CN107060892A - 一种气液耦合的涡轮叶片冷却单元 - Google Patents

Abstract

本发明基于现有的双层壳型“冲击/气膜/扰流”复合冷却结构，公开一种气液耦合涡轮叶片冷却单元，包括多个相互独立的冷却子单元，各冷却子单元具有相对设置的冷气壁和热气壁、开设在冷气壁上的多个冲击孔、开设在热气壁上的多个气膜孔、位于冷气壁与热气壁之间的多个扰流柱、以及连接冷气壁与扰流柱的承接台；承接台的上表面与冷气壁内表面连接，下表面与扰流柱连接，承接台内部至少设有一根纵向贯穿承接台的冷源管道。进一步的，冷却子单元中，承接台的侧壁与冷气壁内表面及扰流柱的侧壁平滑连接，共同形成平滑的曲面结构。通过该冷却单元，增加了液冷途径，进一步降低涡轮的整体温度。

Description

一种气液耦合的涡轮叶片冷却单元

技术领域

本发明属于工程热物理技术领域,具体涉及一种气液耦合的涡轮叶片冷却单元。

背景技术

航空涡轮发动机早期的涡轮叶片没有采用冷却技术,涡轮前总温受到叶片材料的限制,难以超过1050℃。随着航空发动机性能，特别是推重比的逐步提升，涡轮进口燃气温度越来越高。在航空工业出版社2009年出版的方昌德一篇《航空发动机的发展研究》提到涡轮前温度将高达2200-2300K，与此同时冷却技术也日益成熟。

目前用于航空发动机涡轮叶片冷却主要采用了冲击/气膜或者冲击/绕流/气膜复合冷却方案。董威,韩树军,曹玉璋.多孔层板换热特性研究[J].航空动力学报,2002,17(1)对多孔层板冷却做了相关研究；毛军逵1,刘震雄1,郭文2，江和甫双层壳型冲击/气膜结构内表面换热特性实验.推进技术，2007，28(3)和郁新华,全栋梁,刘松龄,冲击双层壁内通道表面换热系数的研究[J].推进技术,2004,25(1)后续研究又发现冲击/气膜复合冷却可以进一步强化换热。2003年西北工业大学学报中全栋梁、郁新华一篇《绕流柱形对层板流阻特性影响的数值模拟研究》表明使用扰流柱会强化冷气在层板中的换热，但是扰流柱会不可避免地加强热量在层板中的传导，使叶片局部升温，使叶片出现热应力集中。

但，通过使用在扰流柱一侧加设冷源管道来进一步降低航空发动机涡轮叶片温度，以及减少因扰流柱导热而使涡轮叶片出现热应力集中的方式，还未见有关研究。

发明内容

本发明的目的在于提供一种应用于双层壳型“冲击/气膜/扰流”复合冷却结构的气液耦合的涡轮叶片冷却单元，改进现有技术之不足，进一步降低涡轮叶片的温度。

本发明所公开的一种气液耦合涡轮叶片冷却单元，包括多个相互独立的冷却 子单元，各冷却子单元具有相对设置的冷气壁和热气壁、开设在冷气壁上的多个冲击孔、开设在热气壁上的多个气膜孔、位于冷气壁与热气壁之间的多个扰流柱、以及连接冷气壁与扰流柱的承接台；承接台的上表面与冷气壁内表面连接，下表面与扰流柱连接，承接台内部至少设有一根纵向贯穿承接台的冷源管道。

进一步的，承接台的横截面为内侧倒角为圆弧形的“T”型。

进一步的，冷却子单元中，承接台的侧壁与冷气壁内表面及扰流柱的侧壁平滑连接，共同形成平滑的曲面结构。

进一步的，曲面结构包含一个或多个起伏。

进一步的，承接台与冷气壁一体成形的整体结构。

进一步的，扰流柱的横截面为矩形，承接台的下表面与扰流柱等宽连接。

进一步的，冷源管道为多根时，各冷源管道的直径不要求相等，排布也不要求对称。

进一步的，冷源来自涡轮主轮侧，通过流径各冷却子单元中的冷源管道以冷却涡轮叶片，然后回流至涡轮主轮侧。

进一步的，冷却子单元中，多个冲击孔与多个气膜孔分别沿涡轮主轮径向方向排成两列，两两对应的冲击孔和气膜孔呈叉排方式排布，承接台布置于冲击孔列与气膜孔列的中心线处。

进一步的，冷却单元应用于航空领域中燃气涡轮发动机的涡轮叶片，其冷源管道内充斥的冷源是煤油。

本发明对现有的双层壳型“冲击/气膜/扰流”复合冷却结构做进一步改进，具有以下有益效果：

(1)承接台结构内设冷源管道并充斥流动的冷源，增加了创新的液冷途径，进一步降低涡轮的整体温度。

(2)扰流柱与冷气壁和扰流柱平滑连接的设计方式，避免了扰流柱与承接台相接时因结构突变而在连接处出现应力集中，进而出现结构破损的问题；且解决了现有冷却结构中从冲击孔冲入的冷气因结构突变造成气流流动受影响的问题。

(3)承接台的两侧壁平滑连接冷气壁和扰流柱而形成的圆弧状曲面结构还增加了冷气换热面积，使冷气能带走更多的热量，有利于涡轮叶片温度的进一 步降低。

(4)对于航空领域中的燃气涡轮发动机中的涡轮叶片冷却单元，冷源选自飞机自带的煤油，无需额外增加飞机自重，并且，煤油在经冷却单元中冷源管道流经后再进入燃烧室，一定程度使燃气涡轮发动机涡轮前燃气温度有所上升，从而提高燃气涡轮发动机轴功功率，并提高燃气涡轮发动机推重比。

附图说明

图1为实施例中一种气液耦合的涡轮叶片的结构示意图及冷却单元局部放大图。

图2为实施例中一种气液耦合的涡轮叶片冷却单元的剖面示意图。

图3为实施例中一种气液耦合的涡轮叶片冷却子单元局部三视图，其中，(a)表示侧视图，(b)表示正视图，(c)表示俯视图，(d)表示立体图。

图4为实施例中一种气液耦合的涡轮叶片冷却单元三维立体图。

图5为实施例中一种气液耦合的涡轮叶片冷却单元正视图。

图6为实施例中一种气液耦合的涡轮叶片冷却单元承接台优化设计图。

图7中为有、无煤油管道时涡轮叶片的温度云图，其中，(a)表示有煤油管道时结构温度云图，(b)无煤油时结构温度云图，(c)有煤油管道时结构热壁面温度云图，(d)无煤油时结构热壁面温度云图，(e)有煤油管道时结构冷壁面温度云图，(f)无煤油时结构冷壁面温度云图。

附图标记中，1-冷气壁、2-热气壁、3-冲击孔、4-气膜孔、5-扰流柱、6-承接台、7-冷源管道、8-回流管道，α-承接台倒角、R1-承接台倒角、R2-煤油管道中心线与承接台倒角顶点距离。

具体实施方式

下面结合具体实施和附图对本发明的原理以及工作过程做进一步说明。

如图1所示，本发明所公开的气液耦合的涡轮叶片冷却单元是应用于双层壳型中的“冲击/气膜/扰流”复合冷却结构。

如图2至图5所示，气液耦合的涡轮叶片冷却单元结构包括有冷气壁1、热气壁2、冲击孔3、气膜孔4、扰流柱5、承接台6以及冷源管道7等结构。

如图3所示，实施例中的冷却单元具有相对设置冷气壁1、热气壁2以及位于冷气壁1和热气壁2之间的扰流柱5。冷气壁1上设有阵列排布的多组冲击孔3，其中，沿涡轮主轮径向方向排布的多个冲击孔3为一组；热气壁2上设有阵列排布的多组气膜孔4，其中，沿涡轮主轮径向方向排布的多个气膜孔4为一组；位于冷气壁1的冲击孔3和位于热气壁2的气膜孔4以组为单位间隔排列。冷却单元由多个相互独立的冷却子单元形成，一组冲击孔3与其相邻的一组气膜孔4为一个冷却子单元，各冷却子单元具有相对封闭的冷却空间。在各冷却子单元中的冷气壁1与热气壁2之间设有一组扰流柱5，其中，沿涡轮主轮径向方向间隔分布的多个扰流柱5为一组。

冷却子单元中的冲击孔3与气膜孔4两两相对应，其投影呈叉排方式排列，即交错排列，通过这种叉排的方式可使冲击冷却和气膜冷却的组合效果得到最好的发挥。位于冲击孔3与气膜孔4之间的扰流柱5的间隔距离及相应的根数可根据需求进行设计。实施例中，扰流柱5分布在冷却子单元中的沿涡轮主轮径向方向的中心线处，即冲击孔3与气膜孔4以扰流柱5为中心分布在其两侧，且扰流柱5的根数与冲击孔3和气膜孔4的个数相适应。为使得换热效果更好，实施中采用的是横截面为矩形的扰流柱，如方形，这种扰流柱5也更易与本发明的设计的创新结构承接台6光滑连接。优选的，冲击孔3之间的展向间距是冲击孔3直径的3倍。

作为现有“冲击/气膜/扰流”复合冷却结构的改进，本发明在各冷却子单元的冷气壁1与扰流柱5相接触处设计了用于布置冷源管道7的承接台6的结构。如图2至3所示，实施例中以传统航空发动机为例，在双层壳型“冲击/气膜/扰流”复合冷却结构的基础上，在冷却子单元中的冷气壁1与扰流柱5之间设有一段连续凸起的承接台6，承接台6的上表面与冷气壁1的内侧壁面连接，下表面与扰流柱5的上表面等宽平滑相接，左右两侧壁与冷气壁1的内侧壁和扰流柱5的左右两侧壁也平滑连接，形成一平滑连接的整体曲面结构，当然该曲面可包含至少一个起伏(平滑的凸起)，承接台6自涡轮主轮径向方向延伸至叶片边缘端，其长度和涡轮叶片的长度大致相等。在各冷却子单元沿承接台6内部纵向穿设至少一根冷源管道7，用于冷源的流通。冷源通过冷源管道7流经涡轮叶片冷却子单元，以增加液冷途径，降低涡轮的整体温度。其中，冷源自涡轮主轮的方向向流经各冷却子单元中的冷源管道7，各冷却子单元的冷源管道7在尾部(位于叶片边缘端)汇聚到涡轮叶片侧边处的回流管道8，并流入涡轮叶片外部的收 集室。当然，冷源管的排布方式及回流收集方式的设计并不唯一，本实施例仅是在最常见的叶片冷却结构上设计，其实可根据涡轮叶片整体结构的不同设计(如冷却子单元排布方式、冲击孔和气膜孔排布方式等)或不同应用场景的需求进行相应调整，如每个冷却子单元中的多根冷源管道首尾连接，最后直接流入收集室或汇聚至回流管道8后流入收集室。

实施例中，扰流柱5的左右两侧壁与冷气壁1的内侧壁和扰流柱5的两侧壁连接后的正面投影如图4所示，为一圆弧状结构，这种结构也最容易实现，且制作成本最低。通过这种平滑连接的设计，可以避免扰流柱5与承接台6相接时因结构突变而在连接处出现应力集中，进而出现结构破损。同时，承接台6侧面的圆弧状曲面结构还增加了与冷气的换热面积，使冷气能带走更多的热量，有利于叶片温度的进一步降低。此外，还能避免从冲击孔3冲入的冷气因结构突变造成气流流动受影响。

实施例中，以航空发动机的涡轮叶片为例，冷源管道7内充斥的冷源是飞机自带的煤油。但实际上，冷源管道7中的冷源可根据发动机涡轮不同的应用场景进行灵活选择，根据冷却需要采用更先进的冷却方式。在航空动力领域，考虑到飞机自重的限制，煤油作为冷源是非常好的选择，既可以充分利用飞机自带的煤油，同也不会增加自重。但在其它领域，如船动力领域，冷源的选择范围会更宽更灵活，如冷却水、冷却空气等。如图3(d)所示，实施例中气液耦合涡轮叶片冷却单元中的冷源煤油沿图中所示方向流过煤油管7。此外，实施例中，煤油在进入燃烧室燃烧之前先经过本发明所设计的冷却单元(即这里的燃烧室可以认为是冷源的收集室)，然后再被收集到燃烧室进行燃烧。这样，一方面可对涡轮叶片进行冷却；另一方面煤油流过涡轮叶片后温度也会升高，使得在燃烧前雾化更充分，进而提高了煤油的燃烧效率。在煤油总量不变的条件下，利用率也更高。

为了使得承接台6内具有较多的空间以安置不同数量和不同直径的冷源管道7，且保证扰流柱5和冷气壁1之间平滑连接，避免工作时由于应力集中而使得叶片结构破裂，承接台6与扰流柱5和冷气壁1之间都是以平滑过渡的方式进行连接，从承接台6连接冷气壁1内表面和扰流柱5左右两侧壁的侧面投影看，是一段圆弧或多段平滑连接圆弧形状。值得注意的是，在实际设计中，承接台的设计高度和底部宽度都是有一定限制的。承接台6的高度过高会一定程序阻断冷气流过，影 响冷气流的流通；承接台6的宽度过宽会使得结构自重增加，且底部宽度过宽会使承接台6与冷气壁1的接触面加大，在热传递过程中，导热速度会相应增加，使得热气壁2的热量通过承接台6的作用快速传递至冷气壁，导致承接台6与冷气壁1相连接处的热应力增大而使得承接台6开裂或冷气壁1损坏。因此，承接台6的高度过低、宽度过窄都无法满足放置管道的结构要求。特别的，在航空发动机领域，冷气壁1和热气壁2之间的间距(也就是承接台6与扰流柱5的总体高度)本身就非常窄，设计的尺寸更需要精确把握。实施例中为两气壁间距为0.6mm，承接台6的高度可设计为0.3mm。

如图4所示，实施例中绕流柱5与冷气壁1之间采用承接台6连接，承接台6的横截面形状为内侧倒圆角的T型台，其中圆角半径为R1,圆心角为α。冷源管道7沿涡轮主轮的径向方向贯穿于承接台6。在实际制造中，承接台6可与冷气壁1为一体成形的整体结构。

如图5所示，给出了承接台6的另一实施例，承接台侧面采用多段圆弧相切连接的凹凸曲面结构，这样可以提高承接台与冷气之间的换热面积，从而增强换热；承接台中的管道可采用多层不同孔径的设计，这样可以尽量利用承接台的空间同时减少结构自重；这样做还使得承接台中温度梯度降低，从而避免热应力集中而使得承接台结构开裂。

值得注意的是，在实际应用中，可根据涡轮叶片的形状大小及冷却需求，设计不同结构的承接台6，只要保证和冷气壁1至承接台6至扰流柱5都是平滑连接即可，是否具有一个或多个起伏并无限制，平滑连接的目的主要是为了避免应力集中。图3和图4所示实施例中的一圆弧曲面是一种折中结构，可以在尽量增加承接台与冷气的换热面积的同时不至于使得加工难度过高。

基于本发明所设计的气液耦合的涡轮叶片冷却单元的工作原理是，冷气平行于冷气壁1流动，部分冷气通过冲击孔3进入层板(即涡轮叶片的整体结构)中，气流与层板对流换热，即先进行冲击冷却，在进行冲击换热的同时，层板中的气流被扰流柱5扰动，然后冷气流冲出气膜孔4并形成冷气膜，进行气膜冷却，以此，完成了双层壳型中的“冲击/气膜/扰流”复合冷却过程。在此过程中，一方面从气膜孔4流出的冷气与工况时热气混合使得气流温度降低，另一方面气膜对热气起到一定的隔绝作用，使涡轮叶片的温度降低，此外，因为扰流柱5的作用，使 得换热效果增强。在此过程中，承接台6的结构作为对“冲击/气膜/扰流”复合冷却的进一步改进，通过承接台6，实施例作为冷源的煤油在管道7中流动，通过连续流动的煤油与管道7的壁面进行换热，使得壁面冷却，涡轮叶片的温度进一步降低。在其他实施例中，根据冷却需要可采用其他更先进的冷却方式。可见，承接台6提供了冷源管道的安放位置的同时实现了承接台统扰流柱间的平滑过渡连接，在最大程度上减小结构应力集中，避免结构破损；承接台的设计也增加了叶片结构同冷却间的换热面积，使冷气能够带走叶片更多的热量，使叶片温度进一步降低。

在具体使用过程中，冷却过程如图3所示：冷气以一定马赫数通过冷气壁1上的冲击孔3进入层板中，进行冲击换热。气流在受到热壁面2内侧的阻挡后改变方向，压力和速度也发生改变，气流与热壁面2的接触点即为驻点，由现阶段研究表明，驻点的换热有显著增强。而后，气流形成湍流的同时被扰流柱5扰动，换热效果进一步增强。在其它实例中，可根据需要选择扰流柱的最佳数目、形状和排布方式。最后气流由气膜孔4冲出，在热壁面3外侧形成冷气膜。在此过程中，一方面冷气迅速与热气混合使得温度降低，另一方面热壁面3外侧形成冷气膜对热气也起到了一定的隔绝作用。在此过程中，承接台6中的冷源煤油在管道7中流动，通过连续流动的煤油与管道7的壁面进行换热，使得壁面冷却，涡轮叶片的温度进一步降低。

从图7(a)～(f)可以看出，有煤油管道时结构冷壁面最大温差为48摄氏度，没有煤油管道时结构冷壁面最大温差为150摄氏度，可见本发明能有效减少冷壁面的因温差而带来的热应力，避免涡轮叶片结构损坏；图中还显示，有煤油管道时结构热壁面平均温度约为760摄氏度，没有煤油管道时结构热壁面平均温度约为900摄氏度，说明本发明可以有效降低涡轮叶片工作时的温度，从而提高涡轮前进气温度，并提高燃气轮机轴功功率。

以上实施例仅为说明本发明的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围，凡是按照本发明提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本发明保护范围之内。

Claims (10)

1.一种气液耦合的涡轮叶片冷却单元，其特征在于，包括多个相互独立的冷却子单元，各冷却子单元具有相对设置的冷气壁和热气壁、开设在冷气壁上的多个冲击孔、开设在热气壁上的多个气膜孔、位于冷气壁与热气壁之间的多个扰流柱、以及连接冷气壁与扰流柱的承接台；承接台的上表面与冷气壁内表面连接，下表面与扰流柱连接，承接台内部至少设有一根纵向贯穿承接台的冷源管道。

2.如权利要求1所述的冷却单元，其特征在于，所述承接台的横截面为内侧倒角为圆弧形的“T”型。

3.如权利要求1所述的冷却单元，其特征在于，所述冷却子单元中，承接台的侧壁与冷气壁内表面及扰流柱的侧壁平滑连接，共同形成平滑的曲面结构。

4.如权利要求3所述的冷却单元，其特征在于，所述曲面结构具有一个或多个起伏。

5.如权利要求1所述的冷却单元，其特征在于，所述承接台与冷气壁一体成形的整体结构。

6.如权利要求1所述的冷却单元，其特征在于，所述扰流柱的横截面为矩形，承接台的下表面与扰流柱等宽连接。

7.如权利要求1所述的冷却单元，其特征在于，所述冷源管道为多根时，各冷源管道的直径不要求相等，排布也不要求对称。

8.如权利要求1所述的冷却单元，其特征在于，所述冷源来自涡轮主轮侧，通过流径各冷却子单元中的冷源管道以冷却涡轮叶片，然后回流至涡轮主轮侧。

9.如权利要求1所述的冷却单元，其特征在于，所述冷却子单元中，多个冲击孔与多个气膜孔分别沿涡轮主轮径向方向排成两列，两两对应的冲击孔和气膜孔呈叉排方式排布，承接台布置于冲击孔列与气膜孔列的中心线处。

10.如权利要求1所述的冷却单元，其特征在于，所述冷却单元应用于航空领域中燃气涡轮发动机的涡轮叶片，其冷源管道内充斥的冷源是煤油。