CN108374693B - 一种带有组合棱台结构的涡轮动叶片叶顶 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种带有组合棱台结构的涡轮动叶片叶顶，在涡轮动叶片的叶顶从涡轮动叶片的前缘到尾缘阵列若干个棱柱型凹腔，在每个棱柱型凹腔的底面组合一个带有侧倾角的倒置的棱台结构，形成棱柱棱台组合凹腔，棱柱型凹腔的最大深度与涡轮动叶片高度的比值为0.5％‑4％，棱台结构的深度与棱柱型凹腔的深度的比值在0.5‑3范围内。本发明由于底部棱台的侧壁面具有与旋涡方向一致的侧倾角，促进了棱柱凹腔内旋涡的发展，使得旋涡尺度和强度增大。一方面旋涡本身的对间隙能量的耗散作用增强，另一方面凹腔内旋涡延伸到上方间隙内的部分增大，对上方间隙流动产生更有效地气动拦截作用，对间隙泄漏流动的阻碍作用增强。

Description

一种带有组合棱台结构的涡轮动叶片叶顶
技术领域
本发明创造属于涡轮技术领域，尤其是涉及一种带有组合棱台结构的涡轮动叶片叶顶。
背景技术
涡轮内部旋转动叶片与机匣之间必然存在一定的叶顶间隙，由于叶顶间隙的存在，在叶片压力面和吸力面两侧的横向压力梯度作用下必然形成叶尖间隙泄漏流动。一方面间隙内部由于壁面剪切作用会产生分离流动，另一方面泄漏流流出间隙在吸力面侧形成泄漏涡，与上通道涡、叶片径向流体等主流流体掺混，最终导致叶片端区流动复杂，叶栅损失增加，对涡轮的效率及总体性能都有极大的影响。特别是近年来随着涡轮负荷的增加，横向压力梯度增加，使得泄漏流动加剧，叶栅损失进一步增加。因此，对间隙泄漏流动及其控制方法的研究一直以来是涡轮气动热力学研究的重要内容之一，对于降低涡轮叶栅损失，提高其性能具有重要意义。
降低涡轮叶尖泄漏流量、减小叶栅泄漏损失、控制叶顶热负荷是涡轮叶尖泄漏流动控制的多重目标。对间隙流动控制最直接有效的方式就是减小间隙值，但为避免动叶叶片与机匣之间发生碰撞、接触甚至造成部件的损坏，在涡轮设计中必须考虑合理的间隙值。现在广泛研究的间隙流动被动控制技术主要包括叶顶/机匣修型、叶顶围带、翼梢小翼、叶顶肋条/凹槽、现代密封结构等，研究重点大多基于在保证一定间隙值下采用有效措施来控制泄漏流动，并且各种间隙流动控制技术的控制效果会因特定对象而异，也存在相应的不足，现在实际应用的技术还有限。希望提出更多综合考虑控制泄漏流动多重目标的技术，进一步降低涡轮损失对间隙值的敏感性。
在对带有棱柱型凹腔叶顶的涡轮动叶片的研究中表明，这种动叶片叶顶设计可以有效地控制涡轮叶尖泄漏流动，使得间隙泄漏流量和叶栅损失都降低。但这种平底棱柱型凹腔结构还存在一些不足。一方面由于间隙内流体流速较大，部分棱柱凹腔形成的旋涡被压制在凹腔内形成气流死区，减弱了棱柱型凹腔叶顶结构对泄漏流动的抑制作用；另一方面棱柱凹腔的底面直接受到泄漏流体的冲击，会承受较大热负荷。因此，希望对正棱柱凹腔结构进行进一步的研究，强化棱柱凹腔内旋涡的作用，并有效改善泄漏流动对凹腔壁面的冲击问题。
发明内容
有鉴于此，本发明创造旨在提出一种带有组合棱台结构的涡轮动叶片叶顶，底面组合的棱台结构可以促进上方正棱柱凹腔内的旋涡得到更完全的发展，使得旋涡尺度增大，进一步延伸入上方间隙形成气动屏障，对其上方间隙内流动形成更强的阻碍作用，进而达到更好的控制叶尖泄漏流动的效果。另外，也减小了泄漏流体对凹腔底部的直接冲击作用。
为达到上述目的，本发明创造的技术方案是这样实现的：
一种带有组合棱台结构的涡轮动叶片叶顶，在涡轮动叶片的叶顶从涡轮动叶片的前缘到尾缘阵列若干个棱柱型凹腔，在每个棱柱型凹腔的底面组合一个倒置的带有侧倾角αP的棱台结构，形成棱柱棱台组合凹腔，所述的棱柱型凹腔的最大深度h与涡轮动叶片高度H的比值为0.5％-4％，所述的棱台结构的深度hP与棱柱型凹腔的深度h的比值在0.5-3范围内。
进一步的，所述棱柱型凹腔为正棱柱凹腔或斜棱柱凹腔。
进一步的，所述棱柱型凹腔的布置形式为棱柱的边或角正对叶片几何进气角方向、叶片压力面型线或叶片吸力面型线。
进一步的，所述棱柱型凹腔的下底面与棱台结构的上底面重合。
进一步的，所述棱台结构的侧倾角αP在15°-90°范围内。
进一步的，所述棱台结构下底面的边长不小于1mm。
进一步的，所述棱柱型凹腔的棱柱边长要保证叶顶至少能布置一个有效凹腔。
相对于现有技术，本发明创造所述的一种带有组合棱台结构的涡轮动叶片叶顶具有以下优势：
本发明所述的一种带有组合棱台结构的涡轮动叶片叶顶，底部组合棱台结构的正棱柱型凹腔叶顶，由于底部棱台的侧壁面具有与旋涡方向一致的侧倾角，促进了棱柱凹腔内旋涡的发展，使得旋涡尺度和强度增大。一方面旋涡本身的对间隙能量的耗散作用增强，另一方面凹腔内旋涡延伸到上方间隙内的部分增大，对上方间隙流动产生更有效地气动拦截作用，对间隙泄漏流动的阻碍作用增强。
本发明为一种带有组合棱台结构的涡轮动叶片叶顶，底部上宽下窄的倒棱台结构有效降低了凹腔内泄漏流体对凹腔底部的冲击，可以有效减小凹腔壁面的冲击热负荷。
本发明为一种带有组合棱台结构的涡轮动叶片叶顶，将叶顶实心叶片变为带有若干凹腔的叶片，可以增强叶顶的可磨耗性，实现更小的间隙允许值。另外，凹腔叶顶还可以减小涡轮动叶片叶顶的重量。
附图说明
构成本发明创造的一部分的附图用来提供对本发明创造的进一步理解，本发明创造的示意性实施例及其说明用于解释本发明创造，并不构成对本发明创造的不当限定。在附图中：
图1为本发明的涡轮叶栅子午视图；
图2为一种带有组合棱台结构的棱柱凹腔的涡轮动叶片的叶顶俯视图；
图3a为组合棱台的棱柱型凹腔的横截面图；
图3b为单个组合式棱柱凹腔的正视图；
图4为叶栅A-A截面的间隙及凹腔内流动示意图；
图5a为平顶叶栅出口130％轴向截面的能量损失系数等值线图和截面二次流线分布；
图5b为正棱柱凹腔叶顶叶栅出口130％轴向截面的能量损失系数等值线图和截面二次流线分布；
图5c为带有组合棱台结构的棱柱凹腔叶顶叶栅出口130％轴向截面的能量损失系数等值线图和截面二次流线分布。
图6为带有组合棱台结构的棱柱凹腔叶顶相对平顶结构叶栅泄漏量和叶栅出口损失随棱台结构侧倾角的变化规律图。
附图标记说明：
1-机匣，2-轮毂，3-涡轮动叶片，4-棱柱型凹腔，5-棱台结构，6-前缘线，7-尾缘线。
具体实施方式
需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明创造中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明创造。
如图1所示，本发明应用在涡轮动叶中，涡轮动叶片3安装在轮毂2上，机匣1与轮毂2之间形成叶栅流道，6、7分别表示涡轮动叶片3的前缘线和尾缘线，在叶顶位置从前缘到尾缘位置排布若干个棱柱型凹腔4，在棱柱凹腔4下底面组合倒置的棱台结构5。
结合图2和图3a、图3b，为组合棱台结构的棱柱型凹腔在叶顶的具体排布形式的设计(棱柱型凹腔为正六棱柱凹腔，棱台结构为倒正六棱台)。设计或选用常规平顶涡轮动叶片，根据涡轮动叶片叶顶叶型及涡轮进气方向设计棱柱型凹腔的几何尺寸(正六边形边长b、凹腔壁厚d)及在叶顶的阵列方式(棱柱型凹腔的边或角正对叶片几何进气角方向)。棱柱型凹腔4的最大深度度h与涡轮动叶片3高度H的比值在0.5％-4％范围内。正棱柱凹腔下方组合棱台结构5，棱台结构5的深度hP与棱柱凹腔深度h的比值在0.5-3范围内，棱台结构5的侧倾角αP在15°～90°范围内，保证棱台结构下底面的六边形边长不小于1mm。可以通过CFD数值仿真和优化设计得到最优的棱柱型凹腔几何参数。
也可以以棱柱型凹腔的边或角正对叶片压力面型线或叶片吸力面型线的排布方式将若干个棱柱型凹腔排布在涡轮动叶片的叶顶。
如图4所示，为叶栅A-A截面的间隙及凹腔内流动示意图，采用组合棱台结构的棱柱型凹腔叶顶结构，使得棱柱凹腔内形成的旋涡不会直接冲击到凹腔底部，在带有侧倾角αP的棱台壁面作用下上方棱柱型凹腔内形成的旋涡得到更充分的发展，旋涡尺度增大，延伸到上方间隙内的部分增大，对上方间隙流动产生更有效地气动拦截作用，对泄漏流动的阻碍作用增强，进而有效降低泄漏流量和叶栅损失，提高涡轮效率。
图5a、图5b和图5c分别是平顶、正棱柱凹腔叶顶和带有组合棱台结构的棱柱凹腔叶顶叶栅出口130％轴向截面的能量损失系数ζ等值线图和截面二次流线分布。图中横、纵坐标用叶片高度H和叶栅栅距t进行无量纲化。由图可见，在叶栅出口50％叶高以上截面存在三个比较明显的旋涡结构，包括泄漏涡(TLV,tip leakage vortex)，上通道涡(UPV,upper passage vortex)和尾缘涡(TV,trailing vortex)，对应三个高损失区。平顶叶栅泄漏涡高损失区在径向和截距方向的影响范围分别是10％和75％，正棱柱凹腔叶顶和带有组合棱台结构的棱柱凹腔叶顶的叶栅的泄漏涡高损失区在径向和截距方面都明显较平顶减小，泄漏涡涡核心位置也更靠近叶片吸力面。
图6为带有组合棱台结构的棱柱凹腔叶顶相对平顶结构叶栅泄漏量和叶栅出口损失ζ随棱台结构侧倾角的变化规律图。其中棱柱凹腔深度h为1.6mm，棱台深度hP和棱柱凹腔的深度h相等，考虑棱台下底面六边形边长不小于1mm，棱台结构5的侧倾角αP从45°到90°变化。相比于正棱柱型凹腔叶顶结构，带有棱台组合叶顶结构在控制叶尖间隙泄漏流动方面可以达到更好的效果，在研究侧倾角范围内，45°侧倾角的控制效果最好，叶尖相对泄漏量和叶栅出口损失较平顶叶栅分别降低了13.77％和9.40％，且侧倾角αP增大，控制效果逐渐减弱(图中纵坐标都是以平顶叶栅计算值为参考量得到的变化量，即)。
以上所述仅为本发明创造的较佳实施例而已，并不用以限制本发明创造，凡在本发明创造的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明创造的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种带有组合棱台结构的涡轮动叶片叶顶，其特征在于：在涡轮动叶片(3)的叶顶从涡轮动叶片(3)的前缘到尾缘阵列若干个棱柱型凹腔(4)，在每个棱柱型凹腔(4)的底面组合一个带有侧倾角αP的倒置的棱台结构(5)，形成棱柱棱台组合凹腔，所述的棱柱型凹腔(4)的最大深度h与涡轮动叶片(3)高度H的比值为0.5％-4％，所述棱台结构(5)的深度hP与棱柱型凹腔(4)的深度h的比值在0.5-3范围内；底部棱台的侧壁面具有与旋涡方向一致的侧倾角；所述棱柱型凹腔(4)为正棱柱型凹腔或斜棱柱型凹腔；所述棱柱型凹腔(4)的布置形式为棱柱的边或角正对叶片几何进气角方向、叶片压力面型线或叶片吸力面型线；所述棱柱型凹腔(4)的下底面与棱台结构(5)的上底面重合。
2.根据权利要求1所述的一种带有组合棱台结构的涡轮动叶片叶顶，其特征在于：所述棱台结构(5)的侧倾角αP在15°-90°范围内。
3.根据权利要求2所述的一种带有组合棱台结构的涡轮动叶片叶顶，其特征在于：所述棱台结构(5)下底面的边长不小于1mm。
4.根据权利要求3所述的一种带有组合棱台结构的涡轮动叶片叶顶，其特征在于：所述棱柱型凹腔(4)的棱柱边长要保证叶顶至少能布置一个有效凹腔。
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RU2033527C1 (ru) * 1992-02-24 1995-04-20 Акционерное общество открытого типа "Авиадвигатель" Лабиринтное уплотнение радиального зазора турбомашины
DE10038452B4 (de) * 2000-08-07 2011-05-26 Alstom Technology Ltd. Abdichtung einer thermischen Turbomaschine
CN103422912B (zh) * 2013-08-29 2015-04-08 哈尔滨工程大学 一种包括叶顶带有孔窝的动叶片的涡轮
JP6462332B2 (ja) * 2014-11-20 2019-01-30 三菱重工業株式会社 タービン動翼及びガスタービン

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