CN115013074A - 一种航空发动机涡轮叶片上缘板冷却结构 - Google Patents

一种航空发动机涡轮叶片上缘板冷却结构 Download PDF

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CN115013074A CN202210885372.1A CN202210885372A CN115013074A CN 115013074 A CN115013074 A CN 115013074A CN 202210885372 A CN202210885372 A CN 202210885372A CN 115013074 A CN115013074 A CN 115013074A
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沈锡钢
朱可可
吴向宇
张志述
韩绪军
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Abstract

本申请属于航空发动机涡轮叶片上缘板冷却结构设计技术领域，具体涉及一种航空发动机涡轮叶片上缘板冷却结构，包括：上缘板，为空腔结构，其前缘侧壁面上具有与其内空腔连通的冷却气进口，其后缘内侧壁面上具有与其内空腔连通的气膜孔；多排扰流柱，支撑在上缘板的空腔内，自上缘板的前缘向后缘方向排列，直径尺寸逐渐增大。

Description

一种航空发动机涡轮叶片上缘板冷却结构
技术领域
本申请属于航空发动机涡轮叶片上缘板冷却结构设计技术领域，具体涉及一种航空发动机涡轮叶片上缘板冷却结构。
背景技术
航空发动机涡轮叶片上缘板承受较高热载荷，为保证其使用寿命，设计有相应的冷却结构。
当前的航空发动机涡轮叶片上缘板冷却结构，多是将上缘板设计为空腔结构，在上缘板前缘侧壁面上开设与其空腔连通的冷却气进口，以及在上缘板后缘内侧壁面开设有与其空腔连通的气膜孔，冷却气可自冷却气进口流入到上缘板空腔内，在上缘板空腔内流动后自气膜孔排出，沿程对上缘板进行冷却，以此防止上缘板受高温侵蚀，自气膜孔排出的冷却气，可在上缘板后缘内侧壁面形成气膜，进一步防止上缘板受高温侵蚀，此外，为了增强对上缘板的冷却效果，在上缘板空腔内设置有带回转的扰流肋，以强化冷却气在上缘板空腔内流动对上缘板的冷却效果，如图1所示，该种技术方案存在以下缺陷：
1)上缘板空腔内带回转的扰流肋，结构复杂，铸造成型困难；
2)上缘板空腔内带回转的扰流肋，致使冷却气在空腔内流动阻力大，易发生阻塞现象，对上缘板的冷却效果难以保证；
3)气膜孔在上缘板后缘内侧壁面直排分布，由气膜孔排出冷却气形成的气膜，不能够准确覆盖到上缘板后缘内侧壁面热负荷较高的部位，难以有效防止上缘板受高温侵蚀。
鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
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，其并不必然属于本专利申请的现有技术，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
本申请的目的是提供一种航空发动机涡轮叶片上缘板冷却结构，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
本申请的技术方案是：
一种航空发动机涡轮叶片上缘板冷却结构，包括：
上缘板，为空腔结构，其前缘侧壁面上具有与其内空腔连通的冷却气进口，其后缘内侧壁面上具有与其内空腔连通的气膜孔；
多排扰流柱，支撑在上缘板的空腔内，自上缘板的前缘向后缘方向排列，直径尺寸逐渐增大。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机涡轮叶片上缘板冷却结构中，相邻两排扰流柱间交错分布。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机涡轮叶片上缘板冷却结构中，冷却气进口中具有多个分流块，沿上缘板横向分布，将冷却气进口分割为多个小冷却气进口。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机涡轮叶片上缘板冷却结构中，上缘板的空腔内靠近冷却气进口具有多个导流条，各个导流条平行于上缘板空腔两侧的侧壁。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机涡轮叶片上缘板冷却结构中，气膜孔有多个，集中分布在上缘板后缘内侧壁面热负荷较高的部位。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机涡轮叶片上缘板冷却结构中，上缘板、各排扰流柱整体铸造成型。
附图说明
图1是现有航空发动机涡轮叶片上缘板冷却结构的示意图；
图2是本申请实施例提供的航空发动机涡轮叶片上缘板冷却结构示意图；
图3是图2的A-A向剖视图；
图4是本申请实施例提供的上缘板后缘内侧壁面上气膜孔分布的示意图；
图5是本申请实施例提供的上缘板前缘侧壁面上冷却进气孔及其分流块的示意图；
其中：
1-上缘板；2-扰流柱；3-分流块；4-导流条。
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，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
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。
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。
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。
下面结合附图1至图5对本申请做进一步详细说明。
一种航空发动机涡轮叶片上缘板冷却结构，包括：
上缘板1，为空腔结构，其前缘侧壁面上具有与其内空腔连通的冷却气进口，其后缘内侧壁面上具有与其内空腔连通的气膜孔；
多排扰流柱2，支撑在上缘板1的空腔内，自上缘板1的前缘向后缘方向排列，直径尺寸逐渐增大。
对于上述实施例公开的航空发动机涡轮叶片上缘板冷却结构，领域内技术人员可以理解的是，冷却气可自冷却气进口流入到上缘板1的空腔内，在上缘板1空腔内流动后自气膜孔排出，沿程对上缘板1进行冷却，防止上缘板受高温侵蚀，自气膜孔排出的冷却气，可在上缘板1后缘内侧壁面形成气膜，进一步防止上缘板受高温侵蚀，此外，在上缘板1的空腔内设置多排扰流柱1，可强化冷却气在上缘板1空腔内流动对上缘板1的冷却效果。
对于上述实施例公开的航空发动机涡轮叶片上缘板冷却结构，领域内技术人员还可以理解的是，其设置上缘板1空腔内的各排扰流柱2自上缘板1的前缘向后缘方向排列，直径尺寸逐渐增大，即沿冷却气在上缘板1空腔内流动方向直径尺寸逐渐增大，靠近冷却气流动上游排的扰流柱2直径尺寸较小，在冷却气流动上游对冷却气流动阻力较小，可更好的引导冷却气在上缘板1空腔内流动，避免发生壅塞现象，保证对上缘板1的冷却效果，此外，各排扰流柱2可有效支撑上缘板1空腔，保证上缘板1整体的结构强度。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机涡轮叶片上缘板冷却结构中，相邻两排扰流柱2间交错分布，以对上缘板1空腔内冷却气流动具有较好的扰流效果，增强对上缘板1的冷却效果。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机涡轮叶片上缘板冷却结构中，冷却气进口中具有多个分流块3，沿上缘板1横向分布，将冷却气进口分割为多个小冷却气进口，以在进口部位对冷却气进行分流，降低冷却气向上缘板1空腔内流入的阻力。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机涡轮叶片上缘板冷却结构中，上缘板1的空腔内靠近冷却气进口具有多个导流条4，各个导流条4平行于上缘板1空腔两侧的侧壁，以对上缘板1空腔内流动的冷却气进行导流，降低冷却气在上缘板1空腔内流动的阻力。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机涡轮叶片上缘板冷却结构中，气膜孔有多个，集中分布在上缘板1后缘内侧壁面热负荷较高的部位，以此使由气膜孔排出冷却气形成的气膜，能够准确覆盖到上缘板1后缘内侧壁面热负荷较高的部位，从而有效防止上缘板受高温侵蚀，上缘板1后缘内侧壁面热负荷较高的部位可通过仿真模拟或试验得到。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机涡轮叶片上缘板冷却结构中，上缘板1空腔内设置多排扰流柱2结构简单，可将所述上缘板(1)、各排扰流柱(2)整体铸造成型，不易出现裂纹，产生较大变形，使结构整体具有较高的可靠性。
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。
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。

Claims (6)

1.一种航空发动机涡轮叶片上缘板冷却结构，其特征在于，包括：
上缘板(1)，为空腔结构，其前缘侧壁面上具有与其内空腔连通的冷却气进口，其后缘内侧壁面上具有与其内空腔连通的气膜孔；
多排扰流柱(2)，支撑在所述上缘板(1)的空腔内，自所述上缘板(1)的前缘向后缘方向排列，直径尺寸逐渐增大。
2.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片上缘板冷却结构，其特征在于，
相邻两排扰流柱(2)间交错分布。
3.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片上缘板冷却结构，其特征在于，
所述冷却气进口中具有多个分流块(3)，沿所述上缘板(1)横向分布，将所述冷却气进口分割为多个小冷却气进口。
4.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片上缘板冷却结构，其特征在于，
所述上缘板(1)的空腔内靠近所述冷却气进口具有多个导流条(4)，各个所述导流条(4)平行于所述上缘板(1)空腔两侧的侧壁。
5.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片上缘板冷却结构，其特征在于，
所述气膜孔有多个，集中分布在所述上缘板(1)后缘内侧壁面热负荷较高的部位。
6.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片上缘板冷却结构，其特征在于，
所述上缘板(1)、各排扰流柱(2)整体铸造成型。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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