CN110030036A - 一种涡轮叶片尾缘的冲击劈缝气膜冷却结构 - Google Patents

Abstract

一种涡轮叶片尾缘的冲击劈缝气膜冷却结构，包括压力面、吸力面、压力面层板和吸力面层板，压力面层板和吸力面层板一端在前缘与隔板相连，且压力面层板和吸力面层板在前缘沿叶片高度方向均设置有层板冲击孔，压力面层板和吸力面层板在尾缘相连，且通过层板延伸段与压力面里侧相连，中部的压力面层板与压力面、吸力面层板与吸力面之间均设置有扰流柱，层板延伸段沿叶片高度方向设置有若干尾缘冲击孔或尾缘冲击缝，压力面和吸力面在叶片尾缘部分通过连接肋相连，在压力面尾缘部分设置有劈缝。本发明在层板延伸段设置尾缘冲击孔或尾缘冲击缝代替扰流柱，既减小冷气流动损失，又增加冷气在吸力面内壁处的平均速度。

Description

一种涡轮叶片尾缘的冲击劈缝气膜冷却结构

技术领域

本发明属于燃气轮机涡轮叶片冷却技术领域，尤其是一种涡轮叶片尾缘的冲击劈缝气膜冷却结构。

背景技术

燃气轮机的涡轮入口温度是影响发动机性能的重要参数，提升涡轮入口温度是获得燃气轮机更大输出功率的捷径。当前，航空发动机涡轮入口处的燃气温度高达1500-2000K，远高于涡轮叶片所用材料的耐温极限。高效冷却技术可以有效降低叶片表面温度，延长叶片工作寿命。

涡轮叶片冷却的基本思想是利用低温冷却介质通过持续的热交换或热防护降低热端部件工作温度。经压气机压缩后的高压空气常用作涡轮叶片冷却介质，这样不但会减少本该用于燃烧的气体总量、降低发动机循环热效率，而且空气与主流燃气掺混会导致严重气动损失、降低涡轮气动效率。因此在设计叶片冷却结构时，需要着重考虑如何利用较少的空气达到更好的冷却效果。

根据几何位置或工作环境不同，可将叶片分为多个部位。在工作状况下承受较高流体压力的一侧称为压力面，承受相对较低流体压力的一侧称为吸力面。沿主流燃气流动方向，涡轮叶片可分为前缘、中部和尾缘，尾缘是涡轮叶片最薄的部位，通常只有几毫米厚，用于冷却结构设计的空间十分有限。对于叶片前缘和中部，目前可采用气膜冷却或冲击冷却等多种手段，对于涡轮叶片尾缘，常采用扰流柱劈缝复合冷却结构：冷气流过2-5排扰流柱后，经尾缘劈缝进入主流燃气中。扰流柱可以增加换热面积，提高湍流度，增大换热量；冷气流过劈缝处叶片表面时，可以形成一层气膜，将叶片表面与高温燃气隔开。

现有的扰流柱-劈缝冷却技术，主要局限如下：

1)扰流柱排流阻力大，冷气在扰流柱间交替收缩、扩张的通道中流动会产生较大能量消耗，且沿冷气流向扰流柱排数越多，气体动能损失越大。

2)冷气在劈缝处气膜冷却效率低，流过扰流柱后的冷气平均速度降低，湍流度提高，冷气不能很好的贴在叶片表面上，形成的气膜冷却效率低。

发明内容

本发明提出的一种涡轮叶片尾缘的冲击劈缝气膜冷却结构，结构简单，并且能减小流动损失、增加粘性底层厚度的复合冷却结构。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种涡轮叶片尾缘的冲击劈缝气膜冷却结构，包括压力面、吸力面、压力面层板和吸力面层板，且叶片分为三段，分别是前缘、中部和后缘，压力面层板和吸力面层板一端在前缘部分与隔板相连，且压力面层板和吸力面层板在前缘部分沿叶片高度方向均设置有层板冲击孔，压力面层板和吸力面层板在尾缘部分相连，且通过层板延伸段与压力面里侧相连，中部的压力面层板与压力面之间、吸力面层板与吸力面之间均设置有扰流柱，所述层板延伸段沿叶片高度方向设置有若干尾缘冲击孔或尾缘冲击缝，压力面和吸力面在叶片尾缘部分通过连接肋相连，在压力面尾缘部分设置有劈缝，且劈缝使压力面和吸力面内部形成的空腔与外部连通。

所述吸力面与吸力面层板之间的距离、压力面与压力面层板之间的距离相等，均为D。

所述尾缘冲击孔或尾缘冲击缝的个数大于等于1，当尾缘冲击孔或尾缘冲击缝个数大于2时，尾缘冲击孔或尾缘冲击缝沿叶片高度方向等距排列。

所述尾缘冲击孔的截面形状为圆形或方形，当尾缘冲击孔为圆形孔时，直径D₁取值范围为0.2D-1.2D；当尾缘冲击孔为方形孔时，边长D₂取值范围为0.2D-0.8D。

所述尾缘冲击孔为变截面锥度孔或等截面无锥度孔；当尾缘冲击孔为变截面锥度孔时，大孔端位于层板延伸段靠近压力面一侧，且锥度为1:5-1:100。

所述尾缘冲击缝的截面形状为长方形，尾缘冲击缝沿叶片高度方向的两条边为长边L₂，另外两条边为短边L₁，且长边L₂的长度大于短边L₁的长度，所述尾缘冲击缝的短边L₁的取值范围为0.2D-0.8D。

所述尾缘冲击孔轴线或尾缘冲击缝中心线与层板延伸段靠近吸力面一侧的表面相交于一点，在这一点上轴线或中心线与层板延伸段表面的面法线夹角为0-60°。

所述尾缘处的压力面内侧表面与吸力面内侧表面平行，且距离为L₃，距离L₃取值范围为0.2D-1.2D。

所述吸力面里侧为光滑的曲面。

本发明的有益效果为：

1、尾缘部分吸力面内侧表面冷气平均速度提高，冷气流动损失减小。本发明在层板延伸段设置尾缘冲击孔或尾缘冲击缝，取消尾缘部分的扰流柱，既减小冷气流动损失，又增加冷气在吸力面内侧壁面处的平均速度。

2、尾缘部分气膜冷却效率有较大提高。尾缘部分吸力面内侧与压力面内侧形成空腔，冷气流动面积减小。在冷气用量相同的情况下，冷气能更加紧密地贴附在吸力面内侧表面，提高尾缘部分气膜冷却效率。

附图说明

图1为叶片结构俯视图；

图2为叶片三轴视图；

图3为带有尾缘冲击孔的叶片尾缘局部剖视图；

图4为叶片尾缘局部俯视图；

图5为带有倾斜尾缘冲击孔的叶片尾缘局部放大示意图；

图6为带有尾缘冲击孔的叶片尾缘局部放大示意图；

图7为带有尾缘冲击缝隙的叶片尾缘局部放大示意图；

1-压力面，2-吸力面，3-层板延伸段，4-压力面层板，5-吸力面层板，6-扰流柱，7-尾缘冲击孔，8-尾缘冲击缝，9-连接肋,10-层板冲击孔。

具体实施方式

下面结合附图与具体示例对发明进一步详细说明。

如图1-图7所示，一种涡轮叶片尾缘的冲击劈缝气膜冷却结构，包括压力面1、吸力面2、压力面层板4和吸力面层板5，且叶片分为三段，分别是前缘、中部和后缘，压力面层板4和吸力面层板5一端在前缘处与隔板相连，且压力面层板4和吸力面层板5在前缘处沿叶片高度方向均等距分布有层板冲击孔10，压力面层板4和吸力面层板5在尾缘处相连，且通过层板延伸段3与压力面1里侧相连，中部的压力面层板4与压力面1之间设置有三排扰流柱6，每排为20个，且扰流柱6沿叶片高度方向等距分布，中部的吸力面层板5与吸力面2之间均设置有八排扰流柱6，每排为20个，且扰流柱6沿叶片高度方向等距分布，所述层板延伸段3沿叶片高度方向设置有若干等距分布的尾缘冲击孔7或尾缘冲击缝8，用尾缘冲击孔7或尾缘冲击缝8取代扰流柱6，减小冷气流动损失；经过尾缘冲击孔7或尾缘冲击缝8，在吸力面2内侧形成冲击冷却，增大局部换热系数，压力面1和吸力面2在叶片尾缘处通过连接肋9相连，在压力面1尾缘部分设置有劈缝，且劈缝使压力面1和吸力面2内部形成的空腔与外部连通。

所述吸力面2与吸力面层板5之间的距离、压力面1与压力面层板4之间的距离相等，均为D。

所述尾缘冲击孔7或尾缘冲击缝8的个数大于等于1，当尾缘冲击孔7或尾缘冲击缝8个数大于2时，尾缘冲击孔7或尾缘冲击缝8沿叶片高度方向等距排列。尾缘冲击孔7或缝的等距排列能够保证尾缘部分气膜均匀分布，同时保证尾缘部分的工作强度。

所述尾缘冲击孔7的截面形状为圆形或方形，当尾缘冲击孔7为圆形孔时，直径D₁取值范围为0.2D-1.2D；当尾缘冲击孔7为方形孔时，边长D₂取值范围为0.2D-0.8D。通过对尾缘冲击孔7尺寸的限定，使尾缘冲击孔7或尾缘冲击缝8的截面面积小于层板结构的冷气流通面积，因此可以增加冷气流动速度，形成射流。

所述尾缘冲击孔7为变截面锥度孔或等截面无锥度孔；当尾缘冲击孔7为变截面锥度孔时，大孔端位于层板延伸段3靠近压力面1一侧，且锥度为1:5-1:100。等截面无锥度孔可以形成射流，而变截面锥度孔可以进一步提高射流速度，强化吸力面2上的冲击冷却效果，提高壁面冷气速度。

所述尾缘冲击缝8的截面形状为长方形，尾缘冲击缝8沿叶片高度方向的两条边为长边L₂，另外两条边为短边L₁，且长边L₂的长度大于短边L₁的长度，所述尾缘冲击缝8的短边L₁的取值范围为0.2D-0.8D。通过限定尾缘冲击缝8的尺寸，使尾缘冲击缝8的截面面积小于层板结构的冷气流通面积，因此可以增加冷气流动速度，形成射流。

所述尾缘冲击孔7轴线或尾缘冲击缝8中心线与层板延伸段3靠近吸力面2一侧的表面相交于一点，在这一点上轴线或中心线与层板延伸段3表面的面法线夹角为0-60°。带偏转角度的尾缘冲击孔7或尾缘冲击缝8，可以进一步减小尾缘部分的冷气流动损失，提高壁面处冷气流动速度。超出0-60°这个范围的角度会降低尾缘部分吸力面2冲击冷却效果。

所述尾缘处的压力面1内侧表面与吸力面2内侧表面平行，且距离为L₃，距离L₃取值范围为0.2D-1.2D。该处的冷气流通面积小于层板结构的冷气流通面积，能够保持冲击后的冷气速度，同时减小冷气的流通面积，使冷气更加贴近叶片表面，提高尾缘劈缝处气膜冷却效率。

所述吸力面2里侧为光滑的曲面，避免破坏边界层，降低冷却效果。

本发明的工作原理为：冷气由涡轮叶片底部进入叶片内部的冷气腔，经压力面层板4和吸力面层板5上的层板冲击孔10流入叶片内部，压力面1一侧的冷气流经扰流柱6排后，经层板延伸段3上的尾缘冲击孔7或尾缘冲击缝8喷出，并在吸力面2内侧形成冲击冷却；吸力面2一侧的冷气流经扰流柱6排后，与压力面1喷出的冷气掺混，掺混后的冷气进入尾缘部分压力面1与吸力面2形成的空腔，并由尾缘压力面1的劈缝排入到主流燃气中。

实施例1

一种涡轮叶片尾缘的冲击劈缝气膜冷却结构为圆形的尾缘冲击孔7，且尾缘冲击孔7为等截面无锥度孔，圆形的尾缘冲击孔7直径D₁＝0.5D；尾缘冲击孔7的轴线方向与层板延伸段3靠近吸力面2一侧的表面垂直。本发明与现有技术相比，当冷气的质量流量相同时，尾缘劈缝处叶片表面平均温度降低5％，尾缘部分吸力面2内侧壁面气体平均速度提高6％，尾缘部分叶片表面平均气膜效率提高4％。

实施例2

一种涡轮叶片尾缘的冲击劈缝气膜冷却结构为长方形的尾缘冲击缝8，尾缘冲击缝8的短边L₁＝0.4D，长边L₂＝15D；尾缘冲击缝8的轴线方向与层板延伸段3靠近吸力面2一侧的表面垂直。本发明与现有技术相比，当冷气的质量流量相同时，尾缘劈缝处叶片表面平均温度降低8％，尾缘部分吸力面2内侧壁面气体平均速度提高9％，尾缘部分叶片表面平均气膜效率提高9％。

实施例3

一种涡轮叶片尾缘的冲击劈缝气膜冷却结构为圆形的尾缘冲击孔7，且尾缘冲击孔7为变截面锥度孔，圆形的尾缘冲击孔7的大孔端直径D₁＝1.2D，锥度为1:10，尾缘冲击孔7的轴线方向与层板延伸段3靠近吸力面2一侧的表面法线之间的夹角为30°。本发明与现有技术相比，当冷气的质量流量相同时，尾缘劈缝处叶片表面平均温度降低6％，尾缘部分吸力面2内侧壁面气体平均速度提高7％，尾缘部分叶片表面平均气膜效率提高6％。

通过上述三个实例，叶片尾缘部分用带有尾缘冲击孔7或尾缘冲击缝8的冲击劈缝气膜冷却结构代替了扰流柱6劈缝冷却结构。通过Fluent18.0软件经过仿真计算与分析，并结合三个实施例得出，叶片尾缘劈缝处叶片表面的平均温度降低5％-8％，流体的平均速度提高了6％-9％，叶片尾缘处气膜平均冷却效率提高了4％，本发明能够在不增加冷气用量的前提下，实现提高叶片尾缘劈缝处气膜冷却效率的目的。

Claims (9)

1.一种涡轮叶片尾缘的冲击劈缝气膜冷却结构，其特征在于，包括压力面、吸力面、压力面层板和吸力面层板，且叶片分为三段，分别是前缘、中部和后缘，压力面层板和吸力面层板一端在前缘部分与隔板相连，且压力面层板和吸力面层板在前缘部分沿叶片高度方向均设置有层板冲击孔，压力面层板和吸力面层板在尾缘部分相连，且通过层板延伸段与压力面里侧相连，中部的压力面层板与压力面之间、吸力面层板与吸力面之间均设置有扰流柱，所述层板延伸段沿叶片高度方向设置有若干尾缘冲击孔或尾缘冲击缝，压力面和吸力面在叶片尾缘部分通过连接肋相连，在压力面尾缘部分设置有劈缝，且劈缝使压力面和吸力面内部形成的空腔与外部连通。

2.根据权利要求1所述的一种涡轮叶片尾缘的冲击劈缝气膜冷却结构，其特征在于：所述吸力面与吸力面层板之间的距离、压力面与压力面层板之间的距离相等，均为D。

3.根据权利要求1所述的一种涡轮叶片尾缘的冲击劈缝气膜冷却结构，其特征在于：所述尾缘冲击孔或尾缘冲击缝的个数大于等于1，当尾缘冲击孔或尾缘冲击缝个数大于2时，尾缘冲击孔或尾缘冲击缝沿叶片高度方向等距排列。

4.根据权利要求1所述的一种涡轮叶片尾缘的冲击劈缝气膜冷却结构，其特征在于：所述尾缘冲击孔的截面形状为圆形或方形，当尾缘冲击孔为圆形孔时，直径D₁取值范围为0.2D-1.2D；当尾缘冲击孔为方形孔时，边长D₂取值范围为0.2D-0.8D。

5.根据权利要求1所述的一种涡轮叶片尾缘的冲击劈缝气膜冷却结构，其特征在于：所述尾缘冲击孔为变截面锥度孔或等截面无锥度孔；当尾缘冲击孔为变截面锥度孔时，大孔端位于层板延伸段靠近压力面一侧，且锥度为1:5-1:100。

6.根据权利要求1所述的一种涡轮叶片尾缘的冲击劈缝气膜冷却结构，其特征在于：所述尾缘冲击缝的截面形状为长方形，尾缘冲击缝沿叶片高度方向的两条边为长边L₂，另外两条边为短边L₁，且长边L₂的长度大于短边L₁的长度，所述尾缘冲击缝的短边L₁的取值范围为0.2D-0.8D。

7.根据权利要求1所述的一种涡轮叶片尾缘的冲击劈缝气膜冷却结构，其特征在于：所述尾缘冲击孔轴线或尾缘冲击缝中心线与层板延伸段靠近吸力面一侧的表面相交于一点，在这一点上轴线或中心线与层板延伸段表面的面法线夹角为0-60°。

8.根据权利要求1所述的一种涡轮叶片尾缘的冲击劈缝气膜冷却结构，其特征在于：所述尾缘处的压力面内侧表面与吸力面内侧表面平行，且距离为L₃，距离L₃取值范围为0.2D-1.2D。

9.根据权利要求1所述的一种涡轮叶片尾缘的冲击劈缝气膜冷却结构，其特征在于：所述吸力面里侧为光滑的曲面。