CN205936704U - 一种航空用发动机叶片 - Google Patents
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Abstract
本实用新型提供一种航空用发动机叶片包括叶身本体，所述叶身本体内部形成冷却腔和扰流柱，所述叶身本体外壁设有与冷却腔连通的多个气膜孔，所述叶身本体内壁设有与冷却腔连通的多个冷气孔，中间部位的冷气孔的数量多于两端部位冷气孔的数量，所述扰流柱内设有通孔，所述通孔的出流方向与所述气膜孔的出流方向夹角为80°～160°。本实用新型提供的航空用发动机叶片结构简单易加工，叶片表面冷气覆盖更加合理，冷却效率高，且节约能源。
Description
技术领域
本实用新型涉及航空设备技术领域，特别涉及一种航空用发动机叶片。
背景技术
气膜冷却技术作为航空发动机高温部件的主要冷却方式之一，在有效降低涡轮叶片表面温度和热应力方面发挥着重要作用，对其进行持续而深入的研究是提高航空发动机性能的重要途径。因此，为了提高冷气的覆盖特性及气膜冷却效率，气膜孔的几何形状和排列方式成了气膜冷却技术重点研究的关键问题。现有技术存在一些问题：(1)在叶尖和叶根低温区存在冷却过度，导致能源消耗上的浪费，而在中部高温区的冷却又显不足，导致烧蚀现象的发生；(2)表面冷气覆盖率低；(3)异形孔和出口附近设置扰流结构的气膜孔，这些结构在提高气膜冷却效果的同时，还带来了不容忽视的流动阻力，而且部分异形孔机械加工难度大，可实现性差。
实用新型内容
鉴以此，本实用新型提出一种航空用发动机叶片，结构简单易加工，叶片表面冷气覆盖更加合理，冷却效率高，解决了上述问题。
本实用新型的技术方案是这样实现的：
一种航空用发动机叶片，包括叶身本体，所述叶身本体内部形成冷却腔和扰流柱，所述叶身本体外壁设有与冷却腔连通的多个气膜孔，所述叶身本体内壁设有与冷却腔连通的多个冷气孔，中间部位的冷气孔的数量多于两端部位冷气孔的数量，所述扰流柱内设有通孔，所述通孔的出流方向与所述气膜孔的出流方向夹角为80°～160°。
进一步的，所述气膜孔的出流方向与所述叶身本体之间的锐角夹角角度为10°～50°。
进一步的，所述柱内通孔的出流方向与所述叶身本体之间的锐角夹角角度为10°～50°。
进一步的，所述气膜孔、冷气孔以及通孔为等径圆孔。
进一步的，所述通孔为直线孔或折线孔。
与现有技术相比，本实用新型的有益效果是：
本实用新型航空用发动机叶片温度高的中间部位的冷气孔的数量增加了，冷却气量也增加了，温度低的两端冷气孔的数量减少了，冷却气量也减少了，使得叶身本体均匀降温，避免原料浪费且中间部位不易出现烧蚀现象；经扰流柱内的通孔流出的气体产生的涡流与经气膜孔流出的气体产生的涡流相互作用，防止出流的气膜迅速与高温主流气体混合，使得冷却气体能更多的覆盖在叶片表面，从而提高冷却气膜覆盖面积，获得更高的冷却效率；而且，扰流柱内的通孔出流形成的冷却气膜温度更低，气流更快，冷却效率更高。
附图说明
为了更清楚地说明本实用新型实施例中的技术方案，下面将对实施例描述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实用新型的优选实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本实用新型一个实施例的剖面结构示意图。
图中，1为叶身本体，2为冷却腔，3为扰流柱，4为气膜孔，5为冷气孔，6为通孔。
具体实施方式
为了更好理解本实用新型技术内容，下面提供一具体实施例，并结合附图对本实用新型做进一步的说明。
参见图1，本实用新型提供的一种航空用发动机叶片，包括叶身本体1，所述叶身本体1内部形成冷却腔2和扰流柱3，所述叶身本体1外壁设有与冷却腔2连通的多个气膜孔4，所述叶身本体1内壁设有与冷却腔2连通的多个冷气孔5，中间部位的冷气孔5的数量多于两端部位冷气孔5数量，所述扰流柱3内设有通孔6，所述通孔6的出流方向与所述气膜孔4的出流方向夹角A为80°～160°。其中，扰流柱3内的通孔6出流形成的冷却气膜相比需要经过冷却腔2再进入气膜孔4而形成的冷却气膜温度更低，气流更快，冷却效率更高，且经扰流柱3内的通孔6流出的气体产生的涡流与气膜孔4流出的气体产生的涡流相互作用，使得出流的气膜不过早的与高温主流气体掺混，冷却气体更多的覆盖在叶身表面，从而提高冷却效率。由于叶片本体的中间部位温度高于两端部位，所以本实用提供的叶片中间部位的冷气孔5的数量多于两端部位冷气孔5数量，优选为，中间部位的冷气孔5的数量为两端部位冷气孔5数量的2倍，冷却效果和节省原料达到最好的权衡效果。
进一步的，所述气膜孔4的出流方向与所述叶身本体1之间的锐角夹角B角度为10°～50°，或所述柱内通孔6的出流方向与所述叶身本体1之间的锐角夹角C角度为10°～50°，冷却气体能更多的覆盖在叶身表面，冷却效率更好。
本实施例中，所述气膜孔4、冷气孔5以及通孔6为等径圆孔，不需要特别设置成其他形状的孔，加工容易，且能够保持较好的冷却效率。所述通孔6可以为直线孔或折线孔，优选为折线孔，有利于提高冷却气流在叶片本体的停留时间，降低叶片本体温度，防止烧蚀。
以上所述仅为本实用新型的较佳实施例而已，并不用以限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。
Claims (5)
1.一种航空用发动机叶片，其特征在于，包括叶身本体，所述叶身本体内部形成冷却腔和扰流柱，所述叶身本体外壁设有与冷却腔连通的多个气膜孔，所述叶身本体内壁设有与冷却腔连通的多个冷气孔，中间部位的冷气孔的数量多于两端部位冷气孔的数量，所述扰流柱内设有通孔，所述通孔的出流方向与所述气膜孔的出流方向夹角为80°～160°。
2.根据权利要求1所述的航空用发动机叶片，其特征在于，所述气膜孔的出流方向与所述叶身本体之间的锐角夹角角度为10°～50°。
3.根据权利要求1所述的航空用发动机叶片，其特征在于，所述柱内通孔的出流方向与所述叶身本体之间的锐角夹角角度为10°～50°。
4.根据权利要求1所述的航空用发动机叶片，其特征在于，所述气膜孔、冷气孔以及通孔为等径圆孔。
5.根据权利要求1所述的航空用发动机叶片，其特征在于，所述通孔为直线孔或折线孔。
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| CN201620709194.7U CN205936704U (zh) | 2016-07-06 | 2016-07-06 | 一种航空用发动机叶片 |
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| CN205936704U true CN205936704U (zh) | 2017-02-08 |
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| CN (1) | CN205936704U (zh) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109252898A (zh) * | 2017-07-13 | 2019-01-22 | 通用电气公司 | 具有末梢轨道冷却的翼型件 |
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2016
- 2016-07-06 CN CN201620709194.7U patent/CN205936704U/zh not_active Expired - Fee Related
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Legal Events
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| GR01 | Patent grant | ||
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee | ||
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |
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