申请/专利权人：中国科学院工程热物理研究所

申请日：2024-03-13

公开（公告）日：2024-05-14

公开（公告）号：CN118030202A

主分类号：F01D5/18

分类号：F01D5/18

优先权：

专利状态码：在审-实质审查的生效

法律状态：2024.05.31#实质审查的生效;2024.05.14#公开

摘要：本发明涉及一种航空发动机涡轮叶片鳃区的梯度孔径气膜冷却布局结构，旨在针对涡轮叶片在高温、高速和高压工况下的冷却需求，特别是在叶片鳃区这一曲率变化较大、流动变化剧烈的关键区域提供改进的冷却效果。该结构通过在叶片鳃区沿叶片展向设置梯度变化的气膜孔径，实现根据流速和热负荷分布的变化逐渐调整气膜孔的大小，从而优化冷却气流的分布和覆盖效果。该结构具有结构简单、针对性强、布置灵活、冷效明显提升等优点，提升了叶片鳃区的冷却效率和冷却均匀性，有效延长了涡轮叶片的使用寿命，并提高了发动机的整体性能和可靠性。本发明还提供了若干种优化的气膜孔形状、排列方式和倾角，以进一步提高气膜的覆盖率、稳定性、附着性和冷却效果。

主权项：1.一种航空发动机涡轮叶片鳃区梯度孔径气膜冷却布局结构，包括沿周向均匀分布的若干涡轮叶片，每一所述涡轮叶片在弦向上包括分布设置在叶片前缘与叶片主体之间的具有大曲率变化特征的叶片鳃区，其特征在于，所述叶片鳃区的叶片表面上沿叶片展向由叶根至叶尖以阵列方式设有若干排气膜孔，根据所述叶片鳃区的叶片表面上的流速沿叶片展向的分布特性，每一气膜孔排中的各气膜孔，其气膜孔直径按照单一气膜孔或由若干在展向上相邻的气膜孔形成为气膜孔组的方式沿叶片展向由叶根至叶尖按照一预设的孔径梯度ε逐渐增加或逐渐减小，以实现对所述叶片鳃区的叶片表面的完整良好气膜覆盖并达到强化冷却效果的目的，其中，按照预设的孔径梯度ε逐渐增加或逐渐减小气膜孔直径的过程中，以位于叶根处的单一气膜孔或气膜孔组的孔径为基准孔径D，同一气膜孔组中的气膜孔具有相同的气膜孔直径，气膜孔直径按照如下表达式所示的孔径梯度ε由叶根至叶尖逐渐增加或减小为D1，D2，……，Di： 其中，孔径梯度ε定义为ΔDΔy，即相邻孔径之差ΔD与相应展向位置之差Δy的比值，Di和Di-1分别为沿叶片展向相邻两气膜孔或相邻两气膜孔组的孔径，yi和yi-1分别为相邻两气膜孔或相邻两气膜孔组在叶片展向上相对于叶根的展向位置，基准孔径D的范围设置在0.6mm至2.0mm之间，孔径梯度ε的具体数值根据叶片鳃区的热负荷分布和流动特性进行优化设置，以确保气膜孔排中每个气膜孔的射流能够在叶片鳃区的叶片表面形成稳定且均匀分布的气膜层，进而在该区域内实现高效的冷却效果。

全文数据：

权利要求：

百度查询： 中国科学院工程热物理研究所 一种航空发动机涡轮叶片鳃区梯度孔径气膜冷却布局结构

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