[发明专利]一种涡轮导向叶片

说明书

本发明属于航空发动机技术领域，具体公开了一种涡轮导向叶片。通过将引射管道与第一冷却腔室连通，将引射管道中部设有缩径段，并将高压进气口设置在引射管道远离第一冷却腔室的一侧并与第一冷却腔室连通，使得气体经过引射管道的缩径段后会在出口处形成低压区；通过将连接部设置在引射管道外侧并且两者围合形成与第一冷却腔室连通的低压进气腔室，将低压进气口设置在连接部处与低压进气腔室连通，使得发动机短舱内的气体会经过低压进气口后经过低压区进入第一冷却腔室，从而实现引射功能，无需提升发动机外部的冷气的引气比便可以提升对叶片的制冷效果，避免了降低发动机性能的现象发生，提升了涡轮导向叶片的实用性。

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，具体涉及一种涡轮导向叶片。

背景技术

航空发动机和燃气轮机为了提高性能和功率，不断提高发动机循环参数，而涡轮叶片金属材料耐温能力增长无法满足发动机循环参数提高，因此涡轮叶片热防护需求日益增加。由于涡轮叶片金属耐温能力平均每年增加不超过5℃，远远低于涡轮进口温度的增加，为了降低金属温度，通过对涡轮叶片内腔挖空进行冷却设计，根据叶片不同位置换热强度设计不同的冷却结构，最终实现金属温度降低，提高涡轮叶片寿命的目的。

现有涡轮导向叶片冷却主要包括多腔廻流对流冷却、冲击冷却、气膜冷却、劈缝冷却等，由于叶片的叶型结构制约，在涡轮导向不同位置采用不同的冷却单元。对于高循环参数涡轮导向器，通常采用冲击+气膜对叶片前缘冷却，叶片中弦区域采用冲击+凸台冷却结构，尾缘区域采用扰流柱冷却形式。目前，该技术已经非常成熟，已经在大、中、小航空发动机获得了广泛应用。

但是，随着航空发动机涡轮前的温度进一步提高，该冷却形式通过优化内腔冷却结构强化换热降低叶片金属温度有限，只能被动采用全气膜冷却降低叶片温度，同时也提高了冷气引气比，会导致发动机性能下降。

发明内容

因此，本发明所要解决的技术问题在于现有技术中的由于航空发动机涡轮前温度进一步提高，只能被动采用全气膜冷却降低叶片温度，导致冷气引气比增加后降低发动机的性能。

为此，本发明提供一种涡轮导向叶片，包括：

叶片本体，具有中弦，所述中弦具有第一冷却腔室；

引射结构，安装在所述叶片本体上，所述引射结构包括引射管道、高压进气口、连接部和低压进气口，所述引射管道的中部设有缩径段，所述引射管道靠近所述第一冷却腔室的一侧与所述第一冷却腔室连通，所述高压进气口设置在所述引射管道远离所述第一冷却腔室的一侧、并且所述高压进气口与所述引射管道连通，所述连接部与所述引射管道连接且设置在所述引射管道的外侧，所述连接部与所述引射管道之间围合形成与所述第一冷却腔室连通的低压进气腔室，所述低压进气口设置在所述连接部上与所述低压进气腔室连通。

可选地，上述的涡轮导向叶片，

所述叶片本体还具有前缘和尾缘，所述前缘具有第二冷却腔室，所述尾缘具有第三冷却腔室；

还包括隔板组件，其包括多个第一隔板，一个所述第一隔板设置在所述第一冷却腔室和所述第二冷却腔室之间，一个所述第一隔板设置在所述第一冷却腔室和所述第三冷却腔室之间。

可选地，上述的涡轮导向叶片，

所述隔板组件还包括第二隔板，所述第二隔板设置在所述第二冷却腔室内并且与前缘的内壁面连接以形成第一双层壁结构。

可选地，上述的涡轮导向叶片，

所述第二隔板的一端与所述第一隔板相连接、另一端朝向远离所述第一隔板的方向延伸并且与所述前缘的内壁面适型连接。

可选地，上述的涡轮导向叶片，

所述中弦包括中弦叶背和中弦叶盆，所述中弦叶盆相对所述中弦叶背设置；