【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种适用于燃气涡轮发动机的具有前缘凹腔结构的涡轮叶片。该涡轮叶片有着很好的冷却效果和气动性能。
技术介绍
涡轮叶片是燃气涡轮发动机最重要的热端部件之一，燃烧室中产生的高温燃气经过导向叶片的整流加速后直接冲击在涡轮叶片上，涡轮叶片处于温度最高、应力最复杂、环境最恶劣的部位。涡轮叶片是一种特殊的零件，它的数量多，形状复杂，要求高，加工难度大，而且是故障多发的零件，一直以来是各发动机厂的生产的关键。而为了提高航空发动机中燃气涡轮的效率，增加航空发动机推重比，就必须提高发动机燃烧室出口燃气温度也即涡轮前的进口温度，即必须提高涡轮叶片的高温性能。为此，人们在涡轮叶片设计、高温材料的研制、冷却方法研究及表面涂层等方面作了大量的工作。据统计，涡轮入口温度以平均每年提高20℃的速度增加，而金属耐温程度仅以每年约8℃的速度增加，因此，即使发动机涡轮部件采用类似于碳—碳复合材料这样的耐高温材料，也不能完全取消冷却，先进的冷却可使高温部件承受更高的温度，使发动机的寿命更长、可靠性更高。目前航空发动机涡轮叶片都采用空心结构，即在涡轮叶片上设计了很多细小的管道，可以使高压冷空气通过这些管道流经高温叶片，起到强制冷却作用，以提高涡轮的耐热性能。但是由于涡轮叶片为满足强度要求，一般结构较为厚实，特别是叶片前缘部分，直接承受高温燃气冲击，这造成叶片内部温度场很不均匀，热应力较大。本专利技术提出一种具有前缘凹腔结构的涡轮冷却叶片，其主要特征...
【技术保护点】
一种涡轮冷却叶片，包括叶片基体（1）、前缘凹腔（2）及气膜孔（3），其特征在于：涡轮叶片前缘以驻点线为中心线，以叶片前缘型面为参考型面，向内切出一个深1mm～2mm前缘凹腔（2），前缘凹腔（2）开口处展向宽（a）范围为3mm～5mm，形成的前缘凹腔（2）底面型面与叶片原前缘型面相同，前缘凹腔（2）底面展向宽（b）范围为2mm～3mm，前缘凹腔（2）下端面与叶根的距离(p1)范围为6mm～8mm，前缘凹腔（2）上端面与叶顶的距离（p2）范围为6mm～8mm，前缘凹腔（2）上各锐边以弧形过渡，前缘凹腔（2）底面开有气膜孔（3），气膜孔（3）的几何形式为圆柱形，出口中心分布于驻点线上，其直径（D）范围为0.5mm～0.8mm，孔间距（s）范围为直径（D）的1.5～2倍。
【技术特征摘要】
1.一种涡轮冷却叶片，包括叶片基体（1）、前缘凹腔（2）及气膜孔（3），其特征在于：涡
轮叶片前缘以驻点线为中心线，以叶片前缘型面为参考型面，向内切出一个深1mm～2mm前
缘凹腔（2），前缘凹腔（2）开口处展向宽（a）范围为3mm～5mm，形成的前缘凹腔（2）
底面型面与叶片原前缘型面相同，前缘凹腔（2）底面展向宽（b）范围为2mm～3mm，前缘<...
【专利技术属性】
技术研发人员：陶智，郭文，吴宏，李育隆，苏云亮，呼艳丽，潘炳华，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，中国燃气涡轮研究院，
类型：发明
国别省市：
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