[发明专利]一种高压涡轮导向冷却叶片

说明书

本申请属于航空发动机涡轮叶片领域，特别涉及一种高压涡轮导向冷却叶片。所述高压涡轮导向冷却叶片1包括：叶片叶身3、叶片上缘板2、叶片下缘板4、波浪形沟槽5以及气膜孔6。本申请可通过气膜孔6出口段与入口段的面积变化对冷气进行速度调节。冷气流出气膜孔6后，由于波浪形沟槽5的存在，面积突扩，出流速度降低，动量降低，抑制了反向涡旋对的程度，减小了冷气的分离趋势，使冷气更有利于贴附在壁面；冷气流在横向的扩展，扩大了冷气的横向覆盖范围，提高了气膜冷却效率，使得无论在低吹风比还是高吹风比下都具有很高的气膜冷却水平。本申请的高压涡轮导向冷却叶片，可有效地提高气膜冷却效果，降低叶片壁面温度，提升叶片寿命。

技术领域

本申请属于航空发动机涡轮叶片领域，特别涉及一种高压涡轮导向冷却叶片。

背景技术

对于高压级涡轮叶片而言，金属壁温的冷却是一个非常重要的问题。目前的实际航空发动机涡轮叶片，采用离散气膜孔对叶片外壁面进行冷却的方式较为有效且常见。气膜冷却通过冷气膜阻隔了高温燃气和叶片壁面的接触，降低了燃气与壁面之间的对流换热驱动温差，以达到隔热的效果。对于目前航空发动机高压涡轮导向叶片，其缘板、前缘、叶盆侧往往覆盖有大量的气膜孔。其中以圆柱形气膜孔最为常见，圆柱形气膜孔形状简单、加工便利，是目前运用最广的气膜孔结构。

现有的高压涡轮导向叶片气膜冷却主要采用简单圆柱形孔，气膜冷却的效果较差。冷气在孔下游与主流相互作用形成反向涡旋对，使得冷气脱离壁面，保护壁面的冷却气体质量从而减少，因此气膜有效度降低；同时主流燃气被涡对从气膜两侧卷入，直接冲击壁面；涡对增大了冷气射流处的流动速度，减小了边界层的厚度，使得被卷入的主流对端壁的加热作用更明显，射流的相互干扰和强烈的湍流混合使得换热系数增加，尤其在喷气比较高时，气膜冷却的综合效果更差，导致叶片壁温升高，进而出现烧蚀、裂纹等故障，使得叶片寿命下降。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本申请的目的是提供了一种高压涡轮导向冷却叶片，以解决现有技术存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

一种高压涡轮导向冷却叶片，所述高压涡轮导向冷却叶片包括：

叶片叶身；

叶片上缘板，所述叶片上缘板设置在所述叶片叶身的径向上方；

叶片下缘板，所述叶片下缘板设置在所述叶片叶身的径向下方；

波浪形沟槽，所述波浪形沟槽设置在所述叶片叶身、所述叶片上缘板和\或所述叶片下缘板的燃气侧壁面上，且与所述壁面相切；

气膜孔，所述气膜孔设置在所述叶片叶身、所述叶片上缘板和\或所述叶片下缘板的壁面上，所述气膜孔的入口位于叶片冷气侧壁面，出口位于所述波浪形沟槽中。

可选地，所述波浪形沟槽以及所述气膜孔在所述叶片叶身上布置单排或多排。

可选地，所述波浪形沟槽的型线为直径分别为D1、D2的两个相切的圆间隔排列形成的波浪状曲线，其中，D2≤D1，所述波浪形沟槽的深度h＝0.4D2～0.8D2，槽宽S＝0.5D1～2D1。

可选地，所述气膜孔的出口位于所述波浪形沟槽直径为D2的圆内。

可选地，所述气膜孔的入口为圆形，出口为圆形、椭圆形、矩形、方形、菱形、月牙形、缝状中的一种。

可选地，所述气膜孔的出口为圆形，所述气膜孔出口的当量直径d≤D2。

可选地，所述气膜孔的入口面积为S1，出口面积为S2，对于叶片小吹风比位置，S2≤S1，对于叶片大吹风比位置，S1≤S2。

可选地，所述气膜孔入口段的横截面呈圆柱形，出口段的横截面呈扩张形。