【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航空发动机冷却，具体涉及一种航空发动机涡轮叶片冷却通道弯头导流结构及方法。
技术介绍
1、在航空发动机技术的持续发展中，涡轮叶片作为核心部件之一，其性能直接影响到发动机的整体效率和可靠性。涡轮叶片的主要功能是通过高速旋转，将高温高压气体的热能转化为机械能，从而驱动发动机工作。然而，在涡轮叶片的设计中，一个关键的技术挑战在于如何优化气体在叶片内部的流动路径，以减少能量损失并提高换热效率。
2、在航空发动机涡轮叶片结构中，气体从叶根区域冲进叶身，并经过一系列精心设计的流道。这些流道通常呈现为s型结构，旨在通过改变气体流动方向来实现能量的有效转换。然而，正是这种s型结构，在气体流经弯头处时，会导致气体冲击现象的发生。由于气体在弯头处需要调转180°改变流动方向，其流速和流向的急剧变化会引起局部压力的急剧升高，从而产生气体冲击。
3、气体冲击不仅会导致压力损失较大，影响涡轮叶片的能效表现，还会进一步影响到叶片的换热效果。在航空发动机工作过程中，高温高压气体与涡轮叶片表面进行热交换，通过叶片表面的冷却通道将热量带走，以维持叶片在正常工作温度范围内。然而，由于气体冲击造成的压力损失，会降低气体在叶片表面的流速，进而影响到热交换的效率。这不仅会导致叶片过热，甚至会引发叶片材料性能下降、裂纹等安全问题，严重威胁发动机的正常运行。
4、对此本方案提出了一种航空发动机涡轮叶片冷却通道弯头导流结构及方法，减少涡轮叶片中s型流道带来的气体冲击和压力损失，有效提高涡轮叶片的冷却效果和换热效果，提高涡轮叶片
技术实现思路
1、本专利技术意在提供一种航空发动机涡轮叶片冷却通道弯头导流结构及方法，以减少涡轮叶片中s型流道带来的气体冲击和压力损失，提高涡轮叶片的冷却效果和换热效果，提高涡轮叶片的整体性能。
2、为达到上述目的，本专利技术采用如下技术方案：一种航空发动机涡轮叶片冷却通道弯头导流结构，应用于航空发动机的涡轮叶片或燃烧室中，包括位于涡轮叶片中弦区的s型流道，所述s型流道包括多个弯头区域；所述弯头区域包括一端悬空，另一端与流道壁面连接的通道挡板；在所述通道挡板的悬空端从上至下依次设有第一导流叶片和第二导流叶片；所述第一导流叶片和第二导流叶片均为u型结构，且开口朝向所述通道挡板；所述第一导流叶片和第二导流叶片前后端分别与s型流道的壁面连接，两侧悬空设于所述弯头区域内；所述第一导流叶片的中部开设有异形流体孔。
3、同时，本方案还提供一种航空发动机涡轮叶片冷却通道弯头导流方法，应用于上述一种航空发动机涡轮叶片冷却通道弯头导流结构中，包括以下步骤：
4、步骤一，在涡轮叶片的中弦区s型流道内的弯头区域设置上下两片导流叶片，分别为第一导流叶片和第二导流叶片，所述第一导流叶片与所述第二导流叶片之间存在一定的间隙；
5、步骤二，将第一导流叶片设置为u型结构，倒扣在弯头区域内通道挡板的上方；将第二导流叶片设置为u型结构，倒扣在所述第一导流叶片的下方；所述第二导流叶片设于弯头区域上方三分之二处；
6、步骤三，将第一导流叶片的u型底端设置为向外凸起的拱形结构；将所述第二导流叶片的u型底端设置为向外凸起的拱形结构。
7、本方案的原理及优点是：
8、一般在解决弯头区域由于巨大的方向变化带来的冲击力降低，造成的压力损失，使流体不能快速流动而影响冷却效果时，都会采取改变流道形状，或缩小转弯角度，使转弯角度能够更平滑，如改变通道挡板转弯处的结构，或在通道挡板的端部设置凸起结构，从而干扰流体的直接冲击。而不会考虑在弯头区域内再增设看似造成进一步阻挡的结构，而本方案突破技术偏见，通过在弯头区域内增设上下两层导流叶片，并将导流叶片的中部设置为拱形结构，从而为流体提供缓冲过程，降低气体对导流叶片的冲击力，并且通过设置的两层导流叶片，将流体分散为多股流动，减少流体堆积或碰撞等现象，增强上下导流叶片之间气体的流动性，进一步降低压力损失，从而提高s型流道的冷却效果，同时也能够有效提高换热效果。
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1.一种航空发动机涡轮叶片冷却通道弯头导流结构，其特征在于：包括位于涡轮叶片中弦区的S型流道，所述S型流道包括多个弯头区域；所述弯头区域包括一端悬空，另一端与流道壁面连接的通道挡板；在所述通道挡板的悬空端从上至下依次设有第一导流叶片和第二导流叶片；所述第一导流叶片和第二导流叶片均为U型结构，且开口朝向所述通道挡板；所述第一导流叶片和第二导流叶片前后端分别与S型流道的壁面连接，两侧悬空设于所述弯头区域内；所述第一导流叶片的中部开设有异形流体孔。
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机涡轮叶片冷却通道弯头导流结构，其特征在于：所述第一导流叶片的中部为向外凸出的拱形结构，形成第一拱形面，所述异形流体孔设于所述第一拱形面的中部。
3.根据权利要求1所述的一种航空发动机涡轮叶片冷却通道弯头导流结构，其特征在于：所述异形流体孔为星型孔，使所述第一导流叶片由四瓣通过下端连接的叶片组成。
4.根据权利要求1所述的一种航空发动机涡轮叶片冷却通道弯头导流结构，其特征在于：所述第一导流叶片两侧与所述第二导流叶片两侧之间存在一定的间隙。
5.根据权利要求2
6.根据权利要求1所述的一种航空发动机涡轮叶片冷却通道弯头导流结构，其特征在于：所述第一导流叶片的U型开口端宽度大于所述第二导流叶片的U型开口端宽度。
7.根据权利要求6所述的一种航空发动机涡轮叶片冷却通道弯头导流结构，其特征在于：所述第一导流叶片的U型开口端宽度为弯头区域宽度的三分之二；所述第二导流叶片的U型开口端宽度为弯头区域宽度的三分之一。
8.根据权利要求1所述的一种航空发动机涡轮叶片冷却通道弯头导流结构，其特征在于：所述第一导流叶片的第一拱形面底部位于弯头区域上方三分之一处；所述第二导流叶片的第二拱形面底部位于弯头区域上方三分之二处。
9.一种航空发动机涡轮叶片冷却通道弯头导流方法，适用于如权利要求1-8任一所述的一种航空发动机涡轮叶片冷却通道弯头导流结构，其特征在于，包括以下步骤：
10.根据权利要求9所述的一种航空发动机涡轮叶片冷却通道弯头导流方法，其特征在于：还包括在所述第一导流叶片的中部设置异形流体孔，使第一导流叶片为四瓣型结构的导流叶片。
...【技术特征摘要】
1.一种航空发动机涡轮叶片冷却通道弯头导流结构，其特征在于：包括位于涡轮叶片中弦区的s型流道，所述s型流道包括多个弯头区域；所述弯头区域包括一端悬空，另一端与流道壁面连接的通道挡板；在所述通道挡板的悬空端从上至下依次设有第一导流叶片和第二导流叶片；所述第一导流叶片和第二导流叶片均为u型结构，且开口朝向所述通道挡板；所述第一导流叶片和第二导流叶片前后端分别与s型流道的壁面连接，两侧悬空设于所述弯头区域内；所述第一导流叶片的中部开设有异形流体孔。
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机涡轮叶片冷却通道弯头导流结构，其特征在于：所述第一导流叶片的中部为向外凸出的拱形结构，形成第一拱形面，所述异形流体孔设于所述第一拱形面的中部。
3.根据权利要求1所述的一种航空发动机涡轮叶片冷却通道弯头导流结构，其特征在于：所述异形流体孔为星型孔，使所述第一导流叶片由四瓣通过下端连接的叶片组成。
4.根据权利要求1所述的一种航空发动机涡轮叶片冷却通道弯头导流结构，其特征在于：所述第一导流叶片两侧与所述第二导流叶片两侧之间存在一定的间隙。
5.根据权利要求2所述的一种航空发动机涡轮叶片冷却通道弯头导流结构，其特...
【专利技术属性】
技术研发人员：武斌，曾泰，刘馨钰，李果林，吴海涛，王天明，夏祖西，苏正良，谢飞，
申请(专利权)人：中国民用航空总局第二研究所，
类型：发明
国别省市：
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