一种翼型件的制作方法

本发明涉及冷却技术，具体涉及一种翼型件。

背景技术：

1、随着现代航空发动机技术的发展，涡轮进口温度不断升高。目前的航空发动机高压涡轮进口温度已接近2000k左右，未来更为先进的航空发动机涡轮进口温度将达到2100k-2200k水平，这对于涡轮叶片的冷却设计提出了更高要求，需提升涡轮叶片的冷却效果。

2、在翼型件的双层壁冷却结构中，由于外层壁厚度较薄，在外层壁设置扩张气膜孔的孔型扩张有限，扩张气膜孔的冷却效果不佳。

技术实现思路

1、本发明的目的在于提供一种翼型件，用于改善扩张气膜孔冷却效果不佳的情况。

2、根据本发明的实施例，所述翼型件包括冷却结构，所述冷却结构提供所述翼型件的吸力面侧壁，包括横向延伸的外层壁和内层壁，所述外层壁限定所述翼型件的吸力面，所述内层壁限定所述翼型件内的冷却腔室的部分纵向边界；

3、所述冷却结构设置有横向的单壁部，在所述单壁部，所述外层壁与所述内层壁纵向接合，所述单壁部设置有扩张气膜孔；

4、所述冷却结构还设置有横向的双壁部，在所述双壁部，所述外层壁与所述内层壁纵向分隔，限定所述外层壁与所述内层壁间的冷却通道的纵向边界；

5、所述单壁部提供所述翼型件在喉部的吸力面侧壁，所述扩张气膜孔的出口邻近所述喉部并位于所述喉部的前侧；

6、第一个所述双壁部自所述单壁部横向延伸，并连接所述翼型件的前缘；

7、第二个所述双壁部自所述单壁部横向延伸，并连接所述翼型件的尾缘。

8、在一个或多个实施例中，在所述第一个双壁部，所述外层壁与所述内层壁间设置有纵向延伸的侧壁，限定多个所述冷却通道的横向边界。

9、在一个或多个实施例中，在所述第一个双壁部，所述内层壁设置有冲击孔，所述冲击孔连通所述冷却通道。

10、在一个或多个实施例中，在所述第一个双壁部，所述外层壁设置有气膜孔，所述气膜孔连通所述冷却通道。

11、在一个或多个实施例中，在所述第一个双壁部，所述冷却通道设置有扰流部。

12、在一个或多个实施例中，在所述第二个双壁部，所述内层壁设置有冲击孔，所述冲击孔连通所述冷却通道。

13、在一个或多个实施例中，在所述第二个双壁部，所述冷却通道设置有扰流部。

14、在一个或多个实施例中，所述扩张气膜孔的扩张段为w形或簸箕形或椭圆形。

15、在一个或多个实施例中，所述尾缘设置有尾缘冷却腔室，在所述第二个双壁部，所述冷却通道横向连通所述尾缘冷却腔室。

16、在一个或多个实施例中，所述翼型件为高压涡轮静叶。

17、本发明的实施例至少具备下列有益效果：

18、通过外层壁与内层壁纵向接合，形成壁厚较厚的单壁部，具有充足的空间布置扩张气膜孔，扩张气膜孔的扩张段扩张充分，提升扩张气膜孔的冷却效果。

技术特征：

1.一种翼型件，其特征在于：

2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于：

3.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于：

4.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于：

5.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于：

6.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于：

7.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于：

8.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于：

9.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于：

10.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于：

技术总结一种翼型件用于改善扩张气膜孔冷却效果不佳的情况，翼型件包括冷却结构，冷却结构提供翼型件的吸力面侧壁，包括横向延伸的外层壁和内层壁，外层壁限定翼型件的吸力面，内层壁限定翼型件内的冷却腔室的部分纵向边界；冷却结构设置有横向的单壁部，在单壁部，外层壁与内层壁纵向接合，单壁部设置有扩张气膜孔；冷却结构还设置有横向的双壁部，在双壁部，外层壁与内层壁纵向分隔，限定外层壁与内层壁间的冷却通道的纵向边界；单壁部提供翼型件在喉部的吸力面侧壁，扩张气膜孔的出口邻近喉部并位于喉部的前侧；第一个双壁部自单壁部横向延伸，并连接翼型件的前缘；第二个双壁部自单壁部横向延伸，并连接翼型件的尾缘。技术研发人员：丁亮,尤煜龙,黄佳卉,谭智勇,侯乃先受保护的技术使用者：中国航发商用航空发动机有限责任公司技术研发日：技术公布日：2024/6/11