CN114575931A - 一种高承温能力涡轮叶片冷却结构 - Google Patents
一种高承温能力涡轮叶片冷却结构 Download PDFInfo
- Publication number
- CN114575931A CN114575931A CN202210260486.7A CN202210260486A CN114575931A CN 114575931 A CN114575931 A CN 114575931A CN 202210260486 A CN202210260486 A CN 202210260486A CN 114575931 A CN114575931 A CN 114575931A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- cooling
- impact
- blade
- blade body
- high temperature
- 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
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 title claims abstract description 142
- 238000005192 partition Methods 0.000 claims description 3
- 239000000112 cooling gas Substances 0.000 abstract description 22
- 238000013461 design Methods 0.000 abstract description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 4
- 230000014759 maintenance of location Effects 0.000 abstract description 4
- 238000012546 transfer Methods 0.000 abstract description 3
- 239000010410 layer Substances 0.000 description 70
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 8
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 6
- 239000011120 plywood Substances 0.000 description 6
- 238000004378 air conditioning Methods 0.000 description 4
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 3
- 238000005266 casting Methods 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 2
- 230000004888 barrier function Effects 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000003116 impacting effect Effects 0.000 description 1
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 1
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 1
- 238000009958 sewing Methods 0.000 description 1
- 239000002356 single layer Substances 0.000 description 1
- 238000000638 solvent extraction Methods 0.000 description 1
- 238000006467 substitution reaction Methods 0.000 description 1
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
- 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
-
- 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
- F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
-
- 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
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
本申请属于涡轮叶片设计领域，为一种高承温能力涡轮叶片冷却结构，包括叶体，所述叶体的内部设有导流管，叶体上设有至少一组冷却单元，冷却单元包括内层层板和外层层板；通过设置双层层板结构，冷却气体需要经过第一冲击孔‑‑内层冷却通道‑‑第二冲击孔‑‑外层冷却通道‑‑气膜冷却出口流出，并且第一冲击孔和第二冲击孔不同轴设置、第二冲击孔的轴线与气膜冷却出口不相交，冷气的流通路径长，在叶体内部停留的时间长，冷却能力有效提高，冷气利用率提高，从而有效降低冷气用量；通过将叶体的壁面拆分成双层结构，相当于把叶体的壁面分成两段进行分别冷却，变相减少了叶体的壁厚，降低了基体的导热热阻，传热效率提高，大幅提升叶片综合冷却效果。
Description
技术领域
本申请属于涡轮叶片设计领域，特别涉及一种高承温能力涡轮叶片冷却结构。
背景技术
随着航空技术的发展，航空发动机性能不断提升，涡轮前温度持续升高，涡轮前温度已从三代机的1700K级提高至了2000K级，极大地增加了涡轮叶片的热负荷；同时，为了追求发动机效率的提升，涡轮叶片的冷气用量却在不断减少。三四代机中普遍采用的复合冷却结构已经无法满足进口温度2000K以上时涡轮叶片的冷却需求。
当前绝大部分的复合冷却结构采用的是冲击对流+气膜的冷却方式，冷气通过导管上的冲击孔形成对基体内壁面的冲击冷却，而后，通过叶片上的气膜孔流出，形成对基体外壁面的气膜冷却。复合冷却结构示意图见图1。
复合冷却结构存在以下不足：
1)受结构特点、冷气用量和加工能力限制，综合冷却能力已基本达到极限；
2)冷气利用率较低，冷气用量偏高。冷气冲击壁面后直接从气膜孔排出，冷气在叶片内部停留时间短，温增有限；
3)单层壁结构，壁厚偏厚，导热热阻大，不利于叶片冷却。
因此，如何提高叶片的冷却能力、提高冷气利用率是一个需要解决的问题。
发明内容
本申请的目的是提供了一种高承温能力涡轮叶片冷却结构，以解决现有技术中叶片冷却能力赶不上逐渐增加的性能和温度需求，冷气利用率低的问题。
本申请的技术方案是：一种高承温能力涡轮叶片冷却结构，包括叶体，所述叶体的内部设有导流管，所述导流管上开设有第一冲击孔，所述叶体上设有至少一组冷却单元，所述冷却单元包括内层层板和外层层板，所述内层层板的内壁面设于叶体内部，所述外层层板的外壁面设于叶体外部；所述内层层板上开设有与第一冲击孔连通的第二冲击孔，所述第一冲击孔和第二冲击孔不同轴设置，所述内层层板与第一冲击孔之间形成内层冷却通道；所述外层层板上开设有与叶体外部连通的气膜冷却出口，所述第二冲击孔的轴线与气膜冷却出口不相交，所述气膜冷却出口与第二冲击孔之间开设有外层冷却通道。
优选地，所述气膜冷却出口为气膜孔或气膜缝，所述气膜缝为沿着涡轮径向方向设置的长条孔状结构。
优选地，所述内层冷却通道包括相互连通的第一冲击区和第一横流区，所述第一冲击区与第一冲击孔对应设置并且第一冲击区与第一冲击孔相互连通，所述第一横流区沿着垂直于叶片轴线的方向设置，所述第一横流区与第二冲击孔相互连通。
优选地，所述第一横流区内设有与导流管和内层层板相连的扰流柱或扰流肋。
优选地，所述外层冷却通道包括相互连通的第二冲击区和第二横流区，所述第二冲击区与第二冲击孔对应设置并且第二冲击区与第二冲击孔相互连通，所述第二横流区沿着垂直于叶片轴线的方向设置，所述第二横流区与第二冷却出口相互连通。
优选地，所述第二横流区内设有与内层层板和外层层板相连的扰流柱，所述扰流柱设有多组并沿着涡轮叶片轴向和/或径向排布。
优选地，所述气膜冷却出口与冲击孔对应设置，所述内层冷却通道、第二冲击孔和外层冷却通道的横截面组合形成U型结构。
优选地，所述导流管与叶身内部焊接焊接。
优选地，所述内层层板与外层层板一体铸造形成。
优选地，所述冷却单元沿叶片的轴向方向均匀布置有多组，任意相邻两组冷却单元之间设有将冷却单元分隔的隔肋。
本申请的一种高承温能力涡轮叶片冷却结构，包括叶体，所述叶体的内部设有导流管，叶体上设有至少一组冷却单元，冷却单元包括内层层板和外层层板；通过设置双层层板结构，冷却气体需要经过第一冲击孔--内层冷却通道--第二冲击孔--外层冷却通道--气膜冷却出口流出，并且第一冲击孔和第二冲击孔不同轴设置、第二冲击孔的轴线与气膜冷却出口不相交，冷却气体需要经过反复的迂回才能够完成从叶体内部到外部的流动，冷气的流通路径长，在叶体内部停留的时间长，冷却能力有效提高，冷气利用率提高，从而有效降低冷气用量；并且通过将叶体的壁面拆分成双层结构，相当于把叶体的壁面分成两段进行分别冷却，变相减少了叶体的壁厚，降低了基体的导热热阻，传热效率提高，大幅提升叶片综合冷却效果。
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为背景技术结构示意图；
图2为本申请冷却单元横截面示意图；
图3为本申请整体结构示意图。
1、叶体；2、导流管；3、第一冲击孔；4、第一冲击区；5、第一横流区；6、第二冲击孔；7、内层层板；8、外层层板；9、第二冲击区；10、第二横流区；11、气膜缝；12、扰流柱；13、隔肋。
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。
一种高承温能力涡轮叶片冷却结构，如图2、图3所示，包括叶体1，叶体1内部为空腔结构，空腔内设有沿叶体1轴线方向设置的导流管2，导流管2上开设有第一冲击孔3，冷却气体从导流管2进入至叶体1内部，再通过第一冲击孔3冲击到叶体1的内壁面，对叶体1进行冷却。
叶体1上设有至少一组冷却单元，优选为沿着叶体1的外周面方向设置四组，冷却单元包括内层层板7和外层层板8，内层层板7的内壁面设于叶体1内部，外层层板8的外壁面设于叶体1外部；内层层板7上开设有与第一冲击孔3连通的第二冲击孔6，第一冲击孔3和第二冲击孔6不同轴设置，内层层板7与第一冲击孔3之间形成内层冷却通道；外层层板8上开设有与叶体1外部连通的气膜冷却出口；第二冲击孔6的轴线与气膜冷却出口不相交，处于叶体1上的不同横向位置，气膜冷却出口与第二冲击孔6之间开设有外层冷却通道。
从第一冲击孔3内冲出的冷却气体，进入到内层冷却通道内，对内层层板7的部分内壁进行冲击冷却，并沿着内层冷却通道对内层层板7的其它部分进行持续冷却，而后进入到第二冲击孔6内，经过第二冲击孔6进入到外层冷却通道内，先对外层层板8与第二冲击孔6的对应结构进行冲击冷却，而后对外层层板8的其它部分进行持续冷却，而后从气膜冷却出口流出，完成冷却。
通过设置双层层板结构，冷却气体需要经过第一冲击孔3--内层冷却通道--第二冲击孔6--外层冷却通道--气膜冷却出口流出，并且第一冲击孔3和第二冲击孔6不同轴设置、第二冲击孔6的轴线与气膜冷却出口不相交，冷却气体需要经过反复的迂回才能够完成从叶体1内部到外部的流动，冷气的流通路径长，在叶体1内部停留的时间长，冷却能力有效提高，冷气利用率提高，从而有效降低冷气用量；并且通过将叶体1的壁面拆分成双层结构，相当于把叶体1的壁面分成两段进行分别冷却，变相减少了叶体1的壁厚，降低了基体的导热热阻，传热效率提高，大幅提升叶片综合冷却效果。
优选地，气膜冷却出口为气膜孔或气膜缝11，气膜缝11为沿着涡轮径向方向设置的长条孔状结构，在使用气膜孔时，可以采用沿涡轮径向方向密布的气膜孔，以保证冷却气体能够快速流出。本申请优选选用图3中的气膜缝11，气膜缝11的设计使得冷却气体在从气膜缝11流出时集中快速流出。
以下以气膜缝11为例进行说明。
优选地，内层冷却通道位于导流管2与叶体1内壁之间的缝隙处，不同冷却单元的内层冷却通道相互连通。内层冷却通道包括相互连通的第一冲击区4和第一横流区5，第一冲击区4与第一冲击孔3对应设置并且第一冲击区4与第一冲击孔3相互连通，第一横流区5沿着垂直于叶片轴线的方向设置，第一横流区5与第二冲击孔6相互连通。通过设置第一横流区5，并且第一冲击孔3与第二冲击孔6处于叶体1周向的不同位置，有效保证了冷却气体在导流管2与叶体1内壁之间的流通长度和流通时间，保证冷却气体能够对叶体1内壁进行有效的冷却；内层层板7在第一冲击区4的位置能够得到有效的冲击冷却。
优选地，第一横流区5内设有与导流管2和内层层板7相连的扰流柱12或扰流肋(图中未示出)。通过设置扰流柱12或扰流肋一方面能够提高导流管2与内层层板7之间的连接强度，另一方面能够将位于内层冷却通道内的冷却气体变成紊流，对内层层板7的壁面形成一定程度的冲击冷却，从而有效提高冷气冷却效率和利用率。
优选地，外层冷却通道设于外层层板8与内层层板7之间，外层冷却通道包括相互连通的第二冲击区9和第二横流区10，第二冲击区9与第二冲击孔6对应设置并且第二冲击区9与第二冲击孔6相互连通，第二横流区10沿着垂直于叶片轴线的方向设置，第二横流区10与第二冷却出口相互连通。通过设置第二横流区10，并且第二冲击孔6与气膜缝11处于叶体1的周向不同位置，有效保证了冷却气体在内层层板7与外层层板8之间能够较长时间的流动，以对叶体1基体的内部进行冷却，从而实现了在叶体1厚度方向上的分层冷却，从而有效降低了叶体1基体导热热阻，提高了对叶体1的冷却质量；第二冲击区9的设置能够保证外层层板8上的局部区域能够得到冲击冷却，可以将其设置于叶片冷却要求高的区域。
同时第一冲击孔3和第二冲击孔6均采用集中式设计，从而形成集中式冲击冷却，将均布的大量小冲击孔，集中为某一区域内少量的较大冲击孔，这样就会形成对某一区域的集中强化冷却，增强局部冲击冷却效果。
优选地，第二横流区10内设有与内层层板7和外层层板8相连的扰流柱12，扰流柱12设有多组并沿着涡轮叶片轴向和/或径向排布。通过设置扰流柱12来一方面提高内层层板7与外层层板8之间的连接强度，另一方面能够将位于内层冷却通道内的冷却气体变成紊流，对内层层板7和外层层板8之间的壁面形成一定程度的冲击冷却，从而有效提高冷气冷却效率和利用率。
优选地，在第一横流区5和第二横流区10内流动的冷却气体，随着流程的增加冷气温度会不断升高，不利用通道末端的冷却，基于该问题，具体优化设计如下：
气膜缝11与冲击孔对应设置，内层冷却通道、第二冲击孔6和外层冷却通道的横截面组合形成U型结构。
这样内层冷却通道的冷却出口与外层冷却通道的冷气进口相对应，内层冷却通道中温度越低的冷气对应外层冷却通道中的冷气温度越高，保证了冷却的均匀性和叶片各个位置的冷却质量。
优选地，为了降低制造难度，导流管2与叶身内部焊接焊接，形成的内层冷却通道结构稳定。
优选地，内层层板7与外层层板8一体铸造形成，铸造完成后，内层层板7与外层层板8之间的外层冷却通道可以直接形成，有效降低了加工的难度。
优选地，冷却单元沿叶片的轴向方向均匀布置有多组，在此优选为三组，任意相邻两组冷却单元之间设有将冷却单元分隔的隔肋13。隔肋13降低由于型芯过长在浇注时发生变形的风险，降低制造难度，同时也有利于增加叶片自身的结构强度。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (10)
1.一种高承温能力涡轮叶片冷却结构，包括叶体(1)，所述叶体(1)的内部设有导流管(2)，所述导流管(2)上开设有第一冲击孔(3)，其特征在于：所述叶体(1)上设有至少一组冷却单元，所述冷却单元包括内层层板(7)和外层层板(8)，所述内层层板(7)的内壁面设于叶体(1)内部，所述外层层板(8)的外壁面设于叶体(1)外部；
所述内层层板(7)上开设有与第一冲击孔(3)连通的第二冲击孔(6)，所述第一冲击孔(3)和第二冲击孔(6)不同轴设置，所述内层层板(7)与第一冲击孔(3)之间形成内层冷却通道；所述外层层板(8)上开设有与叶体(1)外部连通的气膜冷却出口，所述第二冲击孔(6)的轴线与气膜冷却出口不相交，所述气膜冷却出口与第二冲击孔(6)之间开设有外层冷却通道。
2.如权利要求1所述的高承温能力涡轮叶片冷却结构，其特征在于：所述气膜冷却出口为气膜孔或气膜缝(11)，所述气膜缝(11)为沿着涡轮径向方向设置的长条孔状结构。
3.如权利要求1所述的高承温能力涡轮叶片冷却结构，其特征在于：所述内层冷却通道包括相互连通的第一冲击区(4)和第一横流区(5)，所述第一冲击区(4)与第一冲击孔(3)对应设置并且第一冲击区(4)与第一冲击孔(3)相互连通，所述第一横流区(5)沿着垂直于叶片轴线的方向设置，所述第一横流区(5)与第二冲击孔(6)相互连通。
4.如权利要求3所述的高承温能力涡轮叶片冷却结构，其特征在于：所述第一横流区(5)内设有与导流管(2)和内层层板(7)相连的扰流柱(12)或扰流肋。
5.如权利要求1所述的高承温能力涡轮叶片冷却结构，其特征在于：所述外层冷却通道包括相互连通的第二冲击区(9)和第二横流区(10)，所述第二冲击区(9)与第二冲击孔(6)对应设置并且第二冲击区(9)与第二冲击孔(6)相互连通，所述第二横流区(10)沿着垂直于叶片轴线的方向设置，所述第二横流区(10)与第二冷却出口相互连通。
6.如权利要求3所述的高承温能力涡轮叶片冷却结构，其特征在于：所述第二横流区(10)内设有与内层层板(7)和外层层板(8)相连的扰流柱(12)，所述扰流柱(12)设有多组并沿着涡轮叶片轴向和/或径向排布。
7.如权利要求1所述的高承温能力涡轮叶片冷却结构，其特征在于：所述气膜冷却出口与冲击孔对应设置，所述内层冷却通道、第二冲击孔(6)和外层冷却通道的横截面组合形成U型结构。
8.如权利要求1所述的高承温能力涡轮叶片冷却结构，其特征在于：所述导流管(2)与叶身内部焊接焊接。
9.如权利要求1所述的高承温能力涡轮叶片冷却结构，其特征在于：所述内层层板(7)与外层层板(8)一体铸造形成。
10.如权利要求1所述的高承温能力涡轮叶片冷却结构，其特征在于：所述冷却单元沿叶片的轴向方向均匀布置有多组，任意相邻两组冷却单元之间设有将冷却单元分隔的隔肋(13)。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202210260486.7A CN114575931B (zh) | 2022-03-16 | 2022-03-16 | 一种高承温能力涡轮叶片冷却结构 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202210260486.7A CN114575931B (zh) | 2022-03-16 | 2022-03-16 | 一种高承温能力涡轮叶片冷却结构 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN114575931A true CN114575931A (zh) | 2022-06-03 |
| CN114575931B CN114575931B (zh) | 2024-06-07 |
Family
ID=81774754
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202210260486.7A Active CN114575931B (zh) | 2022-03-16 | 2022-03-16 | 一种高承温能力涡轮叶片冷却结构 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN114575931B (zh) |
Citations (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5720431A (en) * | 1988-08-24 | 1998-02-24 | United Technologies Corporation | Cooled blades for a gas turbine engine |
| EP2835501A1 (en) * | 2013-08-08 | 2015-02-11 | Rolls-Royce plc | Aerofoil component and corresponding gas turbine engine |
| CN109812301A (zh) * | 2019-03-06 | 2019-05-28 | 上海交通大学 | 一种具有横向通气孔的涡轮叶片双层壁冷却结构 |
| CN111764967A (zh) * | 2020-07-06 | 2020-10-13 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 涡轮叶片尾缘冷却结构 |
| CN112211676A (zh) * | 2020-11-13 | 2021-01-12 | 清华大学 | 一种涡轮叶片及其双层壁 |
| CN112901282A (zh) * | 2021-02-04 | 2021-06-04 | 大连理工大学 | 一种采用弦向回转冷却通道的涡轮叶片 |
| CN113090335A (zh) * | 2021-05-14 | 2021-07-09 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 一种用于涡轮转子叶片的冲击加气膜双层壁冷却结构 |
| CN114109516A (zh) * | 2021-11-12 | 2022-03-01 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种涡轮叶片端壁冷却结构 |
| CN114109515A (zh) * | 2021-11-12 | 2022-03-01 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种涡轮叶片吸力面冷却结构 |
| CN114109514A (zh) * | 2021-11-12 | 2022-03-01 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种涡轮叶片压力面冷却结构 |
| CN114151138A (zh) * | 2021-10-20 | 2022-03-08 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 涡轮转子叶片的层间组合冷却结构 |
-
2022
- 2022-03-16 CN CN202210260486.7A patent/CN114575931B/zh active Active
Patent Citations (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5720431A (en) * | 1988-08-24 | 1998-02-24 | United Technologies Corporation | Cooled blades for a gas turbine engine |
| EP2835501A1 (en) * | 2013-08-08 | 2015-02-11 | Rolls-Royce plc | Aerofoil component and corresponding gas turbine engine |
| CN109812301A (zh) * | 2019-03-06 | 2019-05-28 | 上海交通大学 | 一种具有横向通气孔的涡轮叶片双层壁冷却结构 |
| CN111764967A (zh) * | 2020-07-06 | 2020-10-13 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 涡轮叶片尾缘冷却结构 |
| CN112211676A (zh) * | 2020-11-13 | 2021-01-12 | 清华大学 | 一种涡轮叶片及其双层壁 |
| CN112901282A (zh) * | 2021-02-04 | 2021-06-04 | 大连理工大学 | 一种采用弦向回转冷却通道的涡轮叶片 |
| CN113090335A (zh) * | 2021-05-14 | 2021-07-09 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 一种用于涡轮转子叶片的冲击加气膜双层壁冷却结构 |
| CN114151138A (zh) * | 2021-10-20 | 2022-03-08 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 涡轮转子叶片的层间组合冷却结构 |
| CN114109516A (zh) * | 2021-11-12 | 2022-03-01 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种涡轮叶片端壁冷却结构 |
| CN114109515A (zh) * | 2021-11-12 | 2022-03-01 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种涡轮叶片吸力面冷却结构 |
| CN114109514A (zh) * | 2021-11-12 | 2022-03-01 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种涡轮叶片压力面冷却结构 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN114575931B (zh) | 2024-06-07 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN111140287B (zh) | 一种采用多边形扰流柱的层板冷却结构 | |
| CN104953766A (zh) | 电机径向通风冷却结构 | |
| CN112145234B (zh) | 一种ω型回转腔层板冷却结构 | |
| WO2023056674A1 (zh) | 一种油冷电机散热结构及电机 | |
| WO2021217792A1 (zh) | 一种涡喷发动机燃烧组件结构 | |
| CN113090335A (zh) | 一种用于涡轮转子叶片的冲击加气膜双层壁冷却结构 | |
| CN102828781B (zh) | 燃气涡轮冷却叶片 | |
| CN201539997U (zh) | 一种高效冷凝器及安装有该冷凝器的空调器 | |
| CN113513372B (zh) | 一种小引气量的双层壁涡轮导向叶片 | |
| CN114109515B (zh) | 一种涡轮叶片吸力面冷却结构 | |
| CN114109514B (zh) | 一种涡轮叶片压力面冷却结构 | |
| CN204669165U (zh) | 电机径向通风冷却结构 | |
| CN112145235B (zh) | 一种ω型回转腔层板冷却结构 | |
| CN114575931A (zh) | 一种高承温能力涡轮叶片冷却结构 | |
| CN113550794A (zh) | 一种涡轮转子叶片的多腔高效冷却结构及其冷却方法 | |
| CN101349523B (zh) | 阶梯碟形强化传热翅片 | |
| CN112145233B (zh) | 一种s型回转腔层板冷却结构 | |
| CN113719323B (zh) | 一种燃气轮机涡轮叶片复合冷却结构 | |
| CN112943379B (zh) | 一种涡轮叶片分离横向回转再交汇式冷却结构 | |
| CN114017131A (zh) | 一种变几何低压涡轮导向叶片半层板冷却结构 | |
| CN112145236B (zh) | 一种双s型回转腔层板冷却结构 | |
| WO2024017385A1 (zh) | 高压涡轮的动叶片 | |
| CN206135626U (zh) | 一种空空冷却器 | |
| CN115506856A (zh) | 一种复合冷却结构的涡轮导向叶片 | |
| CN114718657A (zh) | 一种涡轮叶片叶背局部高效冷却结构 |
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 |