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(19)中华人民共和国国家知识产权局
(12)发明专利说明书
(10)申请公布号CN101586475A
(43)申请公布日2009.11.25
(21)申请号CN200810238741.8
(22)申请日2008.12.23
(71)申请人张金山
地址252215山东省聊城市东阿县鱼山乡河口村
(72)发明人张金山
(74)专利代理机构山东济南齐鲁科技专利事务所有限公司
代理人朱晓光
(51)Int.CI
F01D5/14
权利要求说明书说明书幅图
(54)发明名称
航空发动机涡轮转子叶片的集束分
流式热防护
(57)摘要
航空发动机涡轮转子叶片的集束分
流式热防护,在涡轮转子叶片(1)的承力骨
架(3)上开设连通叶片内腔(N)的若干引气孔
(Y),每个引气孔(Y)连通数条气流通道(T)
构成一个冷却单元(H),承力骨架(3)上密集
分布若干个冷却单元(H)。叶片内腔(N)中
的冷却气(Q)经由引气孔(Y)流向气流通道
(T),通过叶片壁面(2)上的微气膜孔(W)、
排尘气膜孔(P)向外面喷出,形成气膜
(M),对涡轮转子叶片(1)热端进行强化换
热冷却,对传热实行阻隔。本发明可扩大
冷却换热面积,延长冷却时间,提高冷却
气利用率,增强热防护性能,提高航空发
动机涡轮前燃气温度。
法律状态
法律状态公告日法律状态信息法律状态
权利要求说明书
1、航空发动机涡轮转子叶片的集束分流式热防护,其特征在于涡轮转子叶片(1)的
承力骨架(3)上开设若干连通叶片内腔(N)的引气孔(Y),沿承力骨架(3)的表层开出
气流通道(T),连接引气孔(Y)的出口,在气流通道(T)上面的叶片壁面(2)分段向外
开出微气膜孔(W)、排尘气膜孔(P),在设定的区域范围内,由一个引气孔(Y)连通
数条气流通道(T)构成一个冷却单元(H),承力骨架(3)上密集分布若干个冷却单元
(H),叶片内腔(N)中的冷却气(Q)经由引气孔(Y)流向气流通道(T),通过微气膜孔
(W)、排尘气膜孔(P)向叶片壁面(2)外喷出,围绕涡轮转子叶片(1)形成气膜(M),对
涡轮转子叶片(1)热端进行强化换热冷却,对燃气传热实行阻隔。
2、按照权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片的集束分流式热防护,其特征在于
所说的气流通道(T)沿承力骨架(3)表层开设,由连接的引气孔(Y)出口向涡轮转子叶
片(1)的尾端方向延伸,冷却气(Q)在气流通道(T)内对周围进行强化换热冷却,对高
温叶片壁面(2)向承力骨架(3)传热实行阻隔。
3、按照权利要求1所述的航空发动机涡轮转子叶片的集束分流式热防护,其特征
在于所说的叶片壁面(2)上开出的微气膜孔(W)和排尘气膜孔(P),孔轴线与连通的气
流通道(T)之间向涡轮转子叶片(2)尾端方向的夹角形成锐角,冷却气(Q)由气流通道
(T)通过叶片壁面(2)上的大量微气膜孔(W)和排尘气膜孔(P)向外排出,形成紧贴涡
轮转子叶片(1)的气膜(M)。
说明书
技术领域
本发明涉及航空涡轮风扇发动机,尤其涉及提高热端部件耐高温性能的防护技术。
背景技术
我国2006年公布歼-10战斗机及发动机研制成功,标志着我国军用飞机实现了从第
二代向第三代的历史性跨越。从航空发动机发展趋势看,提高涡轮前燃气温度已成
为提高航空发动机性能的重要技术途径。目前航空发动机涡轮叶片普遍采用的降温
冷却热防护措施,外部为气膜冷却、内部为叶片内腔对流换热冷却。歼-10战斗机
装置的涡轮风扇发动机,涡轮前燃气温度约为1500℃。美国F119-PW-100战斗机
涡扇发动机的涡轮叶片冷却方式,为气膜冷却与叶片内腔多通道对流冷却相结合,
其冷却效果达450~500℃,该叶片表面的隔热涂层还起到150℃左右的隔热作用,
再
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