CN106812555A - 涡轮叶片 - Google Patents

涡轮叶片 Download PDF

Info

Publication number
CN106812555A
CN106812555A CN201510846540.6A CN201510846540A CN106812555A CN 106812555 A CN106812555 A CN 106812555A CN 201510846540 A CN201510846540 A CN 201510846540A CN 106812555 A CN106812555 A CN 106812555A
Authority
CN
China
Prior art keywords
blade
cavity
cold air
turbo blade
turbo
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
CN201510846540.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN106812555B (zh
Inventor
张洪
潘晴
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.)
AVIC Commercial Aircraft Engine Co Ltd
Original Assignee
AVIC Commercial Aircraft Engine Co Ltd
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 AVIC Commercial Aircraft Engine Co Ltd filed Critical AVIC Commercial Aircraft Engine Co Ltd
Priority to CN201510846540.6A priority Critical patent/CN106812555B/zh
Publication of CN106812555A publication Critical patent/CN106812555A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN106812555B publication Critical patent/CN106812555B/zh
Active 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
    • 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

Landscapes

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

Abstract

本发明提供了一种涡轮叶片，其包括叶片主体和叶尖，叶尖设置在所述叶片主体的上方，叶尖上设有凹槽，在叶片主体的前缘区域内设有一空腔，空腔从涡轮叶片的叶顶沿涡轮叶片的径向延伸；叶片主体的前缘区域内还设有一内腔，内腔从所述涡轮叶片的叶顶沿涡轮叶片的径向延伸，且所述内腔与所述空腔之间开设有至少一个冷气进气孔，在所述空腔靠近所述叶顶处开设有冷气排气孔，使得冷气由所述内腔经由所述冷气进气孔流入所述空腔，对所述空腔的内外壁面进行对流换热，之后所述冷气由所述冷气排气孔排出。本发明涡轮叶片采用了新型的叶尖冷却结构，对凹槽侧壁及叶顶区域进行冷却，降低其温度水平。这样可以有效地冷却涡轮叶片叶尖区域，降低其温度水平。

Description

涡轮叶片
技术领域
本发明涉及燃气轮机叶片冷却领域，特别涉及一种涡轮叶片。
背景技术
在先进的航空发动机中，涡轮叶片多采用带凹槽的叶尖结构，以减少叶尖间隙的泄漏，提高涡轮工作效率。对于这种结构而言，叶顶及凹槽侧壁面的冷却设计受到一定限制。
目前，涡轮叶片叶尖区域的冷却主要依靠叶片内部的回转通道对叶顶的冷却，以及部分排布在叶片压力面靠近叶顶区域的离散气膜孔冷却。内部回转通道中的冷气通过对流换热的形式带走部分热量，而排布在压力面靠近叶顶区域的气膜孔出流的冷气越过叶顶，对叶顶形成局部保护。
由于凹槽的特殊结构形式，压力面离散孔出流的冷气在横越叶顶时，难以保证较好的贴附性，冷却效率极低。
此外，凹槽侧壁面通常并未采取冷却措施。承受着较大热负荷的涡轮叶片叶尖及凹槽侧壁面往往因得不到有效冷却而出现局部高温区。
发明内容
本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中涡轮叶片承受较大热负荷，容易出现局部高温区的缺陷，提供一种涡轮叶片。
本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：一种涡轮叶片，其特点在于，所述涡轮叶片包括叶片主体和叶尖，所述叶尖设置在所述叶片主体的上方，所述叶尖上设有凹槽，在所述叶片主体的前缘区域内设有一空腔，所述空腔从所述涡轮叶片的叶顶沿所述涡轮叶片的径向延伸；
所述叶片主体的前缘区域内还设有一内腔，所述内腔从所述涡轮叶片的叶顶沿所述涡轮叶片的径向延伸，且所述内腔与所述空腔之间开设有至少一个冷气进气孔，在所述空腔靠近所述叶顶处开设有冷气排气孔，使得冷气由所述内腔经由所述冷气进气孔流入所述空腔，对所述空腔的内外壁面进行对流换热，之后所述冷气由所述冷气排气孔排出。
较佳地，所述冷气进气孔和所述冷气排气孔的角度为可调式，所述冷气进气孔和所述冷气排气孔的截面形状为圆形或多边形气膜孔。
较佳地，所述冷气进气孔和所述冷气排气孔的角度调整范围为0°-60°。
较佳地，所述冷气进气孔分布在所述空腔的下部。
较佳地，所述冷气进气孔的直径为0.1mm-1mm。
较佳地，所述空腔的宽度为所述叶片的内外壁的厚度的1/5-1/3。
较佳地，所述空腔的高度为所述叶片的高度的1％-10％。
较佳地，所述空腔的截面形状为扇形、方形、圆形或多边形。
较佳地，所述冷气排气孔的直径为0.1mm-1mm。
较佳地，所述空腔内设置有扰流柱或扰流肋。
本发明的积极进步效果在于：
本发明涡轮叶片采用了新型的叶尖冷却结构，对凹槽侧壁及叶顶区域进行冷却，降低其温度水平。这样可以有效地冷却涡轮叶片叶尖区域，降低其温度水平。
附图说明
本发明上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变的更加明显，在附图中相同的附图标记始终表示相同的特征，其中：
图1为本发明涡轮叶片的整体结构示意图。
图2为本发明涡轮叶片的分解结构示意图。
图3为本发明涡轮叶片中所述叶片前缘区域的径向截面剖视图。
图4为图3中A部分的局部放大图。
图5为本发明涡轮叶片中空腔结构的剖面图。
具体实施方式
为让本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，以下结合附图对本发明的具体实施方式作详细说明。
在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明，但是本发明还可以采用其它不同于在此描述的其它方式来实施，因此本发明不受下面公开的具体实施例的限制。
图1为本发明涡轮叶片的整体结构示意图。图2为本发明涡轮叶片的分解结构示意图。图3为本发明涡轮叶片中所述叶片前缘区域的径向截面剖视图。图4为图3中A部分的局部放大图。图5为本发明涡轮叶片中空腔结构的剖面图。
如图1至图5所示，本发明的一个实施例中公开了一种涡轮叶片，其可以解决凹槽侧壁区域的冷却问题和进一步提高叶顶区域的气膜覆盖效果，适用于带凹槽结构叶片的叶尖冷却。本发明所述涡轮叶片可通过整体铸造方法加工，所述涡轮叶片包括叶片主体和叶尖20，将叶尖20设置在所述叶片主体的上方，并在叶尖20上设有凹槽21，在所述叶片主体的前缘区域10内设有一空腔11，将空腔11从所述涡轮叶片的叶顶15沿所述涡轮叶片的径向延伸。同样地，在所述叶片主体的前缘区域10内还设有一内腔12，将内腔12从所述涡轮叶片的叶顶15沿所述涡轮叶片的径向延伸。内腔12与叶顶15之间设有一贯通孔16，直接连通外部和内腔12，这里的贯通孔16主要用于起到除尘作用，能够将涡轮叶片中的灰尘在气流的作用下带出。
特别地，在内腔12与空腔11之间开设有至少一个冷气进气孔13，使得冷气由内腔12流入空腔11，对空腔11的外壁面111和内壁面112进行对流换热，之后再进入叶顶15的凹槽内，从而对叶顶15进行保护。特别地，将冷气进气孔13分布在空腔11的下部。另外，在空腔11靠近叶顶15处开设有冷气排气孔14，冷气由冷气排气孔14排出。
此处的冷气进气孔13和冷气排气孔14的角度均设置为可调式，调整的范围为0°-60°。冷气进气孔13和冷气排气孔14的截面形状为圆形或多边形气膜孔，例如各类异形气膜孔。这种结构不仅可用于叶片前缘叶尖区域的冷却，同样也适用于叶顶其他部位(如叶片中弦和尾缘的叶尖区域)的冷却。
在使用过程中，冷气通过冷气进气孔13进入空腔11，同时对空腔11的外壁面111进行冲击冷却，之后沿径向流至叶顶15，沿程与空腔11的内壁面112及外壁面111进行对流换热，最终通过叶顶15上的凹槽侧壁面上的冷气排气孔14流出(即空腔11靠近叶顶15处)，从而形成气膜冷却，对叶顶15进行保护。
需要说明的是，此处空腔11的截面形状为扇形、方形、圆形或多边形，例如各类异型结构，其结构并不受本实施例的限制。优选地，在空腔11内还可以设置扰流柱或扰流肋(图中未示)，以满足不同的冷却需求。
此外，冷气进气孔的直径为0.1mm-1mm，通过调整孔径可控制冷气孔的通流能力。空腔11的宽度W为所述涡轮叶片的内外壁的厚度Wo的1/5-1/3。同时，空腔11具有一定的高度，通常空腔11的高度为所述涡轮叶片的高度的1％-10％。当然，冷气排气孔14同样也可根据需要设计为圆形或异形孔，孔径范围为0.1mm-1mm，其出流角度可调节，以保证冷气出流后对叶顶壁面的贴附性。
综上所述，本发明涡轮叶片可以大幅度地提高叶尖区域的冷却效果，改善该区域出现的局部高温区。其具有如下诸多优势：
一、冷气在由叶片内腔通过冲击孔后对叶片外壁面进行冲击冷却，降低了冲击区域附近的温度。
二、冷气在冲击之后沿着空腔径向流动，对前缘叶尖区域进行对流换热。
三、达到叶尖凹槽位置之后，冷气由凹槽内壁上的气孔冲出，附着到叶顶形成气膜冷却。
因此，本发明涡轮叶片能够对叶尖区域进行有效冷却，并可对叶顶区域形成气膜保护，该冷却结构的设计使得冷气利用率高，对叶片冷却更有利。
虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这些仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式作出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种涡轮叶片，其特征在于，所述涡轮叶片包括叶片主体和叶尖，所述叶尖设置在所述叶片主体的上方，所述叶尖上设有凹槽，在所述叶片主体的前缘区域内设有一空腔，所述空腔从所述涡轮叶片的叶顶沿所述涡轮叶片的径向延伸；
所述叶片主体的前缘区域内还设有一内腔，所述内腔从所述涡轮叶片的叶顶沿所述涡轮叶片的径向延伸，且所述内腔与所述空腔之间开设有至少一个冷气进气孔，在所述空腔靠近所述叶顶处开设有冷气排气孔，使得冷气由所述内腔经由所述冷气进气孔流入所述空腔，对所述空腔的内外壁面进行对流换热，之后所述冷气由所述冷气排气孔排出。
2.如权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于，所述冷气进气孔和所述冷气排气孔的角度为可调式，所述冷气进气孔和所述冷气排气孔的截面形状为圆形或多边形气膜孔。
3.如权利要求2所述的涡轮叶片，其特征在于，所述冷气进气孔和所述冷气排气孔的角度调整范围为0°-60°。
4.如权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于，所述冷气进气孔分布在所述空腔的下部。
5.如权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于，所述冷气进气孔的直径为0.1mm-1mm。
6.如权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于，所述空腔的宽度为所述叶片的内外壁的厚度的1/5-1/3。
7.如权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于，所述空腔的高度为所述叶片的高度的1％-10％。
8.如权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于，所述空腔的截面形状为扇形、方形、圆形或多边形。
9.如权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于，所述冷气排气孔的直径为0.1mm-1mm。
10.如权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于，所述空腔内设置有扰流柱或扰流肋。
CN201510846540.6A 2015-11-27 2015-11-27 涡轮叶片 Active CN106812555B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201510846540.6A CN106812555B (zh) 2015-11-27 2015-11-27 涡轮叶片

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201510846540.6A CN106812555B (zh) 2015-11-27 2015-11-27 涡轮叶片

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN106812555A true CN106812555A (zh) 2017-06-09
CN106812555B CN106812555B (zh) 2019-09-17

Family

ID=59103178

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201510846540.6A Active CN106812555B (zh) 2015-11-27 2015-11-27 涡轮叶片

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN106812555B (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108571468A (zh) * 2018-03-08 2018-09-25 哈尔滨工程大学 一种用于压气机动叶叶顶间隙泄漏流控制的上端壁结构

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH04358701A (ja) * 1991-06-03 1992-12-11 Tohoku Electric Power Co Inc ガスタービン冷却翼
CN1719002A (zh) * 2004-07-08 2006-01-11 联合工艺公司 涡轮叶片
CN1861988A (zh) * 2005-05-13 2006-11-15 斯奈克玛 燃气轮发动机的涡轮机的空心转子叶片及其“浴形槽”
US20070128028A1 (en) * 2005-12-02 2007-06-07 Siemens Westinghouse Power Corporation Turbine airfoil with counter-flow serpentine channels
US20140227103A1 (en) * 2013-02-14 2014-08-14 Ching-Pang Lee Turbine blade with contoured chamfered squealer tip
CN204609950U (zh) * 2015-04-23 2015-09-02 华能国际电力股份有限公司 一种具有纵向相交肋冷却结构的燃气透平叶片

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH04358701A (ja) * 1991-06-03 1992-12-11 Tohoku Electric Power Co Inc ガスタービン冷却翼
CN1719002A (zh) * 2004-07-08 2006-01-11 联合工艺公司 涡轮叶片
CN1861988A (zh) * 2005-05-13 2006-11-15 斯奈克玛 燃气轮发动机的涡轮机的空心转子叶片及其“浴形槽”
US20070128028A1 (en) * 2005-12-02 2007-06-07 Siemens Westinghouse Power Corporation Turbine airfoil with counter-flow serpentine channels
US20140227103A1 (en) * 2013-02-14 2014-08-14 Ching-Pang Lee Turbine blade with contoured chamfered squealer tip
CN204609950U (zh) * 2015-04-23 2015-09-02 华能国际电力股份有限公司 一种具有纵向相交肋冷却结构的燃气透平叶片

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108571468A (zh) * 2018-03-08 2018-09-25 哈尔滨工程大学 一种用于压气机动叶叶顶间隙泄漏流控制的上端壁结构

Also Published As

Publication number Publication date
CN106812555B (zh) 2019-09-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Ekkad et al. A review of hole geometry and coolant density effect on film cooling
CN105114186B (zh) 一种用于预旋冷却系统的叶孔式预旋喷嘴
CN106761951A (zh) 一种涡轮转子叶片的前缘冷却结构及具有其的发动机
CN103967621B (zh) 具有微小斜肋-凹陷复合结构的冷却装置
CN107091158A (zh) 低外阻超/高超声速进气道及激波/边界层干扰控制方法
CN104520536B (zh) 燃气轮机
CN106050736B (zh) 一种离心风机降噪叶片结构
US9334745B2 (en) Gas turbine stator vane
JP2017201170A (ja) 熱伝達の向上のためのディンプル付きナセル内面
US20140044552A1 (en) Blade for a rotary machine
CN104501381B (zh) 空调室外机及其出风格栅
CN106812555A (zh) 涡轮叶片
CN105332951A (zh) 用于吸油烟机的蜗壳
CN104613009B (zh) 具有吹气槽的可逆轴流通风机叶片
CN106930977A (zh) 一种直冷降噪轴流风机
TW201425736A (zh) 具有降低噪音效果之散熱風扇的扇葉裝置
CN104153821A (zh) 一种带有可调静叶自引气-喷气结构的变几何涡轮
WO2014040267A1 (zh) 离心风机冰箱的风道设计方法
CN103422906A (zh) 一种具有s形叶冠动叶片的涡轮
CN105871122A (zh) 一种汽轮发电机往复式氢内冷端部通风冷却装置
CN207961050U (zh) 风扇和微波炉
CN205445688U (zh) 一种燃气轮机涡轮无冠气膜冷却转子叶片
CN206845538U (zh) 一种直冷降噪轴流风机
CN115749969A (zh) 一种前缘自引气和叶顶自适应喷气的转子叶片
Zhang et al. Effects of casing air injection on film cooling and aerodynamic performances of an axial turbine cascade

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
CB02 Change of applicant information
CB02 Change of applicant information

Address after: 200241 Minhang District Lianhua Road, Shanghai, No. 3998

Applicant after: China Hangfa commercial aviation engine limited liability company

Address before: 200241 Minhang District Lianhua Road, Shanghai, No. 3998

Applicant before: AVIC Commercial Aircraft Engine Co.,Ltd.

GR01 Patent grant
GR01 Patent grant