【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航空燃气涡轮发动机涡轮叶片，特别是涉及一种燃油冷却涡轮导向叶片新型结构。
技术介绍
1、航空发动机是极复杂又精密的动力机械，其性能的优劣直接体现了一个国家的综合国力。高推重比发动机的研制更是未来高性能战斗机发展的关键因素，而且对国防和经济发展具有十分重要的意义。随着飞行器飞行马赫数不断提高，发动机进气温度不断升高，已难以满足发动机高温部件的冷却需求，寻求新的冷却介质迫在眉睫。
2、飞行器自带的燃油是一种理想的冷却介质，一方面，航空燃油吸热能力强，以美军现用航空燃料jp-8为例，1kg该航空煤油从300k升高至800k可吸收1550kj的热量；另一方面，航空燃油吸热升温后更加有利于其在燃烧室内燃烧，比起可以将发动机高温部件的热量带回燃烧室，提高能量利用率。利用飞行器自带燃料对热端部件进行冷却，可以带来诸多方面的技术优势。
3、在采用航空燃油作为冷却介质对涡轮导向叶片冷却时，由于燃油冷却能力强，容易造成叶片与燃油直接接触的位置温度过低，而远离燃油的位置温度过高，叶片壁面温度分布不均匀，有较大的热应力，降低了叶片使用寿命。并且，当燃油温度过高时，燃油会发生氧化结焦，结焦产物容易堵塞冷却通道并增加导热热阻，会导致叶片无法得到有效冷却，有烧蚀叶片的风险。
4、因此，针对上述两个问题，希望有一种燃油冷却涡轮导向叶片的新型结构，解决叶片壁面温度不均匀及燃油氧化结焦的问题。
技术实现思路
1、为解决在采用航空燃油为冷却介质的涡轮导向叶片中，叶片壁面
2、为实现上述目的，本专利技术提供了如下方案：
3、本专利技术提供一种燃油冷却涡轮导向叶片新型结构，包括涡轮导向叶片外壳和导热板；所述涡轮导向叶片外壳为中空结构，所述导热板设置于所述涡轮导向叶片外壳的中空结构内，且所述导热板内设置有冷却通道。
4、可选的，所述冷却通道呈连续u型分布。
5、可选的，所述冷却通道的冷却通道进口至冷却通道出口之间设置有至少5个u型回转弯。
6、可选的，所述导热板为纯铜板。
7、可选的，所述导热板的前缘与所述涡轮导向叶片外壳的中空结构之间存在间隙，所述导热板的尾缘与所述涡轮导向叶片外壳相接触。
8、可选的，所述间隙为0.2mm。
9、本专利技术相对于现有技术取得了以下技术效果：
10、飞行器自带的燃油是良好的冷却介质，在飞行马赫数较高时，发动机进气温度过高，难以满足涡轮叶片的冷却需要，采用航空燃油作为冷却介质可以充分利用飞行器自带的热沉，为进一步提高飞行速度争取空间；航空燃油在叶片内部冷却通道吸热升温，有利于其燃烧，可以提高燃烧效率并提高能源利用率；所述的涡轮导向叶片采用中空嵌套式结构，内部采用高导热系数材料制成的导热板，可以避免叶片中前部出现局部低温，并有效将尾缘热量传递至叶片前缘，避免尾缘出现局部高温；导热板内采用圆截面连续u形冷却通道，并在中前部与叶片间留有间隙，可防止冷却通道壁温过高从而造成燃油氧化结焦。综上，本专利技术可以有效改善叶片壁面温度均匀性问题，减小叶片热应力，提高叶片使用寿命，拓宽叶片工作区间。
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1.一种燃油冷却涡轮导向叶片新型结构，其特征在于，包括涡轮导向叶片外壳和导热板；所述涡轮导向叶片外壳为中空结构，所述导热板设置于所述涡轮导向叶片外壳的中空结构内，且所述导热板内设置有冷却通道。
2.根据权利要求1所述的燃油冷却涡轮导向叶片新型结构，其特征在于，所述冷却通道呈连续U型分布。
3.根据权利要求2所述的燃油冷却涡轮导向叶片新型结构，其特征在于，所述冷却通道的冷却通道进口至冷却通道出口之间设置有至少5个U型回转弯。
4.根据权利要求1所述的燃油冷却涡轮导向叶片新型结构，其特征在于，所述导热板为纯铜板。
5.根据权利要求1所述的燃油冷却涡轮导向叶片新型结构，其特征在于，所述导热板的前缘与所述涡轮导向叶片外壳的中空结构之间存在间隙，所述导热板的尾缘与所述涡轮导向叶片外壳相接触。
6.根据权利要求5所述的燃油冷却涡轮导向叶片新型结构，其特征在于，所述间隙为0.2mm。
【技术特征摘要】
1.一种燃油冷却涡轮导向叶片新型结构，其特征在于，包括涡轮导向叶片外壳和导热板；所述涡轮导向叶片外壳为中空结构，所述导热板设置于所述涡轮导向叶片外壳的中空结构内，且所述导热板内设置有冷却通道。
2.根据权利要求1所述的燃油冷却涡轮导向叶片新型结构，其特征在于，所述冷却通道呈连续u型分布。
3.根据权利要求2所述的燃油冷却涡轮导向叶片新型结构，其特征在于，所述冷却通道的冷却通道进口至冷却通道出口...
【专利技术属性】
技术研发人员：孙京川，余毅，姚景帅，徐国强，闻洁，付衍琛，张丽娜，董苯思，梁泓淼，刘剑宇，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
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