CN117072252A - 一种应用于导叶泄露流的槽缝结构及冷却装置 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及燃气轮机涡轮叶片冷却技术领域，公开一种应用于导叶泄露流的槽缝结构及冷却装置，包括第一槽面和第二槽面，第一槽面和第二槽面之间间隔形成冷却通道，冷却通道用于导通冷却气体；其中，第一槽面上沿垂直于冷却气体的流动方向设置有连续分布的多个凹槽，相邻两凹槽之间形成凸起部位，凸起部位包括两侧边，两侧边沿远离第一槽面的方向延伸并交汇形成端点部位，多个端点部位位于同一平面上且与第二槽面相互平行，凹槽与凸起部位相对于侧边中线中心对称。本发明可使冷却气体能够更好的覆盖在涡轮导叶缘板及端壁的表面，具有更好的周向覆盖能力，具有更好的冷却效果，在达到相同冷却效率的基础上，能够减小冷却气用量。
Description
技术领域
本发明涉及燃气轮机涡轮叶片冷却技术领域，特别是涉及一种应用于导叶泄露流的槽缝结构及冷却装置。
背景技术
作为航空发动机最重要的参数之一，涡轮进口温度对于航空发动机的整体性能有极大影响，涡轮前温度的提高不仅能够推高发动机的推力，还能通过增压比相应调整以此来提高发动机的循环效率，提高涡轮前温度成为工程设计师不断追求的设计目标。目前先进的航空发动机涡轮前温度已经超过2000K，这样的极度高温已经超过了涡轮材料的耐温极限，因此必须采用相应的冷却技术，对于叶片而言当前主要冷却方案采用内部对流、冲击冷却同外部气膜冷却相结合的方式，对涡轮叶片起到热防护的作用。对于端壁而言，首先利用火焰筒上气膜冷却对壁面进行冷却，通过对于燃烧室出口的温度型进行设计，使其成为两侧低温，中间高温的温度型，降低导叶动叶的叶顶、叶根及端壁的冷却难度，从而减少冷气用量；其次在端壁上设计气膜冷却孔达到冷却设计的目的，通过冷却气的覆盖降低热通量，进而减小温度载荷；槽缝冷却原来并不是一种主动冷却方式，工程师发生由于火焰筒与导叶安装部位并不能达到完全密封由于火焰筒与叶片搭接区域存在泄漏流，工程师主动将该区域设计为非搭接结构，使得来自高压压气机的冷却气主动的从槽缝当中流出，低温冷气流出后附着在壁面，对于导叶的前缘板及端壁有较好的冷却效果。槽缝冷却也逐渐成为一种主流的导叶冷却设计方式。Landfester C(Landfester C,Müller G, M,etal.Aerodynamic effects of turbine vane end wall film cooling for differentpurge slot configurations in a linear cascade[C]//International Gas TurbineConference(IGTC),Paper No.IGTC-201-60.2019)等人对于导叶槽缝冷却的结构参数进行了研究，分析了不同槽缝倾角、不同槽缝宽度组合下的端壁冷却。Thrift A A(Thrift A A,Thole K A,Hada S.Effects of orientation and position of the combustor-turbineinterface on the cooling of a vane endwall[J].2012)则对耦合面位置对于导叶槽缝冷却的影响进行了探究。目前国内外的研究集中在对于槽缝的单结构参数优化、多结构参数组合，以及槽缝排布位置对于槽缝冷却的影响，还加入了主流湍流度、非均匀进气等真实工况进行研究以保证研究更为贴近实际。
然而针对一级导叶的冷却槽缝设计，虽然可以通过对于结构参数进行单参数寻优、多参数优化来提高其绝热冷却效率，但是往往在实际应用当中，考虑到加工和装配等因素的影响，以及实际过程中的应用，对于参数进行不断的调整是不现实的，结构参数也不能仅仅因为考虑端壁而大范围的改动设计，需要一体化进行相应的匹配性设计。目前还没有关于从结构本身进行改进的结构研究，结构本身的改型研究也能够给槽缝性能带来很大的影响，这部分的研究还略显空白，其设计对于涡轮端壁的冷却性能提升具有重要意义，在相同的冷却气条件下能够达到更优的覆盖效果，端壁槽缝改型设计对于端壁冷却十分重要。
综上可知，如何设计一种应用于涡轮导叶进口处的新型槽缝结构，显著的提高端壁的气体覆盖效果，提升端壁附近的壁面冷却性能，并且保证结构简单、便于加工的新型冷却结构，是本领域亟待解决的问题。
发明内容
本发明的目的是提供一种应用于导叶泄露流的槽缝结构，以解决现有技术存在的问题。
为实现上述目的，本发明提供了如下方案：本发明提供一种应用于导叶泄露流的槽缝结构，包括：
第一槽面和第二槽面，所述第一槽面和所述第二槽面之间间隔形成冷却通道，所述冷却通道用于导通冷却气体；
其中，所述第一槽面上沿垂直于所述冷却气体的流动方向设置有连续分布的多个凹槽，相邻两所述凹槽之间形成凸起部位，所述凸起部位包括两侧边，两所述侧边沿远离所述第一槽面的方向延伸并交汇形成端点部位，多个所述端点部位位于同一平面上且与所述第二槽面相互平行，所述凹槽与所述凸起部位相对于所述侧边中线中心对称。
优选的，两所述侧边通过圆弧倒角过渡以形成所述端点部位。
优选的，所述端点部位为两所述侧边交汇形成的尖端。
优选的，所述凹槽轴线方向长度为20mm-50mm。
优选的，位于平行于所述第二槽面的平面上的两相邻端点部位之间的距离为20mm-26mm。
优选的，所述凹槽的深度为2mm-4mm。
优选的，两所述侧边交汇形成的尖端角度为120°-160°。
一种冷却装置，包括：
涡轮静子内侧机匣和涡轮静子外侧机匣，所述涡轮静子内侧机匣的一侧固接有涡轮前缘缘板；
涡轮叶片，设置在所述涡轮静子内侧机匣和所述涡轮静子外侧机匣之间；
所述涡轮静子外侧机匣与所述火焰筒外壁面之间形成一个平直槽缝；
所述涡轮前缘缘板与所述火焰筒内壁面之间形成权利要求1-7所述的一种应用于导叶泄露流的槽缝结构；
其中，所述火焰筒内壁面和火焰筒外壁面之间构成燃气流动通道，所述涡轮静子内侧机匣、涡轮静子外侧机匣和涡轮叶片组成涡轮流道，所述燃气从所述涡轮流道内部流过，以使得发动机产生推力，所述平直槽缝和所述槽缝结构共同构成了冷却通道，所述冷却气体从槽缝结构冲出后对所述涡轮叶片的前缘端壁进行保护。
优选的，所述槽缝结构设置在所述涡轮叶片一侧0.13-0.15轴向弦长位置上。
优选的，所述槽缝结构与所述火焰筒内壁面之间夹角为30°-90°。
本发明公开了以下技术效果：本发明使冷却气体能够更好的覆盖在涡轮导叶缘板及端壁的表面，具有更好的周向覆盖能力，具有更好的冷却效果，在达到相同冷却效率的基础上，能够减小冷却气用量，对于端壁气膜冷却的设计也是一种补充。本发明对一级导叶缘板进行构型设计，具有结构简单，加工容易的特点，可以应用于航空发动机涡轮导向叶片的加工，以此来提高冷却效果。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例1中的轴视图。
图2为本发明实施例1中的右视图。
图3为本发明实施例1中B-B的剖视图。
图4为本发明实施例1中A-A的剖视图。
图5为本发明实施例1中展向平均气膜冷却效率沿着轴向的分布曲线。
图6为本发明实施例1中在x＝-0.01m处气膜冷却效率沿着y方向的分布曲线。
图7为本发明实施例2中的轴视图。
图8为本发明实施例2中的右视图。
图9为本发明实施例2中B-B的剖视图。
图10为本发明实施例2中A-A的剖视图。
图11为本发明实施例2中展向平均气膜冷却效率沿着轴向的分布曲线。
图12为本发明实施例2中在x＝-0.01m处气膜冷却效率沿着y方向的分布曲线。
其中，1、涡轮静子内侧机匣；2、涡轮叶片；3、涡轮前缘缘板；4、涡轮静子外侧机匣；5、火焰筒外壁面；6、火焰筒内壁面。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
实施例1
参照图1-图6，一种应用于导叶泄露流的槽缝结构，包括：
第一槽面和第二槽面，第一槽面和第二槽面之间间隔形成冷却通道，冷却通道用于导通冷却气体；
其中，第一槽面上沿垂直于冷却气体的流动方向设置有连续分布的多个凹槽，相邻两凹槽之间形成凸起部位，凸起部位包括两侧边，两侧边沿远离第一槽面的方向延伸并交汇形成端点部位，多个端点部位位于同一平面上且与第二槽面相互平行，凹槽与凸起部位相对于侧边中线中心对称。
两侧边通过圆弧倒角过渡以形成端点部位，使得本实施例中的槽缝结构形成波纹形槽缝。
由于传统的导叶槽缝冷却几乎都是采用平直槽，因此本实施例通过对于涡轮前缘缘板3设计一种波纹形槽面构型，在与燃烧室火焰筒出口拼接后，形成类似波纹的槽缝结构，帮助冷却气体从槽缝中吹出周向的周向动量较原有平直槽均匀性减弱，集中在波纹槽(即凹槽)的波谷位置，冷却气体能够更好的覆盖在涡轮叶片2缘板及端壁的表面，具有更好的周向覆盖能力，具有更好的冷却效果，在达到相同冷却效率的基础上，能够减小冷却气用量，对于端壁气膜冷却的设计也是一种补充。本实施例对一级导叶缘板进行构型设计，具有结构简单，加工容易的特点，可以应用于航空发动机涡轮导向叶片的加工，以此来提高冷却效果。
凹槽轴线方向长度为20mm-50mm。
位于平行于第二槽面的平面上的两相邻端点部位之间的距离为20mm-26mm。
凹槽的深度为2mm-4mm。
为了具体表明结构的尺寸，采用了一个具体的实施例进行说明，在本实施例当中，对于波纹形槽缝结构主要由槽缝倾角α、槽缝长度L,凹槽深度进行描述，在本实施例当中，槽缝倾角α的具体值为45°，槽缝长度L为30mm，凹槽开口长度为23.2mm，凹槽深度为3mm。需要说明的是，在本实施例当中，为了对比原有结构与波纹形槽缝结构的不同，除了涡轮前缘缘板3侧的槽缝边有不同外，其余的结构完全相同，并且平直槽缝的流道面积与波纹形槽缝一样。同时其仿真时为了保证与实际工作环境相同，选用的主流温度为810K，二次流冷气为500K，吹风比按照公式BR＝(ρu)c/(ρu)main定义,吹风比取1。
图5是分别在带有平直槽缝、波纹形槽缝下的展向平均绝热气膜冷效沿轴向分布的曲线图，图6是在x＝-0.01m的截面和流道相交的交线上绝热气膜冷效沿y轴的分布曲线，两种图在两个维度上对于新型波纹形槽缝对端壁冷却带来的提升进行证明。
图5及图6中，实心线代表的是平直槽缝下的气膜冷却效率，虚线代表的是波纹形槽缝下的气膜冷却效率，图5当中，虚线所代表的波纹形槽缝，其展向平均绝热气膜冷却效率在轴向上一直都大于普通的平直槽缝，且增益水平在轴向上一致性较强，其在吹风比为一的工况下，轴向上展向平均气膜冷效均增强约0.025，整体的气膜冷却水平在0.2左右附近，整体上波纹形槽缝对于平均冷却效率提高了约12％～15％，这表明设计的波纹形槽缝能够有效的提高二次流冷气在壁面及前缘缘板处的覆盖面积，具有更优的轴向冷却效果；而图6表示的则是展向上的气膜冷却效率的分布，可以看到新型冷却槽下展向上的气膜冷却效率变高，这表明采用波纹形槽缝后，冷却气在展向上的覆盖范围变广，意味着叶片前缘处将有更多的冷却气体覆盖，从图中可以看出，几乎在整个y方向上，波纹形槽缝的气膜冷却效率均高于平直槽。综合图5和图6可以看出，在低吹风比条件下，波纹形槽使得槽缝冷却效率在整个端壁附近都有显著提升，对于涡流通道的上游有较强的覆盖作用，随着往下游的输运，冷却气逐渐被二次流抬升离开壁面，冷却效率逐渐降低，然而相较于平直槽，仍然有较高的冷却效率提升。
本发明生成波纹形弧线对槽缝冷却的冷却槽进行构型的改良，使得泄漏流出射时的动量更为集中，在轴向和周向上具有更佳的覆盖效果，设计出一种应用于涡轮导叶进口处的波纹形槽缝结构，并提出一种导流方法，利用数值仿真技术对该新型槽缝进行了改良效果的验证，定量的分析了波纹形槽缝对于端壁气膜冷却效果有较优的提升作用，通过改变出流冷气的动量特性，增加展向的冷却气覆盖效果，从而更好的隔绝高温燃气对于壁面的热侵蚀。
实施例2
参照图7-图12，一种应用于导叶泄露流的槽缝结构，包括：
第一槽面和第二槽面，第一槽面和第二槽面之间间隔形成冷却通道，冷却通道用于导通冷却气体；
其中，第一槽面上沿垂直于冷却气体的流动方向设置有连续分布的多个凹槽，相邻两凹槽之间形成凸起部位，凸起部位包括两侧边，两侧边沿远离第一槽面的方向延伸并交汇形成端点部位，多个端点部位位于同一平面上且与第二槽面相互平行，凹槽与凸起部位相对于侧边中线中心对称。
端点部位为两侧边交汇形成的尖端，使得本实施例中的槽缝结构形成三角形槽缝。
传统的导叶槽缝冷却几乎都是采用平直槽缝，通过对于涡轮前缘缘板3设计一种三角形槽面构型，在与燃烧室火焰筒出口拼接后，形成类似三角的槽缝结构，帮助冷却气体从三角形槽缝中吹出后冷气攻角发出了改变，冷却气体能够更好的覆盖在涡轮叶片2缘板及端壁的表面，具有更好的周向覆盖能力，具有更好的冷却效果，在达到相同冷却效率的基础上，能够减小冷却气用量，对于端壁气膜冷却的设计也是一种补充。本实施例对一级导叶缘板进行构型设计，具有结构简单，加工容易的特点，可以应用于航空发动机涡轮导向叶片的加工，以此来提高冷却效果。
凹槽轴线方向长度为20mm-50mm。
位于平行于第二槽面的平面上的两相邻端点部位之间的距离为20mm-26mm。
凹槽的深度为2mm-4mm。
两侧边交汇形成的尖端角度为120°-160°，即三角形顶角角度。
为了具体表明结构的尺寸，采用了一个具体的实施例进行说明，在本实施例当中，对于三角形槽缝结构主要由槽缝倾角α、槽缝长度L,凹槽深度进行描述，在本实施例当中，槽缝倾角α的具体值为45°，槽缝长度L为30mm，凹槽开口长度为23.2mm，凹槽深度为3mm，顶角为135°。需要说明的是，在本实施例当中，为了对比原有结构与三角形槽缝结构的不同，除了涡轮前缘缘板3侧的槽缝边有不同外，其余的结构完全相同，并且平直槽缝的流道面积与三角形槽缝一样。同时其仿真时为了保证与实际工作环境相同，选用的主流温度为810K，二次流冷气为500K，吹风比按照公式BR＝(ρu)c/(ρu)main定义,吹风比取1。
图11是分别在带有平直槽缝、三角形槽缝下的展向平均绝热气膜冷效沿轴向分布的曲线图，图12是在x＝-0.01m的截面和流道相交的交线上绝热气膜冷效沿y轴的分布曲线，两种图在两个维度上对于新型三角形槽缝对端壁冷却带来的提升进行证明。
图11及图12中，实心线代表的是平直槽缝下的气膜冷却效率，虚线代表的是三角形槽缝下的气膜冷却效率，图5当中，虚线所代表的三角形槽缝，其展向平均绝热气膜冷却效率在轴向上一直都大于普通的平直槽，且增益水平在轴向上一致性较强，其在吹风比为一的工况下，轴向上展向平均气膜冷效均增强约0.025，整体的气膜冷却水平在0.2左右附近，整体上三角形槽缝对于平均冷却效率提高了约12％～15％，这表明设计的三角形槽缝能够有效的提高二次流冷气在壁面及前缘缘板处的覆盖面积，具有更优的轴向冷却效果；而图6表示的则是展向上的气膜冷却效率的分布，可以看到冷却槽下展向上的气膜冷却效率变高，这表明采用三角形槽缝后，冷却气在展向上的覆盖范围变广，意味着叶片前缘处将有更多的冷却气体覆盖，从图中可以看出，几乎在整个y方向上，三角形槽的气膜冷却效率均高于平直槽。综合图11和图12可以看出，在低吹风比条件下，三角形槽缝使得槽缝冷却效率在整个端壁附近都有显著提升，对于涡流通道的上游有较强的覆盖作用，随着往下游的输运，冷却气逐渐被二次流抬升离开壁面，冷却效率逐渐降低，然而相较于平直槽，仍然有较高的冷却效率提升。
本发明生成三角形弧线对槽缝冷却的冷却槽进行构型的改良，使得泄漏流出射时的动量更为集中，在轴向和周向上具有更佳的覆盖效果，设计出一种应用于涡轮导叶进口处的新型新型三角形槽缝结构，并提出一种导流方法，利用数值仿真技术对该新型槽缝进行了改良效果的验证，定量的分析了三角形槽缝对于端壁气膜冷却效果有较优的提升作用，通过改变出流冷气的动量特性，增加展向的冷却气覆盖效果，从而更好的隔绝高温燃气对于壁面的热侵蚀。
实施例3
一种冷却装置，包括：
涡轮静子内侧机匣1和涡轮静子外侧机匣4，涡轮静子内侧机匣1的一侧固接有涡轮前缘缘板3；
涡轮叶片2，设置在涡轮静子内侧机匣1和涡轮静子外侧机匣4之间；
涡轮静子外侧机匣4与火焰筒外壁面5之间形成一个平直槽缝；
涡轮前缘缘板3与火焰筒内壁面6之间形成权利要求1-7的一种应用于导叶泄露流的槽缝结构；
其中，火焰筒内壁面6和火焰筒外壁面5之间构成燃气流动通道，涡轮静子内侧机匣1、涡轮静子外侧机匣4和涡轮叶片2组成涡轮流道，燃气从涡轮流道内部流过，以使得发动机产生推力，平直槽缝和槽缝结构共同构成了冷却通道，冷却气体从槽缝结构冲出后对涡轮叶片2的前缘端壁进行保护。
燃气流动通道和涡轮流道两个通道共同拼合成高温燃气的主流通道，燃气从其中流通向下游传播，完成布雷顿循环。
高温燃气从火焰筒内壁面6和火焰筒外壁面5构成的燃烧室内的燃气体流动通道流出后，进入涡轮静子内侧机匣1、涡轮静子外侧机匣4、涡轮叶片2壁面构成的涡轮通道冲击在涡轮叶片2及端壁壁面处。冷却气体在二次流通道中流入火焰筒内壁面6与涡轮前缘缘板3共同构成的槽缝结构形成的冷却通道，紧接着流入涡轮通道，覆盖在端壁表面，隔绝高温主流，保护端壁处不受高温侵蚀，槽缝结构通过改变冷却气体流出时动量的分布特点，改进冷却气体在端壁表面的覆盖效果，达到提高绝热冷却效率的作用，从而提高冷却的设计效果。
槽缝结构设置在涡轮叶片2一侧0.13-0.15轴向弦长位置上。
槽缝结构位于涡轮前缘缘板3的上游位置，第一槽面位于涡轮前缘缘板3上。
槽缝结构与火焰筒内壁面6之间夹角为30°-90°，即槽缝倾角α。
燃气从燃烧室处流入上述的火焰筒流道内部，再从火焰筒流道内部流入由涡轮静子外侧机匣4、涡轮静子内侧机匣1、涡轮叶片2共同组成的涡轮流道，构建高温燃气主流；火焰筒内壁面6与涡轮前缘缘板3共同组成槽缝结构，作为应用于导叶泄漏流的波纹形或三角形槽缝，冷却气体由火焰筒内壁面6、涡轮前缘缘板3构成的波纹形或者三角形槽缝流入涡轮流道当中，在下端壁壁面及涡轮静子内侧机匣1内壁面处覆盖。
本发明还提供一种应用于导叶泄漏流新型槽缝结构导流方法，其采用如上的任意一种应用于导叶泄漏流的槽缝结构，来自高压压气机引流的高压冷气，从槽缝结构入口进入，在槽缝结构内部流动一段距离后，流体的动量在波纹形或者三角形槽缝内结构发生再分布，流出槽缝结构后在涡轮静子机匣内侧形成冷却气膜，将高温主流与壁面隔离，保护壁面不受高温主流的侵蚀。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”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，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。
以上所述的实施例仅是对本发明的优选方式进行描述，并非对本发明的范围进行限定，在不脱离本发明设计精神的前提下，本领域普通技术人员对本发明的技术方案做出的各种变形和改进，均应落入本发明权利要求书确定的保护范围内。
Claims (10)
1.一种应用于导叶泄露流的槽缝结构，其特征在于，包括：
第一槽面和第二槽面，所述第一槽面和所述第二槽面之间间隔形成冷却通道，所述冷却通道用于导通冷却气体；
其中，所述第一槽面上沿垂直于所述冷却气体的流动方向设置有连续分布的多个凹槽，相邻两所述凹槽之间形成凸起部位，所述凸起部位包括两侧边，两所述侧边沿远离所述第一槽面的方向延伸并交汇形成端点部位，多个所述端点部位位于同一平面上且与所述第二槽面相互平行，所述凹槽与所述凸起部位相对于所述侧边中线中心对称。
2.根据权利要求1所述的一种应用于导叶泄露流的槽缝结构，其特征在于：两所述侧边通过圆弧倒角过渡以形成所述端点部位。
3.根据权利要求1所述的一种应用于导叶泄露流的槽缝结构，其特征在于：所述端点部位为两所述侧边交汇形成的尖端。
4.根据权利要求1所述的一种应用于导叶泄露流的槽缝结构，其特征在于：所述凹槽轴线方向长度为20mm-50mm。
5.根据权利要求1所述的一种应用于导叶泄露流的槽缝结构，其特征在于：位于平行于所述第二槽面的平面上的两相邻端点部位之间的距离为20mm-26mm。
6.根据权利要求3所述的一种应用于导叶泄露流的槽缝结构，其特征在于：所述凹槽的深度为2mm-4mm。
7.根据权利要求3所述的一种应用于导叶泄露流的槽缝结构，其特征在于：两所述侧边交汇形成的尖端角度为120°-160°。
8.一种冷却装置，其特征在于，包括：
涡轮静子内侧机匣(1)和涡轮静子外侧机匣(4)，所述涡轮静子内侧机匣(1)的一侧固接有涡轮前缘缘板(3)；
涡轮叶片(2)，设置在所述涡轮静子内侧机匣(1)和所述涡轮静子外侧机匣(4)之间；
所述涡轮静子外侧机匣(4)与火焰筒外壁面(5)之间形成一个平直槽缝；
所述涡轮前缘缘板(3)与火焰筒内壁面(6)之间形成权利要求1-7所述的一种应用于导叶泄露流的槽缝结构；
其中，所述火焰筒内壁面(6)和火焰筒外壁面(5)之间构成燃气流动通道，所述涡轮静子内侧机匣(1)、涡轮静子外侧机匣(4)和涡轮叶片(2)组成涡轮流道，所述燃气从所述涡轮流道内部流过，以使得发动机产生推力，所述平直槽缝和所述槽缝结构共同构成了冷却通道，所述冷却气体从槽缝结构冲出后对所述涡轮叶片(2)的前缘端壁进行保护。
9.根据权利要求8所述的一种冷却装置，其特征在于：所述槽缝结构设置在所述涡轮叶片(2)一侧0.13-0.15轴向弦长位置上。
10.根据权利要求8所述的一种冷却装置，其特征在于：所述槽缝结构与所述火焰筒内壁面(6)之间夹角为30°-90°。
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| CN202311221999.8A CN117072252A (zh) | 2023-09-21 | 2023-09-21 | 一种应用于导叶泄露流的槽缝结构及冷却装置 |
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| CN202311221999.8A CN117072252A (zh) | 2023-09-21 | 2023-09-21 | 一种应用于导叶泄露流的槽缝结构及冷却装置 |
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