涡轮叶片尾缘波纹冲击复合新型冷却结构的研究

在充分分析航空发动机涡轮叶片尾缘典型欧美/俄罗斯的冷却结构的优缺点的基础上、结合我们自己的加工、工艺水平，创新性的提出了一种新型尾缘冷却系统模型。新型冷却结构以开有气膜冲击孔的波纹形隔板为基础核心，附以下游绕流柱、交错肋和微尺度通道三种冷却结构选项，形成了拥有自主知识产权的高压涡轮叶片尾缘内部冷却设计体系；新型冷却结构的摸索实验结果良好，显示出巨大的研究应用前景。此项目改变了以往研究的思路和方法，不是一个个简单的冷却形式的分析与研究，而是要在系统与体系上努力的去取得突破和创新。在研究方法上，将利用各种成功应用的实验方法（如：液晶示温法、红外热像仪等）、计算模型，把计算和实验有机的结合起来。具有独立知识产权的技术、设计体系的拥有，对于提高我国航空发动机效率和推重比，对于提高我国航空发动机设计水平和缩短与发达国家的差距意义重大，特别是在国防科技领域具有深远的战略意义。