一种燃气轮机冷却气流逐级利用的部件冷却-轮缘密封结构,包括静叶片及其静叶平台,前级动叶片及前级动叶盘等。在静叶平台内设置了预混腔室和配气腔室,叶片内部冷却气流经过静叶底部的冷却气流出气孔流入预混腔室,后从配气腔室开设的冷却气流喷射孔射入第一转静腔室,一路冷却气流冷却前级动叶盘后,沿径向方向由内而外流动,经上游轮缘间隙汇入主流；另一路冷却气流经密封降温、降压、增速后流入第二转静腔室,对后级动叶盘冷却后,经下游轮缘间隙汇入主流。本发明逐级充分利用冷却气流的冷源特性,冷却气流冷却各部件后对轮缘间隙进行密封,提高了汇入主流时的温度,减少冷气损失,从而利用单股冷却气流实现部件冷却和轮缘密封的功能。

本发明涉及一种具有气膜冷却结构的涡轮叶片,包括：涡轮叶片本体以及设置在其内部的气膜冷却结构,涡轮叶片本体包括叶顶、叶根、叶片压力面和叶片吸力面,在叶片压力面与叶片吸力面的连接处分别形成叶片前缘和叶片尾缘；叶顶上开设有第一气孔和第二气孔,第一气孔和第二气孔均沿着涡轮叶片本体的高度方向,向叶根延伸,形成第一冷却通道和第二冷却通道,第一冷却通道和第二冷却通道的底部连通；第一冷却通道与叶片压力面、叶片吸力面和叶片前缘连接的壁面上设置有若干气膜通孔；第二冷却通道与叶片压力面连接的壁面上设置有若干气膜通孔。本发明的涡轮叶片,可以保证气膜尽可能多地全覆盖在叶片表面,对全叶片表面的冷却效果更好。

本发明涉及一种具有煤油冷却微通道的涡轮叶片,包括：涡轮叶片本体以及设置在其内部的冷却微通道,其中,涡轮叶片本体包括叶顶、叶根以及位于叶顶与叶根之间的叶身,叶身由叶片压力面、和叶片吸力面围设而成,在叶片压力面与叶片吸力面的连接处分别形成叶片前缘和叶片尾缘；冷却微通道的进口和出口均设置在叶顶上,其中,进口靠近叶片前缘,出口靠近叶片尾缘；冷却微通道包括进口分流段、第一分流支路、第二分流支路、第一过渡段、第二过渡段、第一汇流支路、第二汇流支路和出口汇流段。本发明的涡轮叶片设置的冷却微通道,相比于较大直径的通道,对流换热过程更强烈,换热效果更明显,对涡轮叶片的冷却效果更好。

本发明涉及一种具有单一煤油冷却通道的涡轮叶片,包括：涡轮叶片本体以及设置在其内部的冷却通道,其中,涡轮叶片本体包括叶顶、叶根以及位于叶顶与叶根之间的叶身,叶身由叶片压力面、和叶片吸力面围设而成,在叶片压力面与叶片吸力面的连接处分别形成叶片前缘和叶片尾缘；冷却通道包括依次串接的若干U型通道,冷却通道的进口和出口均设置在叶顶上,其中,进口靠近叶片前缘,出口靠近叶片尾缘；若干U型通道沿着叶片吸力面的弧长方向依次设置。本发明的涡轮叶片,设置的冷却通道可以有效降低叶片的温度,实现叶片压力面和叶片吸力面均匀冷却的目的。

本发明涉及一种涡轮发动机叶片(20),该涡轮发动机叶片包括：-翼型件(21),该翼型件具有压力侧壁和吸力侧壁,该压力侧壁和吸力侧壁通过前缘(26)在上游连接并且通过后缘(27)在下游连接,-冷却回路(28),该冷却回路包括在翼型件内部延伸的内腔和多个出口开口,每个出口开口大致沿着纵向轴线X定向,每个出口开口与腔连通并布置在后缘附近,以及-校准装置(33),该校准装置布置在腔中并设置有校准导管(34),该校准导管被布置成与出口开口大致相对,根据本发明,校准导管(34)各自包括大致垂直于纵向轴线的长圆形横截面。

本发明提供了一种内部冷却通道仿蜂窝排布的涡轮叶片及燃气轮机,包括：涡轮叶片本体、冷却通道和气膜冷却孔；所述涡轮叶片本体内部设置所述冷却通道,所述涡轮叶片本体表面设置所述气膜冷却孔,所述冷却通道连通所述气膜冷却孔；所述冷却通道设置有多个并将所述涡轮叶片本体内部分割为蜂窝状。实现对小尺寸涡轮叶片内有限空间的高效利用,仿蜂窝结构的正六边形冷却通道排布方案,在相同面积内的可排布冷却通道长度,相比于同样通道截面当量直径条件下的正方形排布方案,可以更有效地利用小尺寸涡轮叶片内的有限空间。

本发明公开了一种涡轮转子叶片的多腔高效冷却结构及其冷却方法,该冷却结构包括设于叶身内腔中且由所述叶身前缘向所述叶身尾缘依次固定设置的第一隔板、第二隔板以及第三隔板；所述第一隔板靠近所述叶身前缘的一侧向所述榫头方向纵向延伸并与所述榫头前缘的内壁形成第一冷气通道,所述第一隔板背离所述叶身前缘的一侧向所述第二隔板和所述第三隔板下方横向延伸、向所述榫头方向纵向延伸并与所述榫头尾缘的内壁形成第二冷气通道。本发明能够有效抑制流动分离,可承受强度水平高,冷气利用率高,叶片温度更均匀,具有较高的强度寿命水平。

本发明公开了一种涡轮供气系统以及航空发动机,涉及航空发动机领域,用以优化涡轮供气系统。该涡轮供气系统包括引流管、集流部件、整流部件以及叶片。引流管,包括流入口和流出口,所述引流管被构造为引入流体。集流部件包括集流腔以及与所述集流腔连通的集流入口和集流出口；所述集流入口与所述引流管的流出口流体连通。整流部件设置于所述集流腔内部,所述整流部件被构造为整流进入到所述集流腔内的流体。叶片包括空腔,所述空腔与所述集流部件的集流出口流体连通。上述技术方案,使得进入到叶片内部的冷却流体更加均匀,并且减少了进入到叶片内部的沙尘。

本发明涉及航空发动机技术领域,特别涉及一种涡轮叶片冷却系统和航空发动机。本发明的涡轮叶片冷却系统,包括：涡轮机匣；多个涡轮叶片,设置于涡轮机匣内,并沿着涡轮机匣的周向分布；集气腔,设置于涡轮机匣内,冷却气体由集气腔流向涡轮叶片；和引气装置,用于引导冷却气体进入集气腔,并包括引气管和扩张管,引气管通过扩张管与集气腔连通,且扩张管的通流面积沿着冷却气体的流动方向增大。通过在引气管出口增设扩张管,能够降低流向集气腔的冷却气体的射流速度,并使流入集气腔的冷却气体在周向上呈放射状,扩大冷却气体的周向覆盖面积,因此,能够有效改善涡轮叶片的冷却均匀性。

本发明题为“头端鸣声器构造”。本实施方案阐述了一种包括翼面(12,130)的叶片(112),该翼面包括外头端(28)、凹形压力侧壁(20)和凸形吸力侧壁(22),该外头端具有底板(128)、前缘(51)和后缘(50),该凹形压力侧壁和该凸形吸力侧壁在对应的前缘和后缘(51,50)之间轴向延伸并且在该底板(128)和该头端帽(36)之间径向延伸。该翼面(12,130)还包括头端帽(36),该头端帽从该外头端(28)的该底板(128)延伸,并且围绕该前缘和后缘(51,50)与该压力侧壁(20)和该吸力侧壁(22)共延。该头端帽(36)包括鸣声器头端构造,该鸣声器头端构造包括吸力侧头端帽部分(136)和压力侧头端帽部分(137)。该吸力侧头端帽部分(136)和压力侧头端帽部分(137)在该底板(128)之上延伸不相等的距离,从而提供从该头端帽(36)流出的冷却流体。