一种航空发动机涡轮叶片尾缘冲击冷却结构

实用新型专利有效专利

申请号：
CN201920116366.3
IPC分类号：F01D5/18
申请日期：
2019-01-24
申请人：
西北工业大学

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法律信息

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著录项信息

专利名称	一种航空发动机涡轮叶片尾缘冲击冷却结构
申请号	CN201920116366.3	申请日期	2019-01-24
法律状态	授权	申报国家	中国
公开/公告日		公开/公告号
优先权	暂无	优先权号	暂无
主分类号	F01D5/18 ? IPC结构图谱： F 机械工程；照明；加热；武器；爆破 F0 发动机或泵 F01 一般机器或发动机；一般的发动机装置；蒸汽机 F01D 非变容式机器或发动机，如汽轮机（燃烧发动机入F02；流体机械或发动机入F03，F04；非变容式泵入F04D） F01D5/00 叶片；叶片的支承元件（喷嘴箱入F01D 9/02）；叶片或元件的加热、隔热、冷却或防止振动装置 F01D5/12 叶片（叶根入F01D 5/30；运行中可调节叶片的转子入F01D 7/00；静叶片入F01D 9/02） F01D5/14 型式或结构（特殊材料的选用，防止侵蚀或腐蚀的措施入F01D 5/28） F01D5/18 空心叶片；对叶片加热、隔热或冷却装置	IPC分类号	F;0;1;D;5;/;1;8查看分类表>
申请人	西北工业大学	申请人地址	陕西省西安市友谊西路127号变更专利地址、主体等相关变化，请及时变更，防止失效
权利人	西北工业大学	当前权利人	西北工业大学
发明人	张杰;张丽;郭涛;朱惠人
代理机构	西北工业大学专利中心	代理人	暂无

摘要

本实用新型公开了一种航空发动机涡轮叶片尾缘冲击冷却结构，包括主流通道和尾缘通道，尾缘通道沿叶高方向宽度逐渐变窄、高度逐渐变低，其中主流通道与尾缘通道通过一排中间冲击孔连通。冷气从冲击孔射出后，均匀的冲击压力面和吸力面，并且沿射流方向冲刷靶面，增加其冲击面积，强化了目标靶面的换热情况，从而增强尾缘通道的冷却效果。该冲击冷却结构是一种供气腔与尾缘之间向叶高方向倾斜一定角度的冲击射流通道，并且冲击孔向下倾斜指向劈缝出口。是对叶片尾缘内壁面进行冷却强化作用。该结构降低了冲击孔入口处的压力损失，增加了冲击射流面积。此外，将冲击孔向下倾斜使冷气能更有效地同时冷却压力面和吸力面。

序号	公开(公告)号	公开(公告)日	申请日	专利名称	申请人
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