一种高温涡轮叶片前缘伞状涡冷却结构.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN106907184A(43)申请公布日2017.06.30(21)申请号201710330637.0(22)申请日2017.05.11(71)申请人哈尔滨工业大学地址150000黑龙江省哈尔滨市南岗区西大直街92号(72)发明人罗磊王松涛邱丹丹杜巍(74)专利代理机构哈尔滨龙科专利代理有限公司23206代理人高媛(51)Int.Cl.F01D5/18(2006.01)权利要求书1页说明书7页附图20页(54)发明名称一种高温涡轮叶片前缘伞状涡冷却结构(57)摘要一种高温涡轮叶片前缘伞状涡冷却结构，属于涡轮传热领域。本发明为解决现有涡轮前缘冷却结构的冷却能力不足的问题。本发明的高温涡轮叶片前缘伞状涡冷却结构，包括涡轮叶身、涡轮叶片前缘、前缘空腔、多个冲击孔和多个伞状涡发生器，以及冲击套筒或者隔板一，前缘空腔位于涡轮叶身内的前缘部位，冲击套筒或者隔板一设置在涡轮叶身内部，多个伞状涡发生器设置在涡轮叶片前缘内壁面，冲击套筒或者隔板一上设有多个冲击孔。本发明改变了冲击射流的流动状态，加强了冷气的扰动，增强了整体以及局部流动换热能力；改善了局部换热不均匀的情况，并且增加了换热面积。CN106907184ACN106907184A权利要求书1/1页1.一种高温涡轮叶片前缘伞状涡冷却结构，其组成包括：涡轮叶身（1）、涡轮叶片前缘（2）和前缘空腔（3），以及冲击套筒（6）或者隔板一（10），所述的前缘空腔（3）位于涡轮叶身（1）内的前缘部位，所述的冲击套筒（6）或者隔板一（10）设置在涡轮叶身（1）内部，其特征在于：所述的高温涡轮叶片前缘伞状涡冷却结构还包括多个冲击孔（4）和多个伞状涡发生器（5），所述的多个伞状涡发生器（5）设置在涡轮叶片前缘（2）内壁面，所述的冲击套筒（6）或者隔板一（10）上设有多个冲击孔（4）。2.根据权利要求1所述的一种高温涡轮叶片前缘伞状涡冷却结构，其特征在于：所述的多个伞状涡发生器（5）与多个冲击孔（4）一一对应，伞状涡发生器（5）与对应的冲击孔（4）中心线共线并组成一个伞状涡冷却单元。3.根据权利要求2所述的一种高温涡轮叶片前缘伞状涡冷却结构，其特征在于：所述的伞状涡发生器（5）均呈凹坑状，当射流冲击伞状涡发生器（5）时，形成伞状涡。4.根据权利要求3所述的一种高温涡轮叶片前缘伞状涡冷却结构，其特征在于：多个所述的伞状涡冷却单元定义为：所述的冲击孔（4）的直径为D1，相邻两个冲击孔（4）沿径向间距为L1，相邻两个冲击孔（4）沿冲击套筒（6）内壁面展向间距为S1，伞状涡发生器单元内的冲击孔（4）与伞状涡发生器（5）中心间距为H，所述的伞状涡发生器（5）的直径为D2，相邻两个伞状涡发生器（5）沿叶高方向上的径向间距为L2，相邻两个伞状涡发生器（5）沿涡轮叶片前缘（2）内壁面的展向间距为S2，伞状涡发生器（5）陷入涡轮叶片前缘（2）内壁面的深度为Z；伞状涡发生器单元内的冲击孔（4）与伞状涡发生器（5）中心间距H与冲击孔（4）直径D1的比值在1-4之间，伞状涡发生器（5）的直径D2与冲击孔4直径D1的比值在0.5-4之间，伞状涡发生器（5）陷入涡轮叶片前缘（2）内壁面的深度Z与伞状涡发生器（5）的直径D2比值为0.1-0.5，相邻两个伞状涡发生器（5）沿叶高方向上的径向间距L2与冲击孔（4）的直径D1的比值为4-8，相邻两个伞状涡发生器（5）沿涡轮叶片前缘（2）内壁面的展向间距S2与冲击孔（4）的直径D1的比值为4-8。5.根据权利要求3所述的一种高温涡轮叶片前缘伞状涡冷却结构，其特征在于：所述的涡轮叶片前缘（2）上还设有多个气膜孔（7）。6.根据权利要求3或5所述的一种高温涡轮叶片前缘伞状涡冷却结构，其特征在于：所述的涡轮叶身（1）内部还设有蛇形通道（9），所述的蛇形通道（9）由多个并排设置并且依次沿叶高方向错位排布的隔板二（11）构成。7.根据权利要求6所述的一种高温涡轮叶片前缘伞状涡冷却结构，其特征在于：所述的涡轮叶身（1）内顶部还设有叶顶冷却通道（8）。2CN106907184A说明书1/7页一种高温涡轮叶片前缘伞状涡冷却结构技术领域[0001]本发明涉及的是燃气轮机涡轮叶片的前缘冷却结构，具体涉及一种高温涡轮叶片前缘伞状涡冷却结构，属于涡轮传热领域。背景技术[0002]随着航空技术的发展，涡轮入口燃气温度已超2200K，而现阶段的科技水平生产的叶片材料温度极限仍低于1300K。不断提高涡轮入口燃气温度是发展高性能航空发动机的必经途径，而先进的冷却技术是发展高性能航空发动机的前提和保障。在整个涡轮叶片中，前缘部分直接面对高温燃气来流冲击，是涡轮叶片里承受热负荷最高的区域，工作条件十分恶劣。因此需要高效的冷却技术，防止高温冲击下的叶片烧