CN105649682A - 一种在吸力面具有台阶缝冷却结构的涡轮导叶 - Google Patents

一种在吸力面具有台阶缝冷却结构的涡轮导叶 Download PDF

Info

Publication number
CN105649682A
CN105649682A CN201610020919.6A CN201610020919A CN105649682A CN 105649682 A CN105649682 A CN 105649682A CN 201610020919 A CN201610020919 A CN 201610020919A CN 105649682 A CN105649682 A CN 105649682A
Authority
CN
China
Prior art keywords
blade
cooling
seam
vane
cold air
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201610020919.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN105649682B (zh
Inventor
陶智
郭文
吴宏
李育隆
容诚钧
苏云亮
呼艳丽
潘炳华
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beihang University
China Gas Turbine Research Institute
Original Assignee
Beihang University
China Gas Turbine Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beihang University, China Gas Turbine Research Institute filed Critical Beihang University
Priority to CN201610020919.6A priority Critical patent/CN105649682B/zh
Publication of CN105649682A publication Critical patent/CN105649682A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN105649682B publication Critical patent/CN105649682B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/186—Film cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本发明公开了一种用于航空发动机和燃气轮机涡轮导叶的新型缝气膜冷却结构。该冷却结构包括叶片基体、气膜缝、连接肋及阶梯面，其特征在于：由在叶片吸力面基体上的内片和外片以及连接肋构成的阶梯状的缝气膜出流结构，可以使得冷却气沿叶片表面的切向方向出流。该新型叶片的这种冷却出流结构能在叶片表面形成均匀一致的冷却气膜，出流气膜具有更强的平稳性，并且减弱了出流冷气的涡流作用，冷却气膜覆盖面积大，冷却效率高，同时由于切向与高温主流掺混，还可使得叶片的气动损失降低，使得叶片兼具高冷效和高效气动性能。同时该结构还可使得叶片可用连片式结构来制造，可简化叶片的加工和维修工艺。

Description

一种在吸力面具有台阶缝冷却结构的涡轮导叶
技术领域
本发明涉及一种用于航空发动机高温部件的新型冷却结构，特别涉及适用于涡轮导向器叶片的冷却结构。该结构在对涡轮导向器叶片具有较好的冷却性能的基础上，同时在气动性能上也有比传统光滑的叶片外形具有更高的气动效率，采用这种冷却气动结构的燃气涡轮发动机涡轮导向器叶片能够在冷却性能和气动性能上比常规的叶片具有较大的性能优势。
背景技术
涡轮叶片是航空发动机的重要热端部件，尤其是导向器叶片直接承受燃烧室出口高温燃气的冲刷。目前先进发动的涡轮前进口温度已经达到2000K左右，比压气机涡轮叶片金属材料的熔点高400K，可见冷却设计的重要性和迫切性。先进的冷却可使高温部件承受更高的温度，使发动机的寿命更长、可靠性更高。
传统的涡轮叶片的冷却方式大都采用气膜冷却的方式来进行，气膜冷却是由壁面上的喷口喷出一股冷却气流，在表面形成一层冷气膜，来阻隔主燃气对壁面的加热，同时还可以阻隔热燃气对固体材料的腐蚀。由于具有很高的冷却效果，气膜冷却在燃气轮机涡轮叶片的冷却上得到了广泛的应用。如何更有效的组织气膜冷却，减少冷气消耗，提高冷却效果，一直是设计者关注的重要问题。经过研究发现，影响气膜冷却效果的一个重要几何因素是气膜孔的倾角，正因为气膜孔的出流倾角的存在，使得出流的冷却气流存在着垂直于冷却壁面的速度分量，该速度分量会和来流的高温燃气掺混时产生马蹄形的流动涡，流动涡会使得冷气和高温燃气快速地掺混，从而使冷气变成掺混后的温度升高的混合气，该混合气对高温壁面的冷却效果要大大低于冷气的效果，因此该涡流存在使得出流冷气的冷却能力大大下降。要想提高气膜冷却的冷却效果，就需要减少这种马蹄涡，这可以通过改变冷气的出流倾角来实现，提高冷气对高温壁面的覆盖，减少和燃气的掺混，提高冷气的冷却效率。现有的气膜孔由于要从冷气腔中通过壁面上的冷却孔出流到高温壁面外部，则必须通过在高温壁面上的一定孔径的孔才能流出，也就意味着采用这种结构必然会使得气膜出流存在着垂直于高温壁面法向方向的流动，从而一定会产生造成冷却和燃气掺混的马蹄涡，使得冷气的冷却效果下降。为了改变这种流动结构的产生，避免出现垂直于冷却壁面法向流动的出现，本发明提出了一种新型的冷却气的流动冷却结构，该冷却结构的几何型式为冷气从冷气腔中的出流方向是以和叶片的轴向方向与叶片表面相切的方向，通过叶片内外层的搭接缝之间流出的结构，这种结构使冷气的出流方向和需要保护的高温壁面表面是平行的，这样就可以大大抑制马蹄涡的产生，使冷气能够较为长久地覆盖在叶片表面，从而获得比较好的冷却效果。同时这种结构的冷气出流由于和高温的主流燃气的流动方向一致，又由于冷气的压力要高于主流燃气的压力，因此当冷气出流到主流燃气中时会带入较多高能量的流体，通过实验和计算表面，在合适的出流结构以及冷气和主流的吹风比条件下，由于注入高能量的气流，这种出流结构不但不会因为冷气的出流产生损失，而且还可以比没有冷气出流的时候减少流动损失，从而在提高了涡轮冷却效果的条件下，还保证了涡轮的整体气动性能不至于降低，因此这种结构是能够同时保证冷却效果和气动效率的叶型。由于燃气在涡轮的吸力面都始终保持的是正压力梯度，因此冷气的出流缝的相对宽度需保持在较小的范围就可以保证冷却气膜在叶片表面很好的覆盖，通过研究，冷却气膜出流缝的宽度在和冷气和燃气的吹风比以及燃气雷诺数定义的一定范围内可同时获得较好的冷却性能和气动性能
发明内容
本发明的目的是为了提供一种能够同时兼顾涡轮叶片冷却性能和气动性能的一种涡轮导叶结构，该结构能使涡轮导叶同时具有较高的冷却性能和气动性能。该结构也适用于航空发动机以及燃气涡轮机的涡轮导向器叶片的冷却结构。该冷却结构包括叶片基体(1)、冷气出流缝(2)、连接肋(3)、以及位于叶片基体(1)上的外片(5)和内片(6)构成。其特征在于：出流缝(2)是由位于叶片基体(1)的外片(5)和内片(6)构成的，由外片(5)和内片(6)在叶片表面外形上构成了一个台阶式的气动外形。该冷却结构可以位于叶片吸力面(涡轮叶片的叶背)的前缘段(7)，该段位于第一腔隔板(8)和叶片前缘驻点(4)之间的叶片吸力面上，同时该冷却结构也布置于叶片吸力面中部段(10)上，该段位于叶片吸力面第一冷气腔(13)隔板(8)和第二冷气腔(14)隔板(9)之间的位置上。该冷却结构的出流缝(2)中，叶片基体(1)的外片(5)和内片(6)之间在叶片高度上可布置有3～10个连接肋(3)进行连接，且保证有两条连接肋分别分布于叶片顶端(11)和叶片根部(12)上。连接肋(3)在叶片径向高度方向的长度为0.5mm～5mm之间，出流缝(2)的缝宽为(S)。其中位于吸力面前缘的出流缝(2)缝宽(S)计算式为：S＝7.64/(MRe0.82)，位于吸力面中部的出流缝(2)缝宽计算式为：S＝6.35/(MRe0.82)，这两式中，S表示出流缝(2)宽，M为冷气和高温燃气(15)的吹风比，Re为高温燃气(15)雷诺数。,
本发明的阶梯式的缝出流冷却结构的优点在于：(1)该结构的几何型式均是狭长的窄缝，可叶片径向高度上获得更为均匀出流的冷却效果；(2)该阶梯式的缝出流结构在出流方向为叶片当地表面的切线方向，没有壁面法向方向的速度分量，可抑制冷气出流时形成马蹄涡，使冷气更好地在叶片表面形成均匀一致的覆盖气膜，从而可获得更高的冷却效率；(3)采用叶片表面缝出流的冷却结构，可使具有较高出流动量的冷气切向加入到主流燃气中时，不但不会降低叶片的气动损失，还会使得叶片的气动损失减少，使得叶片兼具有较高的冷却性能和气动性能；(4)该阶梯式的缝出流冷却结构的连接肋是采用焊接形成的，使得叶片在制造上可以采用多片式焊接工艺，使得叶片制造工艺难度降低。在维修的时候，可通过仅仅拆除损坏的叶片片段，打磨掉焊点，然后重新焊接上新的叶片片段，这样使得叶片的维修工艺也更为简单方便。
附图说明
图1叶片整体结构示意图和缝结构局部放大图
图2叶片剖视图及局部放大图
图中：1.叶片基体2.气膜缝3.连接肋4.前缘驻点
5.外片6.内片7.前缘段8.第一腔隔板
9.第二腔隔板10.中部段11.叶片顶端12.叶片底端
13.第一冷气腔14.第二冷气腔15.高温气流
具体实施方式
下面将结合附图对本发明作进一步的详细说明。
参照图1、2所示，本发明是一种适用于燃气涡轮发动机涡轮导向器叶片的新型气膜冷却结构。该新型气膜冷却结构最大特征在于采用阶梯式缝出流的冷却结构取代常规气膜冷却孔。该阶梯式缝出流结构是由位于叶片基体(1)的外片(5)和内片(6)构成的，由外片(5)和内片(6)在叶片表面外形上构成了一个台阶式的气动外形。该阶梯式缝结构可布置在涡轮叶片吸力面的前缘段(7)和中部段(10)上。该冷却结构的出流缝(2)中，叶片基体(1)的外片(5)和内片(6)之间在叶片高度上可布置有3～10个连接肋(3)进行连接。且保证有两条连接肋分别分布于叶片顶端(11)和叶片根部(12)上。连接肋(3)在叶片径向高度方向的长度为0.5mm～5mm之间，出流缝(2)的缝宽为(S)。其中位于吸力面前缘的出流缝(2)缝宽(S)计算式为：S＝7.64/(MRe0.82)，位于吸力面中部的出流缝(2)缝宽计算式为：S＝6.35/(MRe0.82)，这两式中，S表示出流缝(2)宽，M为冷气和高温燃气(15)的吹风比，Re为高温燃气(15)雷诺数。,
冷却气从第一冷气腔(13)或第二冷气腔(14)中流出，通过连接肋(3)后，从出流缝(2)切向流出叶片表面，形成切向射流，很好地覆盖住叶片壁面，沿横向形成连续均匀的冷却气膜，将来流的高温燃气(15)与叶片隔离，避免了高温燃气(15)对叶表的烧蚀，提高了叶片的冷却效果。同时，通过出流缝(2)切向出流形成缝气膜比常规气膜孔形成的气膜更加稳定，避免了冷气与高温气体过早地掺混，从而提高冷却气膜覆盖面积，获得更高的冷却效率；切向的冷却气出流使得动量更大的冷却气加入到高温燃气(15)中时，还可使叶片的气动损失降低，使得叶片的气动性能提高；阶梯式的出流缝结构使得叶片的制造可采用多片拼接式结构，可以简化制造和维修工艺。

Claims (2)

1.一种用于航空发动机涡轮导叶的新型缝气膜冷却结构，该冷却结构包括叶片基体(1)、冷气出流缝(2)、连接肋(3)、以及位于叶片基体(1)上的外片(5)和内片(6)构成。其特征在于：出流缝(2)是由位于叶片基体(1)的外片(5)和内片(6)构成的，由外片(5)和内片(6)在叶片表面外形上构成了一个台阶式的气动外形。该冷却结构可以位于叶片吸力面(涡轮叶片的叶背)的前缘段(7)，该段位于第一腔隔板(8)和叶片前缘驻点(4)之间的叶片吸力面上，同时该冷却结构也布置于叶片吸力面中部段(10)上，该段位于叶片吸力面第一冷气腔(13)隔板(8)和第二冷气腔(14)隔板(9)之间的位置上。该冷却结构的出流缝(2)中，叶片基体(1)的外片(5)和内片(6)之间在叶片高度上可布置有3～10个连接肋(3)进行连接，且保证有两条连接肋分别分布于叶片顶端(11)和叶片根部(12)上。连接肋(3)在叶片径向高度方向的长度为0.5mm～5mm之间，出流缝(2)的缝宽为(S)。其中位于吸力面前缘的出流缝(2)缝宽(S)计算式为：S＝7.64/(MRe0.82)，位于吸力面中部的出流缝(2)缝宽计算式为：S＝6.35/(MRe0.82)，这两式中，S表示出流缝(2)宽，M为冷气和高温燃气(15)的吹风比，Re为高温燃气(15)雷诺数。
2.一种燃气轮机，具有如权利要求1所述的涡轮叶片。
CN201610020919.6A 2016-01-13 2016-01-13 一种在吸力面具有台阶缝冷却结构的涡轮导叶 Expired - Fee Related CN105649682B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201610020919.6A CN105649682B (zh) 2016-01-13 2016-01-13 一种在吸力面具有台阶缝冷却结构的涡轮导叶

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201610020919.6A CN105649682B (zh) 2016-01-13 2016-01-13 一种在吸力面具有台阶缝冷却结构的涡轮导叶

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN105649682A true CN105649682A (zh) 2016-06-08
CN105649682B CN105649682B (zh) 2018-02-09

Family

ID=56487424

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201610020919.6A Expired - Fee Related CN105649682B (zh) 2016-01-13 2016-01-13 一种在吸力面具有台阶缝冷却结构的涡轮导叶

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN105649682B (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110080828A (zh) * 2019-04-15 2019-08-02 西北工业大学 一种带线轴型扰流柱及双倒圆出口的网格缝气膜冷却结构
CN117685103A (zh) * 2024-02-04 2024-03-12 济南中科先行燃气轮机科技有限公司 一种二次空气调节机构及方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH04232336A (ja) * 1990-07-13 1992-08-20 General Electric Co <Ge> 湾曲した気膜冷却穴を設けたガスタービンエンジンのベーン
US7563073B1 (en) * 2006-10-10 2009-07-21 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with film cooling slot
CN103046967A (zh) * 2012-12-27 2013-04-17 中国燃气涡轮研究院 一种涡轮气冷叶片
CN103806951A (zh) * 2014-01-20 2014-05-21 北京航空航天大学 一种缝气膜冷却加扰流柱的组合式涡轮叶片
CN103912316A (zh) * 2014-04-11 2014-07-09 北京航空航天大学 一种涡轮导叶缝气膜冷却结构
US8777571B1 (en) * 2011-12-10 2014-07-15 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with curved diffusion film cooling slot

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH04232336A (ja) * 1990-07-13 1992-08-20 General Electric Co <Ge> 湾曲した気膜冷却穴を設けたガスタービンエンジンのベーン
US7563073B1 (en) * 2006-10-10 2009-07-21 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with film cooling slot
US8777571B1 (en) * 2011-12-10 2014-07-15 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with curved diffusion film cooling slot
CN103046967A (zh) * 2012-12-27 2013-04-17 中国燃气涡轮研究院 一种涡轮气冷叶片
CN103806951A (zh) * 2014-01-20 2014-05-21 北京航空航天大学 一种缝气膜冷却加扰流柱的组合式涡轮叶片
CN103912316A (zh) * 2014-04-11 2014-07-09 北京航空航天大学 一种涡轮导叶缝气膜冷却结构

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110080828A (zh) * 2019-04-15 2019-08-02 西北工业大学 一种带线轴型扰流柱及双倒圆出口的网格缝气膜冷却结构
CN110080828B (zh) * 2019-04-15 2021-09-03 西北工业大学 一种带线轴型扰流柱及双倒圆出口的网格缝气膜冷却结构
CN117685103A (zh) * 2024-02-04 2024-03-12 济南中科先行燃气轮机科技有限公司 一种二次空气调节机构及方法
CN117685103B (zh) * 2024-02-04 2024-05-17 济南中科先行燃气轮机科技有限公司 一种二次空气调节机构及方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN105649682B (zh) 2018-02-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN103185354B (zh) 用于冷却过渡喷嘴的方法和系统
KR101509385B1 (ko) 스월링 냉각 채널을 구비한 터빈 블레이드 및 그 냉각 방법
CN106014645A (zh) 发动机构件
JP2013139801A (ja) タービン組立体及びタービン構成部品間の流体の流れを低減するための方法
JP2015105655A (ja) マイクロサーキット冷却を備えたタービン端部壁
CN205135721U (zh) 一种采用叶顶肋翼结构的涡轮叶片
CN103249917B (zh) 涡轮动叶片
CN203835465U (zh) 用于燃气涡轮发动机的涡轮机叶片的冷却通道
CN103764953B (zh) 用于燃气轮机的能内部冷却的构件
CN107075953A (zh) 燃气涡轮翼型后缘
US20220145764A1 (en) Component for a turbine engine with a cooling hole
CN106194435B (zh) 轮缘封严冷却结构件
CN106640211A (zh) 一种用于涡轮叶片气膜冷却的边倒圆孔结构
CN105408586B (zh) 具有翼型轮廓形状散热器的涡轮叶片
CN105649682A (zh) 一种在吸力面具有台阶缝冷却结构的涡轮导叶
CN105275499A (zh) 一种具有离心增压和封严效果的双辐板涡轮盘盘心进气结构
EP3141818B1 (en) Cooling apparatus for a fuel injector
CN104220758B (zh) 包括具有优化的上游形状的腔体的压缩机壳体
CN102606312B (zh) 一种用于燃气涡轮导叶分段式几何调节的冷却方法
CN109139127A (zh) 一种涡轮导叶的预旋式气膜冷却结构
US20170175576A1 (en) System and method for utilizing target features in forming inlet passages in micro-channel circuit
US20170260873A1 (en) System and method for cooling trailing edge and/or leading edge of hot gas flow path component
CN102472485B (zh) 对燃烧器火焰的稳定
CN103912316A (zh) 一种涡轮导叶缝气膜冷却结构
CN205840921U (zh) 燃气轮机轮缘密封结构

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20180209

Termination date: 20190113