一种分腔气冷的涡轮叶栅试验件及方法与流程

本发明属于航空发动机领域，特别涉及一种分腔气冷的涡轮叶栅试验件及方法。

背景技术：

1、在航空发动机领域，高推重比意味着发动机可以产生更大的推力，同时保持较低的重量，这对于飞机的性能至关重要。根据卡诺循环理论，采用增加进口温度的方式增加发动机的推重比。但提高涡轮入口温度将导致燃烧室产生更高热量的气体，目前涡轮进口温度已经远远超过叶片材料的熔点温度，必须采用先进的冷却技术来保持涡轮叶片的正常工作。

2、涡轮叶片的冷却技术主要包括外部和内部冷却两种方式。在外部冷却策略中，关键是在叶片表面精确布置一连串的气膜排放孔。通过这些孔排放的冷却气体形成保护性覆盖层，有效隔绝了叶片与高温燃气的直接接触，从而实现叶片温度的有效降低。在此过程中，气膜孔的设计及其产生的气膜覆盖效果对于提升涡轮叶片的冷却效率具有至关重要的影响。

3、在现行的涡轮叶栅气膜冷却试验中，往往采用一体化腔室设计。这种设计虽然能够模拟整体的冷却效果，但却无法提供对局部气膜冷却性能的详细分析。这一局限性阻碍了对各个特定区域冷却效率的深入研究。因此，目前的试验方法不利于执行精细化的研究，这对于优化叶片冷却设计、提高冷却效率以及降低能耗具有重要意义。为了更准确地评估和改进气膜冷却技术，迫切需要开发能够单独分析和测试叶片各个局部区域冷却效果的先进试验方法和设备。因此组合腔试验对于优化叶片冷却设计、对提高冷却效率以及降低能耗具有重要意义，并且可以执行涡轮气膜的不同部位的气膜试验，对特定位置进行优化与改进。

技术实现思路

1、针对上述问题，本发明提供了一种分腔气冷的涡轮叶栅试验件及方法。

2、本发明的第一个目的在于提供一种分腔气冷的涡轮叶栅试验件，包括试验叶；

3、所述试验叶包括导叶和若干贯穿导叶侧壁的进气段，所述导叶包括相对设置的两叶形面、连接两叶形面的曲面和内部设置的空腔，所述空腔通过内侧壁的设置，被划分为空间独立的前缘腔室、叶身腔室和尾缘腔室，所述前缘腔室位于所述导叶的叶端部，所述叶身腔室位于所述导叶的叶身部，所述尾缘腔室位于所述导叶的叶尖部；

4、所述导叶的侧壁上设有多组气膜孔，一组所述气膜孔贯穿所述导叶上位于所述前缘腔室内的曲面和/或叶形面，一组所述气膜孔贯穿所述导叶上位于所述叶身腔室内的曲面和/或叶形面，一组所述气膜孔贯穿所述导叶上位于所述尾缘腔室内的曲面和/或叶形面；

5、所述进气段包括与所述前缘腔室连通的第一进气管、与所述叶身腔室连通的第二进气管和与所述尾缘腔室连通的第三进气管。

6、进一步地，所述第一进气管贯穿所述导叶叶形面的叶端部，并远离位于所述前缘腔室的气膜孔。

7、进一步地，所述第一进气管包括直段和弯曲段，所述直段靠近导叶，所述弯曲段远离所述导叶，并向所述导叶前缘弯折。

8、进一步地，所述第二进气管贯穿所述导叶叶形面的叶身部，并向所述导叶的叶展方向延伸，所述第二进气管位于所述叶身腔室的气膜孔。

9、进一步地，所述第三进气管贯穿所述导叶曲面，并远离位于所述尾缘腔室的气膜孔。

10、进一步地，所述第三进气管包括直段和弯曲段，所述直段靠近导叶，所述弯曲段远离所述导叶，并向所述导叶叶展方向弯折。

11、进一步地，所述试验叶的数目至少为3个。

12、进一步地，所述的一种分腔气冷的涡轮叶栅试验件，还包括支撑板，所述支撑板与所述试验叶固定连接。

13、进一步地，所述试验叶按照每个所述试验叶的曲面所在轴线平行的方式与所述支撑板固定连接。

14、本发明的第二个目的在于提供一种分腔气冷的涡轮叶栅试验方法，基于上述的轮叶栅试验件实现，包括：

15、在一个或多个试验叶上，选择前缘腔室、叶身腔室和尾缘腔室中任一腔室进行单独腔室的叶栅气膜试验；

16、或，

17、在一个或多个试验叶上，选择前缘腔室、叶身腔室和尾缘腔室中任意组合腔室进行组合腔室的气膜试验。

18、本发明的有益效果：

19、本发明提供的一种分腔气冷的涡轮叶栅试验件及试验方法，通过试验叶的分腔设计，分腔气膜孔设计以及分腔单独进气的设计，实现了叶栅单独腔室、组合腔室的气膜孔冷却试验，其中，单独腔室的气膜孔试验实现精确分析叶栅局部气膜孔的气膜冷却性能，实现叶栅的局部优化；组合腔室的气膜孔冷却试验实现了叶栅各部位的气膜孔在位置、数量以及形状上的组合试验，利用组合腔试验得到的数据，实现对气膜孔的位置、大小和形状等进行迭代优化，以达到更高的冷却效率和更低的热应力；

20、本发明通过第一进气管、第二进气管和第三进气管的贯穿位置、弯曲、延申方向的设置，避免了多个试验叶的组合试验件中进气管的杂乱、干扰、气管浪费问题；

21、本发明通过多个试验叶的组合试验件，实现了不同气膜孔设计参数和进气参数的同时试验，大大缩短了试验时间，同时大大降低了气源参数等外部环境的浮动对冷却试验效果的影响，提高了气膜孔冷却试验的效率。

22、本发明的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过在说明书、权利要求书以及附图中所指出的结构来实现和获得。

技术特征：

1.一种分腔气冷的涡轮叶栅试验件，其特征在于，包括试验叶(20)；

2.根据权利要求1所述的一种分腔气冷的涡轮叶栅试验件，其特征在于，所述第一进气管(22a)贯穿所述导叶(21)叶形面的叶端部，并远离位于所述前缘腔室(24)的气膜孔(23)。

3.根据权利要求2所述的一种分腔气冷的涡轮叶栅试验件，其特征在于，所述第一进气管(22a)包括直段和弯曲段，所述直段靠近导叶(21)，所述弯曲段远离所述导叶(21)，并向所述导叶(21)前缘弯折。

4.根据权利要求1所述的一种分腔气冷的涡轮叶栅试验件，其特征在于，所述第二进气管(22b)贯穿所述导叶(21)叶形面的叶身部，并向所述导叶(21)的叶展方向延伸，所述第二进气管(22b)位于所述叶身腔室(25)的气膜孔(23)。

5.根据权利要求1所述的一种分腔气冷的涡轮叶栅试验件，其特征在于，所述第三进气管(22c)贯穿所述导叶(21)曲面，并远离位于所述尾缘腔室(26)的气膜孔(23)。

6.根据权利要求5所述的一种分腔气冷的涡轮叶栅试验件，其特征在于，所述第三进气管(22c)包括直段和弯曲段，所述直段靠近导叶(21)，所述弯曲段远离所述导叶(21)，并向所述导叶(21)叶展方向弯折。

7.根据权利要求1所述的一种分腔气冷的涡轮叶栅试验件，其特征在于，所述试验叶(20)的数目至少为3个。

8.根据权利要求1-7任一所述的一种分腔气冷的涡轮叶栅试验件，其特征在于，还包括支撑板(10)，所述支撑板(10)与所述试验叶(20)固定连接。

9.根据权利要求8所述的一种分腔气冷的涡轮叶栅试验件，其特征在于，所述试验叶(20)按照每个所述试验叶(20)的曲面所在轴线平行的方式与所述支撑板(10)固定连接。

10.一种分腔气冷的涡轮叶栅试验方法，其特征在于，基于权利要求1-8任一所述的轮叶栅试验件实现，包括：

技术总结本发明涉及一种分腔气冷的涡轮叶栅试验件及方法，属于航空发动机领域。包括试验叶；试验叶包括导叶和贯穿导叶侧壁的进气段，导叶包括相对设置的两叶形面、连接两叶形面的曲面和内部设置的空腔，空腔通过内侧壁的设置，被划分为空间独立的前缘腔室、叶身腔室和尾缘腔室；导叶的侧壁上设有多组气膜孔，一组气膜孔贯穿前缘腔室内的曲面和/或叶形面，一组气膜孔贯穿叶身腔室内的曲面和/或叶形面，一组气膜孔贯穿尾缘腔室内的曲面和/或叶形面；进气段包括第一进气管、第二进气管和第三进气管。本发明通过多个试验叶的组合试验件，实现了不同气膜孔设计参数和进气参数的同时试验，大大缩短了试验时间。技术研发人员：曾飞,欧阳玉清,赵段冰,蔡乐受保护的技术使用者：中国航发湖南动力机械研究所技术研发日：技术公布日：2024/10/17