11所示的涡轮叶片尾缘冷却结构，经过数值模拟研究，发现其内腔换热能力相比常规的柱肋组合冷却结构有明显提高。在相同冷气量的前提下，内腔换热系数提高幅度可达20％～35％。

应可理解的是，本公开不将其应用限制到本说明书提出的部件的详细结构和布置方式。本公开能够具有其他实施方式，并且能够以多种方式实现并且执行。前述变形形式和修改形式落在本公开的范围内。应可理解的是，本说明书公开和限定的本公开延伸到文中和/或附图中提到或明显的两个或两个以上单独特征的所有可替代组合。所有这些不同的组合构成本公开的多个可替代方面。本说明书的实施方式说明了已知用于实现本公开的最佳方式，并且将使本领域技术人员能够利用本公开。

Claims (9)

1.一种涡轮叶片尾缘冷却结构，其特征在于，包括：

涡轮叶片本体和设置于所述涡轮叶片本体的供气腔、第一冲击腔、第二冲击腔和排气孔；

所述供气腔设置于所述涡轮叶片本体尾缘内部，所述供气腔设有冷气入口，所述排气孔设置于所述涡轮叶片本体尾缘端部，所述第一冲击腔和所述第二冲击腔沿所述涡轮叶片本体的弦长方向依次排列设置于所述供气腔与所述排气孔之间；

所述供气腔与所述第一冲击腔之间设置有第一隔板，所述第一隔板贯穿设置有多个第一冲击孔，所述多个第一冲击孔连通所述供气腔与所述第一冲击腔，所述第一冲击腔与所述第二冲击腔之间设置有第二隔板，所述第二隔板贯穿设置有多个第二冲击孔，所述多个第二冲击孔连通所述第一冲击腔与所述第二冲击腔，所述多个第一冲击孔与所述多个第二冲击孔错位分布；

所述第一冲击腔在所述涡轮叶片本体弦长方向上的冲击距离≤所述第二冲击腔在所述涡轮叶片本体弦长方向上的冲击距离；所述第一冲击腔在与所述涡轮叶片本体弦长方向垂直方向上的截面面积≥所述第二冲击腔在与所述涡轮叶片本体弦长方向垂直方向上的截面面积；所述第一冲击孔的孔径≥所述第二冲击孔的孔径；所述多个第一冲击孔的孔面积之和≥所述多个第二冲击孔的孔面积之和。

2.根据权利要求1所述的涡轮叶片尾缘冷却结构，其特征在于，所述供气腔的壁面设置有扰流肋，所述扰流肋凸出所述供气腔的壁面并与所述第一隔板形成一夹角。

3.根据权利要求2所述的涡轮叶片尾缘冷却结构，其特征在于，所述扰流肋包括第一扰流肋和第二扰流肋，所述第一扰流肋设置于所述供气腔的靠近所述涡轮叶片本体叶背侧的壁面，所述第二扰流肋设置于所述供气腔的靠近所述涡轮叶片本体叶盆侧的壁面，所述第一扰流肋与所述第二扰流肋错位分布。

4.根据权利要求3所述的涡轮叶片尾缘冷却结构，其特征在于，所述扰流肋靠近所述第一隔板的一端向所述涡轮叶片本体叶根方向倾斜，所述扰流肋的另一端向远离所述涡轮叶片本体叶根方向倾斜，所述扰流肋与所述第一隔板形成的夹角为45°～60°。

5.根据权利要求1所述的涡轮叶片尾缘冷却结构，其特征在于，所述第一冲击孔包括靠近所述涡轮叶片本体叶尖部位的叶尖冲击孔和靠近所述涡轮叶片本体叶根部位的叶根冲击孔，以及位于所述叶尖冲击孔和所述叶根冲击孔之间的中部冲击孔，所述叶尖冲击孔的孔径≤所述中部冲击孔的孔径≤所述叶根冲击孔的孔径。

6.根据权利要求1所述的涡轮叶片尾缘冷却结构，其特征在于，所述涡轮叶片尾缘冷却结构还包括叶尖气膜孔，所述叶尖气膜孔排列设置于所述涡轮叶片本体的叶尖部位，所述供气腔、所述第一冲击腔和所述第二冲击腔通过所述叶尖气膜孔与外界连通。

7.根据权利要求1所述的涡轮叶片尾缘冷却结构，其特征在于，所述涡轮叶片尾缘冷却结构还包括第三冲击腔，所述第三冲击腔设置于所述第二冲击腔与所述排气孔之间，所述第二冲击腔与所述第三冲击腔之间设置有第三隔板，所述第三隔板贯穿设置有多个第三冲击孔，所述多个第三冲击孔连通所述第二冲击腔与所述第三冲击腔，所述多个第二冲击孔与所述多个第三冲击孔错位分布。

8.根据权利要求7所述的涡轮叶片尾缘冷却结构，其特征在于，所述第一冲击腔在所述涡轮叶片本体弦长方向上的冲击距离≤所述第二冲击腔在所述涡轮叶片本体弦长方向上的冲击距离≤所述第三冲击腔在所述涡轮叶片本体弦长方向上的冲击距离；所述第一冲击腔在与所述涡轮叶片本体弦长方向垂直方向上的截面面积≥所述第二冲击腔在与所述涡轮叶片本体弦长方向垂直方向上的截面面积≥所述第三冲击腔在与所述涡轮叶片本体弦长方向垂直方向上的截面面积；所述第一冲击孔的孔径≥所述第二冲击孔的孔径≥所述第三冲击孔的孔径；所述多个第一冲击孔的孔面积之和≥所述多个第二冲击孔的孔面积之和≥所述多个第三冲击孔的孔面积之和。

9.根据权利要求8所述的涡轮叶片尾缘冷却结构，其特征在于，所述第一冲击腔在所述涡轮叶片本体弦长方向上的冲击距离/所述第一冲击孔的孔径＝2.0～3.5；所述第二冲击腔在所述涡轮叶片本体弦长方向上的冲击距离/所述第二冲击孔的孔径＝3.0～4.5；所述第三冲击腔在所述涡轮叶片本体弦长方向上的冲击距离/所述第三冲击孔的孔径＝4.0～6.0。

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