[发明专利]一种内冷通道横截面为分形结构的涡轮叶片

说明书

一种内冷通道横截面为分形结构的涡轮叶片。其是在涡轮叶片主体上沿展向间隔形成多个内冷通道，内冷通道的横截面形状为标准科赫曲线或其变形曲线。本发明提供的内冷通道横截面为分形结构的涡轮叶片具有如下有益效果：内冷通道的横截面为科赫曲线，利用科赫曲线的面积一定、周长无限长的性质来增大冷却流体与内冷通道壁的接触面积，从而可在传热系数和传热温差不变的情况大增大冷却流体与内冷通道壁间的传热功率，从而优化涡轮叶片内部结构，内部强化换热效果更好；本涡轮叶片能够使高温部件承受更高的工作温度,避免涡轮叶片受到高温腐蚀和损伤，进而使得航空发动机寿命更长、可靠性更高。

技术领域

本发明属于航空发动机技术领域，特别是涉及一种内冷通道横截面为分形结构的涡轮叶片。

背景技术

航空发动机推力的增大，很大程度上依赖于涡轮前总温T₃的提高，根据有关研究结果显示，涡轮前总温T₃每提高55K,在发动机航空尺寸不变的条件下，航空发动机的推力约可提高10％。受制于金属材料极限温度的增长，可采用先进的冷却技术来提高涡轮前总温T₃，进而提高航空发动机的功率与效率，可以说,冷却技术已经成为航空发动机发展的瓶颈。目前，推重比为10的航空发动机压气机增压比已达到30，涡轮进口燃气温度接近2000K，可见远超金属材料的极限温度，要保证涡轮叶片能够正常、可靠地长期工作,就必须对涡轮叶片进行有效的冷却,尽可能地降低涡轮叶片本身的温度。因此,发展更先进的冷却技术、研究更高效的涡轮叶片冷却结构是非常有必要的，这样不但可以提高热端部件的承受温度,还能大大延长其使用寿命。

涡轮叶片主要分为前缘、中部及尾缘三个部分,为减小叶片型面损失,提高涡轮效率,其中部尤其叶背很少采用气膜出流等有效冷却方式,因此该部位就成为温度相对最高区域，主要依靠涡轮叶片的内冷通道进行冷却。

发明内容

为了解决上述问题，本发明的目的在于提供了一种内冷通道横截面为分形结构的涡轮叶片。

为了达到上述目的，本发明提供的内冷通道横截面为分形结构的涡轮叶片是在涡轮叶片主体上沿展向间隔形成多个内冷通道，内冷通道的横截面形状为标准科赫曲线或其变形曲线。

所述的标准科赫曲线的阶数至少为2阶。

所述的多个内冷通道在涡轮叶片主体上以交叉或沿涡轮叶片主体弯曲弧线排布的方式间隔设置。

所述的内冷通道横截面为分形结构的涡轮叶片采用钻孔、铸造或3D打印方式制成。

本发明提供的内冷通道横截面为分形结构的涡轮叶片具有如下有益效果：

内冷通道的横截面为科赫曲线，利用科赫曲线的面积一定、周长无限长的性质来增大冷却流体与内冷通道壁的接触面积，从而可在传热系数和传热温差不变的情况大增大冷却流体与内冷通道壁间的传热功率，从而优化涡轮叶片内部结构，内部强化换热效果更好；本涡轮叶片能够使高温部件承受更高的工作温度,避免涡轮叶片受到高温腐蚀和损伤，进而使得航空发动机寿命更长、可靠性更高。

附图说明

图1为本发明提供的内冷通道横截面为分形结构的涡轮叶片立体图。

图2为图1中重点部位结构放大图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。

如图1-图2所示，本发明提供的内冷通道横截面为分形结构的涡轮叶片是在涡轮叶片主体1上沿展向间隔形成多个内冷通道2，内冷通道2的横截面形状为标准科赫曲线或其变形曲线。

所述的标准科赫曲线的阶数至少为2阶，具体阶数可根据内冷通道2内的流动特性确定。

所述的多个内冷通道2在涡轮叶片主体1上以交叉或沿涡轮叶片主体1弯曲弧线排布的方式间隔设置。