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本发明属于航空发动机热防护领域，特别涉及一种精确分腔供气的涡轮外环块供气结构。本发明在涡轮外环块的供气腔与冲击腔间增加了一层节流腔，并将节流腔沿涡轮轴向分为多个独立的复合冷却的节流分腔，同时与节流腔对应，复合冷却的冲击腔也沿涡轮轴向分割为多个独立的冲击分腔，这样将整个外环块沿涡轮轴向分割成多个互不干扰的冷却单元，避免了由于单个冲击腔导致的外环块冷却前贫后富的问题，形成了具有针对性的冷却结构，提高了冷气的利用率，同时增强了发动机性能。
(19)国家知识产权局
(12)发明专利
(10)授权公告号 CN 113123833 B
(45)授权公告日 2022.05.10
(21)申请号 202110323611.X (56)对比文件
(22)申请日 2021.03.26
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