CN112049690A - 一种用于涡轮端壁的槽缝射流气膜冷却结构 - Google Patents

一种用于涡轮端壁的槽缝射流气膜冷却结构 Download PDF

Info

Publication number
CN112049690A
CN112049690A CN202010918235.4A CN202010918235A CN112049690A CN 112049690 A CN112049690 A CN 112049690A CN 202010918235 A CN202010918235 A CN 202010918235A CN 112049690 A CN112049690 A CN 112049690A
Authority
CN
China
Prior art keywords
jet
air film
slot
air
flow
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202010918235.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112049690B (zh
Inventor
张�杰
刘存良
张丽
朱惠人
张博伦
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Northwestern Polytechnical University
Original Assignee
Northwestern Polytechnical University
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Northwestern Polytechnical University filed Critical Northwestern Polytechnical University
Priority to CN202010918235.4A priority Critical patent/CN112049690B/zh
Publication of CN112049690A publication Critical patent/CN112049690A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112049690B publication Critical patent/CN112049690B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/186—Film cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本发明是一种用于涡轮端壁的槽缝射流气膜冷却结构，属于燃气轮机涡轮导叶端壁的冷却领域；该冷却结构是在端壁上游的后向台阶的台阶面设置射流气膜孔而成。射流角度与端壁表面平行，并紧靠端壁表面。为了保证结构强度，要求气膜孔入口直径Df小于三分之二的台阶高度。平行于端壁表面的槽缝射流孔只有切向的射流速度，避免大量冷却气流直接射入主流造成冷气损失；另外，高动量槽缝射流冷气极大的削弱了叶片前缘的马蹄涡，使射流更好地贴覆壁面。与此同时，槽缝冷气射流还冲破了台阶下游形成的气体回流死区，避免了台阶下游处在一个高温区域，形成气膜对涡轮端壁表面的保护。

Description

一种用于涡轮端壁的槽缝射流气膜冷却结构
技术领域
本发明属于燃气轮机涡轮导叶端壁的冷却领域，具体涉及一种用于涡轮端壁的槽缝射流气膜冷却结构。
背景技术
随着燃气轮机性能的改善,涡轮入口温度不断提高,现如今一些先进发动机的涡轮前进口温度已经达到2000K以上，因此，必须使用有效的冷却措施对涡轮导叶端壁进行保护，避免端壁受到高温腐蚀和损伤。气膜冷却是端壁上使用的典型冷却方式之一。气膜冷却就是在壁面附近以一定角度射入一股低温气流，用以将高温燃体与壁面隔离，达到对受热壁面的冷却保护作用。
在端壁表面上排布圆柱形气膜孔是普遍的冷却方式，得到了广泛的应用和研究。但是在随后的研究中发现圆柱孔所形成的气膜无法对孔间区域形成冷却保护，射流气体抬高使得近壁面无法形成气膜覆盖。随着气膜冷却技术的发展发现，扇形气膜孔在展向的延伸，可显著改善孔间区域壁面的冷却效果，但较少布置在端壁上游靠近叶片前缘的区域，由于该位置具有较强的静压分布，因而很多学者通过利用端壁与燃烧室之间的热间隙结构，如泄漏流、槽缝流来改善端壁上游的气膜冷却效果。相继提出了不同的泄漏槽宽带和射流角度以及泄漏槽到叶片前缘距离的泄漏冷却结构，但是受到射流气体抬高，造成动量损失，射流的切向速度并没有得到明显改善。槽缝射流与端壁表面相切，解决了射流气体抬高的问题，但是相对较大的槽缝间隙降低了冷气的射流动量对涡轮端壁冷却效率的提高并不明显。
发明内容
要解决的技术问题：
为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种用于涡轮端壁的槽缝射流气膜冷却结构，能够提高槽缝冷气的射流动量，以及降低端壁表面涡系的影响，使得射流在端壁上游表面处形成有效的气膜。
本发明的技术方案是：一种用于涡轮端壁的槽缝射流气膜冷却结构，其特征在于：在叶栅上游的后向台阶1内部均布若干射流气膜孔2，作为冷却气流的通道；所述射流气膜孔2的轴向与待冷却平面3平行，其出口与后向台阶1的台阶面平齐；且保证冷却气流的射流方向与主流气流的流动方向相同；
所述射流气膜孔2入口截面为圆形，当量直径为Df；其出口截面为圆形或椭圆形，出口的短直径为Df1，出口的长直径为Df2；所述后向台阶1高度为H，射流气膜孔2的展向间距为P。
本发明的进一步技术方案是：所述射流气膜孔2入口当量直径Df取值范围为
0.5-2mm，出口短直径Df1取值范围为0.5Df-1Df，气膜孔2出口长直径Df2取值范围为1Df-1.5Df。
本发明的进一步技术方案是：所述射流气膜孔2的Df＝Df1＝Df2时，为圆柱形气膜孔；当Df≤Df1＜Df2，为扩张形气膜孔；当Df1＜Df2，Df＞Df1，Df＜Df2时，为收缩扩张形气膜孔。
本发明的进一步技术方案是：所述后向台阶1高度H取值范围为1.5Df-2Df。
本发明的进一步技术方案是：所述射流气膜孔2的展向间距P取值范围为2Df-3Df。
有益效果
本发明的有益效果在于：在叶栅上游的后向台阶1内部均布若干射流气膜孔，冷却气流B沿着与主流气流A相同的流动方向经射流气膜孔2射流出，并且在冷却壁面3区域形成气膜，与主流气流相同的射流方向可以有效减少冷却气流离开气膜孔后的法向速度，避免大量冷却气流直接射入主流造成的冷气损失；另外，射流气膜孔的位置和布局使得冷却气流较高的切向动量能打破后向台阶所造成的回流死区，使射流更好地贴覆壁面。因此，槽缝射流气膜孔冷却结构，可以减小法向射流的动量损失，提高冷气沿流向的覆盖范围，同时，使射流紧紧贴覆在近壁面处，具有非常好的冷却效果。
1.槽缝射流孔结构具有较高的冷气射流动量，可以有效降低端壁表面涡系对气膜的影响，避免大量冷却气流直接射入主流造成冷气损失；
2.较大的切向射流速度能打破后向台阶所造成的回流死区，同时使冷气在主流流向和展向上有较大的覆盖范围，以及更好地贴覆壁面。三个实施例中分别列举了三种形状的射流气膜孔，相比与传统的缝槽冷却结构，气膜冷却效率分别提高了88％、94％、111.7％，因此冷却效果有明显改善，如图1所示。
附图说明
图1槽缝射流气膜孔局部结构图；
图2槽缝射流气膜孔俯视图；
图3槽缝射流气膜孔剖视图；
图4涡轮端壁槽缝射流气膜孔结构位置示意图；
图5涡轮端壁槽缝射流气膜孔剖视图；
图6槽缝渐扩形射流气膜孔局部结构图；
图7槽缝射流气膜冷却效率分布云图；
图8槽缝射流展向平均气膜冷却效率分布曲线图。
附图标记说明：1、后向台阶；2、射流气膜孔；3、冷却壁面；4、涡轮叶片；6、涡轮端壁；8、槽缝供气腔；A、主流气流方向；B、冷却气流方向；C、气流交汇方向；Df、气膜孔入口当量直径；Df1、气膜孔出口短直径；Df2、气膜孔出口长直径；H、台阶高度；P、气膜孔展向间距；S、后向台阶边缘到叶片前缘间距。
具体实施方式
下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的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，因此不能理解为对本发明的限制。
本发明一种用于涡轮端壁的槽缝射流气膜冷却结构，在叶栅上游的后向台阶1内部均布若干射流气膜孔2，作为冷却气流的通道，所述射流气膜孔2的轴向相互平行，并与待冷却平面3平行，且射流气膜孔2出口与后向台阶1台阶面平齐；保证冷却气流的射流方向与主流气流的流动方向相同。
所述射流气膜孔2入口截面为圆形，当量直径为Df，取值范围为0.5-2mm；其出口截面为圆形或椭圆形，出口的短直径Df1取值范围为0.5Df-1Df，出口的长直径为Df2取值范围为1Df-1.5Df；所述后向台阶1高度为H取值范围为1.5Df-2Df，射流气膜孔2的展向间距为P取值范围为2Df-3Df。
所述射流气膜孔2的Df＝Df1＝Df2时，为圆柱形气膜孔；当Df≤Df1＜Df2，为扩张形气膜孔；当Df1＜Df2，Df＞Df1，Df＜Df2时，为收缩扩张形气膜孔。
参阅图1-图8和表1对槽缝射流气膜冷却结构在涡轮导叶端壁上的应用布置位置以及槽缝射流气膜冷却结构进行详细介绍。
实施例一:
本实施例是涡轮导叶端壁上的圆柱形槽缝射流气膜冷却结构。在涡轮导叶端壁6上游布置后向台阶结构5，射流气膜孔7，以及槽缝供气腔8。其特征在于：在后向台阶5内部布置槽缝射流气膜孔7，其中槽缝射流气膜孔7出口与后向台阶5台阶面平齐，以及与涡轮导叶端壁平面6平行。
射流气膜孔2入口直径Df为0.5mm，气膜孔2出口短直径Df1为0.5mm，气膜孔2出口长直径Df2为0.5mm，流动方向与主流相同。
射流气膜孔2的展向间距P为2Df，其值为1mm。
后向台阶高度H为2Df，其取值为1mm。
涡轮导叶4前缘到后向台阶5阶面的间距为S，其值为10mm。
本实施例中，射流气膜孔2入口直径Df为0.5mm，气膜孔2出口短直径Df1为0.5mm，气膜孔2出口长直径Df2为0.5mm，后向台阶的高度H为2Df，射流气膜孔展向间距P为2Df，其取值范围内属于较小的值。此时，槽缝射流可以有效减少冷却气流离开气膜孔后的法向速度，避免大量冷却气流直接射入主流造成冷气损失，使冷气在主流流向上有较大的覆盖范围，相对较小的展向间距P使射流冷气更容易流向孔间区域，相比与传统缝槽结构，气膜冷却效率提高了88％，见表1。
实施例二:
本实施例是涡轮导叶端壁上的渐扩形槽缝射流气膜冷却结构。在涡轮导叶端壁6上游布置后向台阶结构5，射流气膜孔7，以及槽缝供气腔8。其特征在于：在后向台阶5内部布置槽缝射流气膜孔7，其中槽缝射流气膜孔7出口与后向台阶5台阶面平齐，以及与涡轮导叶端壁平面6平行。
射流气膜孔2入口直径Df为0.5mm，气膜孔2出口短直径Df1为0.5mm，气膜孔2出口长直径Df2为0.7mm，流动方向与主流相同。
射流气膜孔2的展向间距P为3Df，其值为1.5mm。
后向台阶高度H为2Df，其取值为1mm。
涡轮导叶4前缘到后向台阶5阶面的间距为S，其值为10mm。
本实施例中，射流气膜孔入口直径Df和出口短直径Df1保持不变，射流气膜孔出口长直径Df2增大，因此，出口截面积增大，相对的射流动量降低，在沿主流流向上的覆盖范围有略微的降低，然而，相对较小的冷气射流动量在展向上扩散提高，增大气膜孔展向间距P，使冷气在展向上更好的扩散，相比与传统缝槽结构，气膜冷却效率提高了94％，见表1。
实施例三：
本实施例是涡轮导叶端壁上的渐缩渐扩形槽缝射流气膜冷却结构。在涡轮导叶端壁6上游布置后向台阶结构5，射流气膜孔7，以及槽缝供气腔8。其特征在于：在后向台阶5内部布置槽缝射流气膜孔7，其中槽缝射流气膜孔7出口与后向台阶5台阶面平齐，以及与涡轮导叶端壁平面6平行。
射流气膜孔2入口直径Df为0.5mm，气膜孔2出口短直径Df1为0.35mm，气膜孔2出口长直径Df2为0.7mm，流动方向与主流相同。
射流气膜孔2的展向间距P为3Df，其值为1.5mm。
后向台阶高度H为2Df，其取值为1mm。
涡轮导叶4前缘到后向台阶5阶面的间距为S，其值为10mm。
本实施例中，射流气膜孔入口直径Df不变，出口短直径Df1减小，射流气膜孔出口长直径Df2增大，与实施例一相比，将圆柱形气膜孔改变成渐缩渐扩形气膜孔，出口截面沿展向增大以及沿法线方向降低，这使的槽缝射流速度沿展向扩张的同时，沿流向上的射流速度不变，那么，冷气在主流流向上的相对覆盖范围不变而沿展向覆盖范围增大，相比与传统缝槽结构，气膜冷却效率提高了111.7％，见表1。
表1槽缝射流气膜冷却效率计算方法
Figure BDA0002665800550000061
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (5)

1.一种用于涡轮端壁的槽缝射流气膜冷却结构，其特征在于：在叶栅上游的后向台阶(1)内部均布若干射流气膜孔(2)，作为冷却气流的通道；所述射流气膜孔(2)的轴向与待冷却平面(3)平行，其出口与后向台阶(1)的台阶面平齐；且保证冷却气流的射流方向与主流气流的流动方向相同；
所述射流气膜孔(2)入口截面为圆形，当量直径为Df；其出口截面为圆形或椭圆形，出口的短直径为Df1，出口的长直径为Df2；所述后向台阶(1)高度为H，射流气膜孔(2)的展向间距为P。
2.根据权利要求1所述用于涡轮端壁的槽缝射流气膜冷却结构，其特征在于：所述射流气膜孔(2)入口当量直径Df取值范围为0.5-2mm，出口短直径Df1取值范围为0.5Df-1Df，出口长直径Df2取值范围为1Df-1.5Df。
3.根据权利要求2所述用于涡轮端壁的槽缝射流气膜冷却结构，其特征在于：所述射流气膜孔(2)的Df＝Df1＝Df2时，为圆柱形气膜孔；当Df≤Df1＜Df2，为扩张形气膜孔；当Df1＜Df2，Df＞Df1，Df＜Df2时，为收缩扩张形气膜孔。
4.根据权利要求1所述用于涡轮端壁的槽缝射流气膜冷却结构，其特征在于：所述后向台阶(1)高度H取值范围为1.5Df-2Df。
5.根据权利要求1所述用于涡轮端壁的槽缝射流气膜冷却结构，其特征在于：所述射流气膜孔(2)的展向间距P取值范围为2Df-3Df。
CN202010918235.4A 2020-09-04 2020-09-04 一种用于涡轮端壁的槽缝射流气膜冷却结构 Active CN112049690B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010918235.4A CN112049690B (zh) 2020-09-04 2020-09-04 一种用于涡轮端壁的槽缝射流气膜冷却结构

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010918235.4A CN112049690B (zh) 2020-09-04 2020-09-04 一种用于涡轮端壁的槽缝射流气膜冷却结构

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112049690A true CN112049690A (zh) 2020-12-08
CN112049690B CN112049690B (zh) 2021-05-18

Family

ID=73607739

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010918235.4A Active CN112049690B (zh) 2020-09-04 2020-09-04 一种用于涡轮端壁的槽缝射流气膜冷却结构

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112049690B (zh)

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112682108A (zh) * 2020-12-20 2021-04-20 中国航发四川燃气涡轮研究院 带有d形微群气膜冷却孔的涡轮叶片端壁结构及其方法和燃气涡轮
CN112682105A (zh) * 2020-12-20 2021-04-20 中国航发四川燃气涡轮研究院 带有异形微群气膜冷却孔的涡轮叶片结构及制备方法和燃气轮机
CN112682106A (zh) * 2020-12-20 2021-04-20 中国航发四川燃气涡轮研究院 带有异形微群气膜冷却孔的涡轮叶片端壁结构及方法和燃气涡轮
CN112943378A (zh) * 2021-02-04 2021-06-11 大连理工大学 一种涡轮叶片枝网式冷却结构
CN113006880A (zh) * 2021-03-29 2021-06-22 南京航空航天大学 一种用于涡轮叶片端壁的新型冷却装置
CN113153459A (zh) * 2021-03-26 2021-07-23 西北工业大学 具有提高涡轮静叶前缘端壁冷却效率的槽缝隔板结构
CN113153447A (zh) * 2021-04-25 2021-07-23 西安交通大学 一种强化涡轮静叶端壁泄漏流冷却的预旋结构
CN113218513A (zh) * 2021-04-30 2021-08-06 西北工业大学 一种用于高温实验红外测温玻璃的冷却装置
CN114562339A (zh) * 2022-01-27 2022-05-31 西北工业大学 一种用于涡轮端壁带凸起的泄漏槽气膜冷却结构及应用
CN115898554A (zh) * 2023-03-09 2023-04-04 中国航发四川燃气涡轮研究院 涡轮叶片的气膜孔结构

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1013880A2 (en) * 1998-12-21 2000-06-28 United Technologies Corporation Blade with platform cooling
EP1167690A1 (de) * 2000-06-21 2002-01-02 Siemens Aktiengesellschaft Kühlung der Abströmkante einer Gasturbinenschaufel
JP2013194713A (ja) * 2012-03-22 2013-09-30 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 被冷却構造部材
CN106468180A (zh) * 2015-08-19 2017-03-01 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机的发动机构件

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1013880A2 (en) * 1998-12-21 2000-06-28 United Technologies Corporation Blade with platform cooling
EP1167690A1 (de) * 2000-06-21 2002-01-02 Siemens Aktiengesellschaft Kühlung der Abströmkante einer Gasturbinenschaufel
JP2013194713A (ja) * 2012-03-22 2013-09-30 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 被冷却構造部材
CN106468180A (zh) * 2015-08-19 2017-03-01 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机的发动机构件

Cited By (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112682108A (zh) * 2020-12-20 2021-04-20 中国航发四川燃气涡轮研究院 带有d形微群气膜冷却孔的涡轮叶片端壁结构及其方法和燃气涡轮
CN112682105A (zh) * 2020-12-20 2021-04-20 中国航发四川燃气涡轮研究院 带有异形微群气膜冷却孔的涡轮叶片结构及制备方法和燃气轮机
CN112682106A (zh) * 2020-12-20 2021-04-20 中国航发四川燃气涡轮研究院 带有异形微群气膜冷却孔的涡轮叶片端壁结构及方法和燃气涡轮
CN112943378B (zh) * 2021-02-04 2022-06-28 大连理工大学 一种涡轮叶片枝网式冷却结构
CN112943378A (zh) * 2021-02-04 2021-06-11 大连理工大学 一种涡轮叶片枝网式冷却结构
CN113153459A (zh) * 2021-03-26 2021-07-23 西北工业大学 具有提高涡轮静叶前缘端壁冷却效率的槽缝隔板结构
CN113006880A (zh) * 2021-03-29 2021-06-22 南京航空航天大学 一种用于涡轮叶片端壁的新型冷却装置
CN113153447A (zh) * 2021-04-25 2021-07-23 西安交通大学 一种强化涡轮静叶端壁泄漏流冷却的预旋结构
CN113218513A (zh) * 2021-04-30 2021-08-06 西北工业大学 一种用于高温实验红外测温玻璃的冷却装置
CN114562339A (zh) * 2022-01-27 2022-05-31 西北工业大学 一种用于涡轮端壁带凸起的泄漏槽气膜冷却结构及应用
CN114562339B (zh) * 2022-01-27 2024-01-16 西北工业大学 一种用于涡轮端壁带凸起的泄漏槽气膜冷却结构及应用
CN115898554A (zh) * 2023-03-09 2023-04-04 中国航发四川燃气涡轮研究院 涡轮叶片的气膜孔结构
CN115898554B (zh) * 2023-03-09 2023-06-30 中国航发四川燃气涡轮研究院 涡轮叶片的气膜孔结构

Also Published As

Publication number Publication date
CN112049690B (zh) 2021-05-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN112049690B (zh) 一种用于涡轮端壁的槽缝射流气膜冷却结构
CN106795771B (zh) 带有在燃气涡轮翼型的翼弦中部冷却腔中形成近壁冷却通道的插入件的内部冷却系统
CN106437863B (zh) 涡轮发动机部件
US8128366B2 (en) Counter-vortex film cooling hole design
US7887294B1 (en) Turbine airfoil with continuous curved diffusion film holes
WO2016127813A1 (zh) 一种大尺度的超燃冲压发动机及其三维花瓣形截面燃烧室
US20090304494A1 (en) Counter-vortex paired film cooling hole design
US20180045059A1 (en) Internal cooling system with insert forming nearwall cooling channels in an aft cooling cavity of a gas turbine airfoil including heat dissipating ribs
JP2007198727A (ja) ガスタービンエンジンの燃焼装置用の壁要素
KR20170015239A (ko) 터보-엔진 구성 요소의 냉각 방법 및 터보-엔진 구성 요소
CN103452595A (zh) 一种提高冷却效率的新型气膜孔
EP3167159B1 (en) Impingement jet strike channel system within internal cooling systems
CN109538375B (zh) 应用于火箭基组合循环发动机的引射火箭
JP6940233B2 (ja) 空力的形状の本体及び高温流体流中に設けられる本体を冷却する方法
CN104863750A (zh) 一种用于喷管壁面的变孔排距冲击气膜冷却结构
CN106661945A (zh) 带有在燃气涡轮翼型的尾部冷却腔中形成近壁冷却通道的插入件的内部冷却系统
CN105781790B (zh) 一种分段收敛式双s弯二元混合排气系统
CN111578310A (zh) 一种用于涡轴发动机的气膜冷却孔结构
CN113107611B (zh) 基于双喉道气动矢量喷管的涡轮叶片尾缘冷却结构及其尾迹控制方法
CN113356932B (zh) 一种用于涡轮叶片的气膜冷却复合孔结构及涡轮叶片
CN112577069B (zh) 一种适用于小头部倾斜角下的斜流燃烧室侧壁面结构
KR20190082003A (ko) 가스 터빈용 블레이드
CN210599117U (zh) 一种用于改善涡轮冷却效果的冷却结构
CN109424368B (zh) 涡轮叶片
KR20220057769A (ko) 다중 단차 구조를 가지는 막냉각 홀

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant
CB03 Change of inventor or designer information

Inventor after: Liu Cunliang

Inventor after: Zhang Jie

Inventor after: Zhang Li

Inventor after: Zhu Huiren

Inventor after: Zhang Bolun

Inventor before: Zhang Jie

Inventor before: Liu Cunliang

Inventor before: Zhang Li

Inventor before: Zhu Huiren

Inventor before: Zhang Bolun

CB03 Change of inventor or designer information