CN105179022A - 一种采用叶顶肋翼结构的涡轮叶片 - Google Patents

Abstract

本发明属于一种采用叶顶肋翼结构的涡轮叶片，具体涉及一种新型涡轮动叶叶片叶顶结构。它包括叶片压力面侧小翼、叶片吸力面侧小翼，叶片压力面侧小翼与叶片吸力面侧小翼之间形成叶顶中部的腔体。所述的叶片压力面侧小翼的叶片前缘处形成前缘点接近，叶片压力面侧小翼的叶片前缘处形成后缘点。吸力面侧小翼在吸力面前缘形成前缘接近点，压力面侧小翼的叶片前缘处形成后缘点。吸力面小翼最大宽度在CD之间。本发明的优点是可以通过这种特殊的几何形状，控制叶顶附近的流动，从而降低叶顶泄漏流，提高涡轮效率，增大涡轮输出功，并且改善涡轮叶顶的传热性能，延长涡轮寿命。

Description

一种采用叶顶肋翼结构的涡轮叶片

技术领域

本发明属于一种燃气涡轮发动机的涡轮动叶叶片，具体涉及一种涡轮转子叶片叶顶的设计方法、结构和装置。

背景技术

现代燃气涡轮发动机核心机主要包括三个部件：压气机、燃烧室和涡轮。气流流经压气机时被压缩成为高压气体，然后在燃烧室内和燃油进行混合燃烧成为高温高压燃气，这种燃气流经涡轮时对涡轮做功，推动涡轮转子旋转，而涡轮带动压气机。

涡轮转子叶片通常包括前缘、压力面、吸力面、尾缘和叶顶。在涡轮转子中，为了防止涡轮动叶叶顶和外机匣壁之间发生摩擦，在它们之间会留有一定间隙。主流通道内的流体在压力面和吸力面压力梯度力的驱动下由压力面侧流向吸力面侧，形成叶顶泄漏流和相应的叶顶泄漏涡。叶顶泄漏流会形成流动损失，同时这部分流体对涡轮转子几乎不做功，因此降低了涡轮的功率输出。为了改善燃气涡轮发动机的性能，要降低叶顶泄漏流的不利作用。

如果采用传统的平面，减少叶顶泄漏损失的方法是将叶顶间隙设计得尽可能小，不过叶顶间隙的最小值受到加工精度等因素的限制，总有一个最小值。另一方面，在一些已知燃气涡轮发动机的涡轮转子中，在发动机运行期间，该间隙的大小会随着使用时间的增加而增大，叶尖流动会对发动机的性能造成更大的不利影响。

通过采用特殊设计的叶顶结构是另外一种用于控制涡轮叶顶流动不利影响的方法，目前已知的一些方法包括采用凹槽和小翼等几何结构，这些方法主要是通过降低叶尖泄漏流的方法。

事实上，叶尖附近的流动除了叶尖泄漏涡之外，还有刮削涡和通道涡，其中这些涡系结构都是形成流动损失，降低涡轮效率的原因。

高压涡轮中的流体为高温的燃气，造成叶顶的热腐蚀和氧化，降低发动机的寿命，叶尖泄漏涡之外，刮削涡和通道涡均会造成叶顶局部区域传热性能降低。

发明内容

本发明的目的是提供一种采用叶顶肋翼结构的涡轮叶片，它通过抑制涡系结构的发展来降低叶顶附近流动掺混的损失，达到提高涡轮效率，增大涡轮输出功，并改善涡轮的传热性，延长发动机寿命的目的。抑制涡系结构的发展也可以降低叶片表面的传热，从而达到改善传热性能的目的。

本发明是这样实现的，一种采用叶顶肋翼结构的涡轮叶片，它包括叶片压力面侧小翼、叶片吸力面侧小翼，叶片压力面侧小翼与叶片吸力面侧小翼之间形成叶顶中部的腔体。

所述的压力面小翼的起始点A接近叶片前缘，终止点B接近叶片尾缘；压力面起始点A位于吸力面上，距叶片前缘的距离为0％-50％的压力面长度，压力面的终止点B位于压力面上，距叶片尾缘的距离为40％-90％的压力面长度。

压力面小翼的宽度W为压力面小翼边缘到叶片压力面之间的垂直距离，其取值范围是0到0.5倍的叶片最大厚度。

吸力面小翼起始点C位于叶片吸力面上，距叶片前缘的距离为0％-15％的吸力面长度，吸力面小翼终止点D在位于叶片吸力面，距叶片尾缘的距离为10％-55％的吸力面长度。

吸力面小翼厚度K为吸力面小翼边缘到叶片吸力面之间的垂直距离，从吸力面小翼起始点C开始，到吸力面小翼终止点D为止，叶片厚度K呈先增大后减小的分布，吸力面小翼厚度K具有一个最大厚度，取值范围是0.1到1倍的叶片最大厚度，吸力面小翼最大厚度的位置距叶片前缘的距离为20％-60％的吸力面长度。

叶片顶部具有一个凹槽结构，内圈型线为叶顶中凹槽的型线，凹槽型线和叶顶外圈型线之间的宽度为M，具体宽度在不同的位置取不同值，最大宽度小于2倍的叶片最大厚度。

叶片压力面9在F点开始，向叶顶压力面小翼开始过渡。在F点附近采用曲线或直线或曲线直线组合的线段的方式过渡，线段与压力面小翼叶顶面之间存在一个夹角，夹角可以为尖锐的角或者采用倒角处理。

叶顶平面到F点沿展向的距离P不大于叶片弦长的10％；叶片叶顶面和凹槽结构底部的距离T的取值范围在1％-7％叶片弦长范围内。

叶片吸力面从G点开始向吸力面小翼过渡。在G点附近采用曲线或直线或曲线直线组合的线段过渡，该线段和吸力面小翼顶面之间存在一个夹角，该夹角H的范围为35度-120度；夹角为尖锐的角或者采用倒角处理。

内圈凹槽型线和外圈小翼轮廓线之间的宽度在不同的位置取不同值，在该截面处，压力面小翼内侧和凹槽底部的夹角为W，W大于90度；压力面小翼内侧面和凹槽底部的夹角为W，W大于70度，在该截面处，吸力面小翼内侧面和凹槽底部的夹角为X，夹角X大于70度。

本发明的优点：利用了压力面小翼、吸力面小翼和叶顶中部的腔体组合的叶顶结构，来控制叶顶泄漏流的流动。其中压力面小翼可以用来降低驱动叶顶间隙进口的压力，并且增大叶顶间隙压力面进口处的分离区，这些作用可以使得驱动叶顶泄漏流的压力差降低，并且减小叶顶泄漏流的有效流通通道面积，从而降低叶顶泄漏流；通常情况下，在叶顶间隙吸力侧附近的压力是较低的，对于叶顶泄漏流来说，较低的压力会增加叶顶泄漏流的流量。另外，这样的压力分布会在机匣附近形成一个由压力面指向吸力面的压力梯度，从而驱动机匣上的边界层流动发生分离，形成刮削涡等涡系结构。本发明中的吸力面小翼利用泄漏流在叶顶间隙出口处和机匣刮削的相互作用来抑制泄漏流动。此时会在叶顶间隙压力侧出口处出口形成一个局部的高压区，从而降低驱动叶顶泄漏流的压力差，减少了叶顶泄漏流流量。另一方面，这个局部高压区会在机匣附近形成从吸力面指向叶片中心通道的压力梯度，这抑制了端壁边界层的分离，并减少甚至消除了机匣附近的刮削涡结构。在两个小翼之间采用凹槽的结构，可以利用凹槽中的涡旋结构来进一步加强叶顶间隙内的流动掺混，从而降低叶顶泄漏流流量。除了在燃气轮机中，该涡轮叶顶设计技术可以增大涡轮输出功，提高涡轮效率，因此也能广泛用于其它各类用于功率输出的涡轮，比如说动力涡轮等。

附图说明

图1为本发明所提供的一种采用叶顶肋翼结构的涡轮叶片的叶片和叶顶结构图；

图2为图1的俯视示意图；

图3为本发明所提供的一种采用叶顶肋翼结构的涡轮叶片的叶片和叶顶的典型截面图；

图4为小翼间凹槽；

图5为本发明所提供的一种采用叶顶肋翼结构的涡轮叶片的叶顶结构对叶顶流动作用效果图中；

图6叶顶间隙中截面(F-F)的流场速度矢量分布、叶型和翼型图；

图7为采用圆接近的叶片压力面和吸力面；

图8为在叶顶吸力面出口处泄漏流量沿轴向弦长德分布；

图9为叶片下游沿着展向的流动损失。

图中，1压力面小翼，2吸力面小翼，3压力面和吸力面之间的凹槽，14叶片的吸力面，31叶片前缘，41叶片尾缘，W压力面小翼宽度，A压力面小翼起始点，B压力面小翼终止点，C吸力面小翼起始点，D吸力面小翼终止点，9叶片压力面，K吸力面小翼厚度，22凹槽的型线，23位叶顶外圈型线，F点叶片压力面到压力面小翼的过渡点，7叶片压力面到压力面小翼的过渡线段，35叶片压力面到压力面小翼的过渡线段与压力面小翼叶顶面之间的夹角，8叶顶平面，P叶顶平面到F点沿展向的距离，T叶顶面到凹槽底部的距离，G叶片吸力面到吸力面小翼的过渡点，11叶片吸力面到吸力面小翼的过渡线段，10吸力面小翼顶面，H叶片压力面到压力面小翼的过渡线段与吸力面小翼叶顶面之间的夹角，12压力面小翼内侧，13凹槽底部面，W压力面肋内侧和凹槽底部的夹角，36吸力面小翼内侧面，X吸力面肋内侧和凹槽底部的夹角，39机匣面37吸力面小翼最厚处，38叶顶中截面泄漏流与通道流的交接面，d叶片的厚度。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明进行详细介绍：

如图1所示，一种新型涡轮动叶叶片的叶顶结构，包括叶片压力面侧小翼1、叶片吸力面侧小翼2，叶片压力面侧小翼1与叶片吸力面侧小翼2之间形成叶顶中部的腔体3。

如图2所示，压力面小翼1的起始点A接近叶片前缘31，终止点B接近叶片尾缘41；压力面起始点A位于吸力面上，距叶片前缘31的距离为0％-50％的压力面长度，压力面的终止点B位于压力面上，距叶片尾缘41的距离为40％-90％的压力面长度。

压力面小翼的宽度W为压力面小翼边缘到叶片压力面9之间的垂直距离，其取值范围是0到0.5倍的叶片最大厚度。

吸力面小翼起始点C位于叶片吸力面上，距叶片前缘31的距离为0％-15％的吸力面长度，吸力面小翼终止点D在位于叶片吸力面，距叶片尾缘41的距离为10％-55％的吸力面长度。

吸力面小翼厚度K为吸力面小翼边缘到叶片吸力面14之间的垂直距离，从吸力面小翼起始点C开始，到吸力面小翼终止点D为止，叶片厚度K呈先增大后减小的分布，吸力面小翼厚度K具有一个最大厚度，取值范围是0.1到1倍的叶片最大厚度，吸力面小翼最大厚度的位置距叶片前缘31的距离为20％-60％的吸力面长度。

叶片顶部具有一个凹槽结构3，内圈型线为叶顶中凹槽的型线22，凹槽型线22和叶顶外圈型线23之间的宽度为M，具体宽度在不同的位置取不同值，最大宽度小于2倍的叶片最大厚度。

叶片压力面9在F点开始，向叶顶压力面小翼开始过渡。在F点附近采用曲线或直线或曲线直线组合的线段7的方式过渡，线段7与压力面小翼叶顶面之间存在一个夹角35，夹角35可以为尖锐的角，也可以采用倒角处理。

叶顶平面8到F点沿展向的距离P不大于叶片弦长的10％；叶片叶顶面8和凹槽结构底部的距离T的取值范围在1％-7％叶片弦长范围内。

叶片吸力面14从G点开始向吸力面小翼过渡。在G点附近采用曲线或直线或曲线直线组合的线段过渡11，该线段11和吸力面小翼顶面10之间存在一个夹角H，该夹角H的范围为35度-120度；夹角H可以为尖锐的角，也可以采用倒角处理。

内圈凹槽型线22和外圈小翼轮廓线23之间的宽度在不同的位置取不同值，在该截面处，压力面小翼内侧12和凹槽底部13的夹角为W，W大于90度；压力面小翼内侧面12和凹槽底部13的夹角为W，W大于70度，在该截面处，吸力面小翼内侧面36和凹槽底部13的夹角为X，夹角X大于70度。

图6是采用仿真方法所获得的叶片叶顶中截面图5中的F-F截面的速度，在该截面上的二维速度矢量分布。从速度矢量图中可以看出泄漏流和主流的交接面38，叶顶吸力面小翼的设计在叶片通道的设计根据该流动交接面的具体特性来确定，从叶片前缘点开始20-60％的部分，吸力面小翼不再跟随交接面38，向叶片吸力面靠拢。吸力面小翼最大厚度的位置距叶片前缘31的距离为20％-60％的吸力面长度，具体取决于叶片负载等情况。

图7是不采用小翼设计的叶顶，采用圆接近的叶片压力面和吸力面的直径为d，定义为叶片的当地厚度。

图8是在叶顶吸力面出口处泄漏流量沿轴向弦长德分布，可以看出采用本发明小翼叶顶的泄漏流量46小于不采用小翼设计的叶顶的泄漏流量45的叶顶，该效果在叶片通道前部尤其明显。

图9是叶片下游沿着展向的流动损失，不采用叶顶小翼时的泄漏涡损失55大于本发明中叶顶设计的泄漏涡损失56，不采用叶顶小翼时的二次涡和刮削涡损失53大于本专利中叶顶设计的二次涡和刮削涡损失54，可见本设计降低了流动损失提高了效率。

利用数值模拟方法，对该种带压力面和吸力面小翼叶顶的涡轮叶片做了流场分析，发现这种采用腔体和小翼结合的叶顶都能够带来叶片气动和传热性能上的提升。首先是叶顶泄漏流的质量流量减少了，这使得流动通道内的流场更为均匀，从而降低了气动损失，提高了涡轮效率，并提高了涡轮输出功，从而提高了发动机的功率。采用了叶顶这种新型叶顶之后，叶顶区域的换热系数也降低了，这改善了涡轮的传热性能，可以达到延长了涡轮的寿命的目的。

Claims (10)

1.一种采用叶顶肋翼结构的涡轮叶片，其特征在于：它包括叶片压力面侧小翼(1)、叶片吸力面侧小翼(2)，叶片压力面侧小翼(1)与叶片吸力面侧小翼(2)之间形成叶顶中部的腔体(3)。

2.如权利要求1所述的一种采用叶顶肋翼结构的涡轮叶片，其特征在于：所述的压力面小翼(1)的起始点A接近叶片前缘(31)，终止点B接近叶片尾缘(41)；压力面起始点A位于吸力面上，距叶片前缘(31)的距离为0％-50％的压力面长度，压力面的终止点B位于压力面上，距叶片尾缘(41)的距离为40％-90％的压力面长度。

3.如权利要求2所述的一种采用叶顶肋翼结构的涡轮叶片，其特征在于：压力面小翼的宽度W为压力面小翼边缘到叶片压力面(9)之间的垂直距离，其取值范围是0到0.5倍的叶片最大厚度。

4.如权利要求2所述的一种采用叶顶肋翼结构的涡轮叶片，其特征在于：吸力面小翼起始点C位于叶片吸力面上，距叶片前缘(31)的距离为0％-15％的吸力面长度，吸力面小翼终止点D在位于叶片吸力面，距叶片尾缘(41)的距离为10％-55％的吸力面长度。

5.如权利要求4所述的一种采用叶顶肋翼结构的涡轮叶片，其特征在于：吸力面小翼厚度K为吸力面小翼边缘到叶片吸力面(14)之间的垂直距离，从吸力面小翼起始点C开始，到吸力面小翼终止点D为止，叶片厚度K呈先增大后减小的分布，吸力面小翼厚度K具有一个最大厚度，取值范围是0.1到1倍的叶片最大厚度，吸力面小翼最大厚度的位置距叶片前缘(31)的距离为20％-60％的吸力面长度。

6.如权利要求1所述的一种采用叶顶肋翼结构的涡轮叶片，其特征在于：叶片顶部具有一个凹槽结构(3)，内圈型线为叶顶中凹槽的型线(22)，凹槽型线(22)和叶顶外圈型线(23)之间的宽度为M，具体宽度在不同的位置取不同值，最大宽度小于2倍的叶片最大厚度。

7.如权利要求1所述的一种采用叶顶肋翼结构的涡轮叶片，其特征在于：叶片压力面9在F点开始，向叶顶压力面小翼开始过渡。在F点附近采用曲线或直线或曲线直线组合的线段(7)的方式过渡，线段(7)与压力面小翼叶顶面之间存在一个夹角(35)，夹角(35)可以为尖锐的角或者采用倒角处理。

8.如权利要求2所述的一种采用叶顶肋翼结构的涡轮叶片，其特征在于：叶顶平面(8)到F点沿展向的距离P不大于叶片弦长的10％；叶片叶顶面(8)和凹槽结构底部的距离T的取值范围在1％-7％叶片弦长范围内。

9.如权利要求4所述的一种采用叶顶肋翼结构的涡轮叶片，其特征在于：叶片吸力面(14)从G点开始向吸力面小翼过渡。在G点附近采用曲线或直线或曲线直线组合的线段过渡(11)，该线段(11)和吸力面小翼顶面(10)之间存在一个夹角H，该夹角H的范围为35度-120度；夹角(H)为尖锐的角或者采用倒角处理。

10.如权利要求6所述的一种采用叶顶肋翼结构的涡轮叶片，其特征在于：内圈凹槽型线(22)和外圈小翼轮廓线(23)之间的宽度在不同的位置取不同值，在该截面处，压力面小翼内侧(12)和凹槽底部(13)的夹角为W，W大于90度；压力面小翼内侧面(12)和凹槽底部(13)的夹角为W，W大于70度，在该截面处，吸力面小翼内侧面(36)和凹槽底部(13)的夹角为X，夹角X大于70度。