CN201474728U - 涡轮冷却叶片 - Google Patents

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周志翔
赵尊盛
贺宜红
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Abstract

本实用新型涉及一种涡轮冷却叶片,包括叶片基体和设在其内的冷气流腔,在冷气流腔内设有的冲击管,其要点是冷气流腔的内壁面上设有凸台,冲击管固接在凸台上;冲击管管壁与冷气流腔内壁面之间的间隙为0.5-1.0毫米,冷气流腔后部设有交叉排列的扰流柱,冷气流腔出口设有槽缝和肋。本实用新型的优点是叶片冷却腔结构简单,制造容易,费用低,冲击管由凸台固定,冲击管不易变形,保证了冲击管与叶片内壁之间的间隙不变,冷却效率提高40%~50%,叶片表面温度分布均匀,热应力小,使用寿命提高10%~20%。

Description

涡轮冷却叶片
技术领域
本实用新型涉及一种叶片,具体涉及一种小型燃气涡轮轴发动机涡轮冷却叶片。
背景技术
涡轮叶片是航空发动机的重要热端部件,尤其是导向叶片直接承受燃烧室出口高温燃气的冲刷,目前涡轴发动机燃烧室出口峰值温度已达1600K以上,而现有叶片材料的工作温度不超过1370K。为提高现有材料的叶片工作温度,大多采用高温涂层、空心叶片,叶片内表面对流冷却、叶片外表面气膜冷却等。但是对于小型涡轮轴发动机,由于叶片外形尺寸小,轮廓尺寸约2~3cm,传统的叶片冷却设计只采用较为简单的大流通面积的内部径向通道,冷气自上而下(或自下而上)地流过导向叶片内部通道以冷却叶片内腔壁面,冷却效果较差。气膜冷却需在叶片表面开设气膜孔,气膜孔的孔径和角度都有严格的要求,加工工艺复杂、制造时间长、费用高,而且流动损失大;为了保证发动机工作的安全性和可靠性,叶片的工作温度不允许超过其材料的耐受温度,这就需要一种新型的涡轮冷却叶片。
发明内容
本实用新型的目的是为了提供一种冷却效果好,叶片表面温度分布均匀,制造工艺简单,时间短,费用低的涡轮冷却叶片。
本实用新型包括叶片基体和设在其内的冷气流腔,在冷气流腔内设有的冲击管,其特征在于:所述的冷气流腔的内壁面上设有凸台,冲击管固接在凸台上;冲击管管壁与冷气流腔内壁面之间的间隙为0.5-1.0毫米,冷气流腔后部设有交叉排列的扰流柱,冷气流腔出口设有槽缝和肋。
所述的凸台为半球形,直径为0.5~2毫米,凸台的纵向与横向间距比(a/b)为1-5。
所述的冲击管的管壁上设有交叉排列的冲击孔,冲击孔直径为0.3?.5毫米,冲击孔纵向与横向间距比(n/p)为2-5。
所述的扰流柱的高度为1.5~0.3毫米,沿尾缘向后逐渐减小,直径为1?毫米,扰流柱纵向与横向间距比(h/f)为5-10。
所述的槽缝和肋的间隔比为(m/L)为1-5。
本实用新型的优点是冷气流腔结构简单,制造容易,费用低,冲击管由凸台固定,冲击管不易变形,保证了冲击管与叶片内壁之间的间隙不变,冷却效率提高40%~50%,叶片表面温度分布均匀,热应力小,使用寿命提高10%~20%。
附图说明
图1是本实用新型的结构示意图
图2是图1的B-B向视图
图3是图2的A-A向视图
图4为冲击管2的结构示意图
图中1、叶片基体,2、冲击管,3、冷气流腔,4、凸台,5、扰流柱,6、槽缝,8、肋,9、冲击孔,10、冲击管安装边,a、凸台纵向间距,b、凸台横向间距,L、肋宽,m、槽缝宽,n、冲击孔纵向间距,p、冲击孔横向间距,h、扰流柱纵向间距,f、扰流柱横向间距
具体实施方式
本实用新型的涡轮冷却叶片由叶片基体1和设在其内的冷气流腔3、冲击管2组成。冷气流腔3的内壁面上设有20个,纵向与横向间距比(a/b)为2,直径为1.6毫米的凸台4,凸台4为半球形。冲击管2固接在凸台4上。
冲击管2管壁与冷气流腔3内壁面之间的间隙为0.8毫米,在冲击管2管壁上开有72个孔径为0.6毫米,纵向与横向间距比(n/p)为1.5,交叉排列的冲击孔9。
冷气流腔3的后部设有交叉排列的5排共23个直径为1.5毫米,高度分别为1.2、1.0、0.8和0.6和0.5毫米的扰流柱5,扰流柱5的纵向与横向间距比(h/f)为8。
冷气流腔3的出口设有5个长方形槽缝6和肋8,槽缝6与肋8的间隔比为(m/L)为2。
使用时,将冲击管2插入叶片基体1的冷气流腔3内,与球形凸台4连接,冲击管安装边10与叶片基体1的上端面连接。
工作时,冷气流进入冲击管2,经冲击孔9流出,对叶片基体1的冷气流腔3的内壁冲击冷却,随后沿冲击管2与冷气流腔3的内壁之间的间隙向后流动,流过交叉排列的5排扰流柱5,最后冷气流从槽缝6排出,进入主流道。

Claims (5)

1.一种涡轮冷却叶片,包括叶片基体(1)和设在其内的冷气流腔(3),在冷气流腔(3)内设有的冲击管(2),其特征在于:所述的冷气流腔(3)的内壁面上设有凸台(4),冲击管(2)固接在凸台(4)上;冲击管(2)管壁与冷气流腔(3)内壁面之间的间隙为0.5-1.0毫米,冷气流腔(3)后部设有交叉排列的扰流柱(5),冷气流腔(3)出口设有槽缝(6)和肋(8)。
2.根据权利要求1所述冷却叶片,其特征在于:所述的凸台(4)为半球形,其直径为0.5~2毫米;凸台(4)的纵向与横向间距比(a/b)为1-5。
3.根据权利要求1所述冷却叶片,其特征在于:所述的冲击管(2)的管壁上设有交叉排列的冲击孔(9),冲击孔(9)直径为0.3-1.5毫米、纵向与横向间距比(n/p)为2-5。
4.根据权利要求1所述冷却叶片,其特征在于:所述的扰流柱(5)的高度为1.5~0.3毫米,直径为1-1.5毫米,沿尾缘向后逐渐减小;扰流柱(5)纵向与横向间距比(h/f)为5-10。
5.根据权利要求1所述冷却叶片,其特征在于:所述的槽缝(6)和肋(8)的间隔比为(m/l)为1-5。
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Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103075202A (zh) * 2013-01-15 2013-05-01 上海交通大学 涡轮叶片内部带有栅格扰流的冲击冷却结构
CN103608546A (zh) * 2011-06-27 2014-02-26 西门子公司 涡轮机叶片或轮叶的冲击冷却
CN104392027A (zh) * 2014-11-10 2015-03-04 西北工业大学 一种涡轮叶片扰流柱的参数化造型方法
CN112196627A (zh) * 2020-09-25 2021-01-08 中国航发沈阳发动机研究所 一种具有冷气导管的涡轮气冷叶片
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

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103608546A (zh) * 2011-06-27 2014-02-26 西门子公司 涡轮机叶片或轮叶的冲击冷却
CN103608546B (zh) * 2011-06-27 2016-06-08 西门子公司 涡轮机叶片或轮叶的冲击冷却
US9650899B2 (en) 2011-06-27 2017-05-16 Siemens Aktiengesellschaft Impingement cooling of turbine blades or vanes
CN103075202A (zh) * 2013-01-15 2013-05-01 上海交通大学 涡轮叶片内部带有栅格扰流的冲击冷却结构
CN104392027A (zh) * 2014-11-10 2015-03-04 西北工业大学 一种涡轮叶片扰流柱的参数化造型方法
CN104392027B (zh) * 2014-11-10 2017-07-28 西北工业大学 一种涡轮叶片扰流柱的参数化造型方法
CN112196627A (zh) * 2020-09-25 2021-01-08 中国航发沈阳发动机研究所 一种具有冷气导管的涡轮气冷叶片
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

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