CN111156053A - 一种基于燃气涡轮叶片的尾缘偏劈缝结构及冷却方法 - Google Patents
一种基于燃气涡轮叶片的尾缘偏劈缝结构及冷却方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN111156053A CN111156053A CN202010036242.1A CN202010036242A CN111156053A CN 111156053 A CN111156053 A CN 111156053A CN 202010036242 A CN202010036242 A CN 202010036242A CN 111156053 A CN111156053 A CN 111156053A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- surface side
- blade
- gas turbine
- turbine blade
- pressure surface
- 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.)
- Pending
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 title claims abstract description 57
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims description 51
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 claims description 5
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 4
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 claims description 2
- 101700004678 SLIT3 Proteins 0.000 description 7
- 102100027339 Slit homolog 3 protein Human genes 0.000 description 7
- 230000008602 contraction Effects 0.000 description 3
- 238000000034 method Methods 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 239000002737 fuel gas Substances 0.000 description 2
- 238000002156 mixing Methods 0.000 description 2
- 239000007921 spray Substances 0.000 description 2
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 description 2
- 238000002679 ablation Methods 0.000 description 1
- 230000004075 alteration Effects 0.000 description 1
- 230000003466 anti-cipated effect Effects 0.000 description 1
- 238000005336 cracking Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 239000007888 film coating Substances 0.000 description 1
- 238000009501 film coating Methods 0.000 description 1
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 description 1
- 238000006467 substitution reaction Methods 0.000 description 1
Images
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
- F01D5/187—Convection cooling
- F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
本发明提出了一种基于燃气涡轮叶片的尾缘偏劈缝结构，设置在燃气涡轮叶片的叶片主体尾缘；该尾缘偏劈缝结构包括一偏劈缝和至少一对整流片；前缘的一端连接一吸力面侧，前缘的另一端连接一压力面侧；压力面侧短于吸力面侧；叶片尾缘处压力面侧和吸力面侧围成出流缝；出流缝位于扰流柱的后侧；整流片位于出流缝中并沿出流缝的深度方向分布；沿出流缝的深度方向，整流片之间形成冷气通道。本发明可同时考虑到气动力学与冷却问题，不仅使得燃气涡轮叶片的尾缘厚度大幅减小，降低压力面侧的气流温度；同时可增强压力面侧的换热能力。本发明还提出了一种基于燃气涡轮叶片的尾缘偏劈缝结构的冷却方法。
Description
技术领域
本发明属于涉及燃气涡轮叶片设计领域，尤其涉及一种基于燃气涡轮叶片的尾缘偏劈缝结构及冷却方法。
背景技术
燃气涡轮叶片是航空发动机中重要组成部分，其尾缘部分不仅是保证其寿命的关键位置之一，同时也是影响叶片冷却效率的重要区域。燃气涡轮将气体的内能转化为机械能，是发动机中高温燃气膨胀作功的部位。运行时，燃气涡轮各部分温度极高，且随着功重比的不断提高，可以预见的是，未来的燃气涡轮叶片的发展趋势为接收更多热量，耐受更高温度。“接收更多热量，耐受更高温度”这一发展趋势势必导致燃气涡轮叶片燃烧时所需的空气量增大、燃烧温度升高、用于燃气涡轮叶片冷却的空气量减少。此外，由于压比的增大以及经过叶片内冷通道升温也会导致冷却空气品质下降。因此，上述燃气涡轮的设计趋势，势必导致作为燃气涡轮关键部件的叶片尾缘极易烧蚀。因此，燃气涡轮设计过程中，对燃气涡轮尾缘的冷却提出了更高的要求。
经研究发现，尾缘处气动与冷却的矛盾突出：从气动方向考虑，为了减小叶片尾迹大小，减小流阻，需要减小尾缘厚度；而从冷却方面，尾缘厚度过小，难以安排冷却结构，提供尾缘所需的冷气流量。因此，有关涡轮叶片尾缘部分的具体冷却结构的研究尚待补充。
发明内容
本发明的目的在于提供一种基于燃气涡轮叶片的尾缘偏劈缝结构及冷却方法，同时考虑到气动力学与冷却问题，不仅可以使得燃气涡轮叶片的尾缘厚度大幅减小，降低压力面侧的气流温度；同时可增强压力面侧的换热能力，尾缘处吸力面侧的部分热量传入压力面侧，由冷却气流带走。为实现上述目的，本发明采用如下技术方案：
一种基于燃气涡轮叶片的尾缘偏劈缝结构，设置在燃气涡轮叶片的叶片主体尾缘；所述叶片主体具有前缘和位于所述前缘后侧的扰流柱；所述前缘的一端连接一吸力面侧，所述前缘的另一端连接一压力面侧；
所述尾缘偏劈缝结构包括一出流缝和至少一对整流片；
所述压力面侧短于所述吸力面侧；所述压力面侧和吸力面侧围成所述出流缝；所述出流缝位于所述扰流柱的后侧；
所述整流片位于所述出流缝中并沿所述出流缝的深度方向分布；所述整流片嵌设在所述吸力面侧和压力面侧之间；沿所述偏劈缝的深度方向，所述整流片之间形成冷气通道。
优选地，所述整流片包括前半圆段、后半圆段、连接所述前半圆段和后半圆段的平直段；所述前半圆段的半径大于所述后半圆段的半径。
优选地，所述前半圆段的半径为0.45mm-0.65mm；所述后半圆段的半径为0.25mm-0.35mm。
优选地，所述平直段沿圆心连线方向的投影长度为3mm-5mm。
优选地，出流缝的横向宽度为0.42mm-0.48mm，流向长度为5mm-6mm，深度为16mm。
优选地，所述整流片之间的后侧夹角为9°~13°。
本发明还提出了一种基于燃气涡轮叶片的尾缘偏劈缝结构的冷却方法，包括以下步骤：
步骤1：于燃烧室掺混燃烧后的高温燃气流过涡轮叶片的叶片主体，首先到达叶片前缘，之后分别从吸力面侧、压力面侧经过；
步骤2：冷却气流经过叶片主体内部的内冷通道，一部分经由叶片主体的周围气膜孔喷射出；另一部分流过扰流柱，之后经过出流缝中冷气通道流出；:
步骤3：经过冷气通道的冷却气流在压力面侧处与高温燃气进行掺混。
与现有技术相比，本发明的优点为：整流片位于扰流柱后侧，燃气涡轮叶片的内冷通道中被加热的冷却气流流过扰流柱后，再经由此尾缘偏劈缝结构的出流缝内，整流片之间形成的超声速喷管状（收缩扩张型）冷气通道流出，之后冷却气流在压力面侧处与高温燃气进行掺混，该冷却通道能够减小出流冷却气流的流速，减小主流高温燃气与偏劈缝出口冷气的掺混损失。在上述过程中，压力面侧的气流温度降低且换热能力增强；吸力面侧位于叶片尾缘的热量传入压力面侧并由冷却气流带走。因此，该尾缘偏劈缝结构能够有效地降低叶片尾缘温度，缓解主流高温气体对叶片表面的影响，使得燃气涡轮叶片尾缘免遭烧蚀。
附图说明
图1为本发明一实施例的基于燃气涡轮叶片的尾缘偏劈缝结构和燃气涡轮叶片的整体结构图；
图2为图1中的翼型沿A-A方向的剖视图；
图3为图1沿图2中B-B方向的剖视图；
图4为图1中整流片的结构图。
其中，1-叶片根部，2-叶片主体，21-叶片前缘，22-吸力面侧，23-压力面侧，24-尾缘偏劈缝结构，25-叶片尾缘，3-出流缝，4-整流片，41-前半圆段，42-平直段，43-后半圆段，5-冷气通道，6-扰流柱，7-内冷通道，8-叶顶机匣。
具体实施方式
下面将结合示意图对本发明的基于燃气涡轮叶片的尾缘偏劈缝结构及冷却方法进行更详细的描述，其中表示了本发明的优选实施例，应该理解本领域技术人员可以修改在此描述的本发明，而仍然实现本发明的有利效果。因此，下列描述应当被理解为对于本领域技术人员的广泛知道，而并不作为对本发明的限制。
一种基于燃气涡轮叶片的尾缘偏劈缝结构，设置在燃气涡轮叶片的叶片主体2上的叶片尾缘25处，该尾缘偏劈缝结构24包括一出流缝3和至少一对整流片4。
燃气涡轮叶片的结构如图1所述：包括叶片根部1和叶片主体2，叶片主体2安装在叶顶机闸9处。叶片主体2具有前缘21和位于前缘21后侧的扰流柱6；叶片主体2和叶片根部1之间的位置关系、相互之间的协作过程为现有技术；扰流柱6在叶片主体2上的设置也属于现有技术，在此不再赘述。
尾缘偏劈缝结构24的具体设计如图2所述：前缘21的一端连接一吸力面侧22，前缘21的另一端连接一压力面侧23；压力面侧23短于吸力面侧22；压力面侧23和吸力面侧22围成出流缝3；叶片尾缘25处吸力面侧22、压力面侧23、出流缝3和整流片4构成该尾缘偏劈缝结构24。该尾缘偏劈缝结构24位于扰流柱6的后侧。其中，出流缝3的横向宽度b与整流片4的厚度均为0.42mm-0.48mm，出流缝3的流向长度a为4mm-6mm，深度c为16mm（见图2、3）。其中，相邻两整流片4之间平均间距（平直段中点的直线距离）L∈[1mm,1.5mm]。
尾缘偏劈缝结构24形成的工序如下：切除叶片尾缘25处压力面侧23的一段，保留吸力面侧22结构，压力面侧23和吸力面侧22之间即围成出流缝3；之后在扰流柱6后侧出流缝3后设置至少两个整流片4，整流片4之间形成冷气通道5。该尾缘偏劈缝结构24切除了叶片尾缘25的部分压力面侧，相比现有技术中的涡轮叶片尾缘结构，大幅减小了叶片尾缘25的厚度。
尾缘偏劈缝结构中的整流片4，位置设计如图1和图3所示：整流片4位于在出流缝3中并沿出流缝3的深度方向分布；整流片4嵌设在吸力面侧13和压力面侧14之间；沿偏出流缝3的深度方向，整流片4之间形成冷气通道5。在本实施例中，相邻整流片4之间的后侧夹角为9°~13°；整流片4的数量为7。相邻整流片4之间形成了超声速喷管状（收缩扩张型）的通道，由于冷却气流为亚音速，冷却气流在两整流片之间收缩段（冷气通道5位于两前半圆段41之间的部分）加速，随即在扩张段减速（冷气通道5位于两前半圆段41之后的部分），因此该冷气通道5能够有效地减小冷却气流的流速，降低冷却气流与主流高温燃气的掺混损失。
尾缘偏劈缝结构24中的整流片4，结构设计如图4所示：整流片4包括前半圆段41、后半圆段43、连接前半圆段41和后半圆段43的平直段42；前半圆段41的半径大于后半圆段43的半径。整流片4型面光滑，能够使得经过扰流柱6后的冷却气流流场均匀，减小气动损失，使得叶片尾缘25温度均匀，提高叶片尾缘25的整体气膜有效性，减小叶片尾缘25热应力，整流片4在叶片尾缘25起到类似于加强筋的作用，增大吸力面侧22与压力面侧23之间的强度。
在本实施例中，前半圆段41的半径为0.45mm-0.65mm；后半圆段43的半径为0.25mm-0.35mm；平直段42沿圆心连线方向的投影长度为3mm-5mm。
此类燃气涡轮叶片的工作原理如下：于燃烧室掺混燃烧后的高温燃气将流过涡轮叶片的叶片主体2，首先到达叶片前缘21，而后分别从吸力面侧22、压力面侧23经过。冷却气流经过叶片主体2内部的内冷通道7，一部分经由叶片主体2的周围气膜孔喷射出，对叶片主体2表面进行防护，另一部分流过扰流柱6，经过出流缝3中冷气通道5流出，对叶片尾缘25进行冷却防护。
该发明的研究基础如下：文献1（Cunha F J, Chyu M K. Trailing-edge coolingfor gas turbines[J]. Journal of propulsion and power, 2006, 22(2): 286-300.）研究了传统劈缝与叶片尾缘25的性能，发现叶片尾缘25的整体冷却结构要优于传统劈缝；文献2（Benson M, D Yapa S, Elkins C, et al. Experimental-based redesigns fortrailing edge film cooling of gas turbine blades[J]. Journal ofturbomachinery, 2013, 135(4).）提出了四种与传统尾缘劈缝不同的整流片4结构，改变了叶片尾缘25的涡流结构，使得叶片尾缘25表面的气膜有效度提高。
而本实施例的尾缘偏劈缝结构24同时考虑到气动力学与冷却问题的一种冷却结构，这种结构可以使得燃气涡轮的叶片尾缘25厚度大幅减小，降低压力面侧23的气流温度并增强压力面侧23的换热能力，叶片尾缘25处，吸力面侧22的部分热量传入压力面侧23，由冷却气流带走，同时还可以保护压力面侧23和吸力面侧22的壁面。
综上，本发明一实施例的基于燃气涡轮叶片的尾缘偏劈缝结构，根据燃气涡轮叶片内流动及换热特点，切除叶片尾缘25处部分压力面侧23，保留吸力面侧22，充分发挥了叶片尾缘25冷却的换热特点，优点如下：
1）能够有效减小叶片尾缘25处温度：整流片4位于扰流柱6后侧，叶片主体2的内冷通道7中被加热部分的冷却气流流过扰流柱6后，经由叶片尾缘25处出流缝3内整流片4之间形成的冷气通道5流出，之后冷却气流在压力面侧23处与高温燃气进行掺混。在上述过程中，压力面侧23的气流温度降低，压力面侧23的换热能力增强；叶片尾缘25吸力面侧22的热量传入压力面侧23并由冷却气流带走。因此，该尾缘偏劈缝结构24结构能够有效地降低叶片尾缘25温度，缓解主流高温气体对叶片尾缘25表面的影响，使得燃气涡轮叶片尾缘25免遭烧蚀。
2）减小叶片尾缘25气动损失：叶片尾缘偏劈缝结构24处气膜有效性显著提高，可破坏叶片尾缘25附近非定常涡，减小气动损失。
3）本发明可保护叶片尾缘25吸力面侧22和压力面侧23的壁面。
4）均匀叶片主体2中叶片尾缘25处吸力面侧、压力面侧温度，减小叶片主体2中叶片尾缘25热应力。
5）增大叶片主体2中叶片尾缘25的强度。
上述仅为本发明的优选实施例而已，并不对本发明起到任何限制作用。任何所属技术领域的技术人员，在不脱离本发明的技术方案的范围内，对本发明揭露的技术方案和技术内容做任何形式的等同替换或修改等变动，均属未脱离本发明的技术方案的内容，仍属于本发明的保护范围之内。
Claims (7)
1.一种基于燃气涡轮叶片的尾缘偏劈缝结构，设置在燃气涡轮叶片的叶片主体尾缘；所述叶片主体具有前缘和位于所述前缘后侧的扰流柱；所述前缘的一端连接一吸力面侧，所述前缘的另一端连接一压力面侧；
其特征在于，所述尾缘偏劈缝结构包括一出流缝和至少一对整流片；
所述压力面侧短于所述吸力面侧；所述压力面侧和吸力面侧围成所述出流缝；所述出流缝位于所述扰流柱的后侧；
所述整流片位于所述出流缝中并沿所述出流缝的深度方向分布；所述整流片嵌设在所述吸力面侧和压力面侧之间；沿所述偏劈缝的深度方向，所述整流片之间形成冷气通道。
2.根据权利要求1所述的基于燃气涡轮叶片的尾缘偏劈缝结构，其特征在于，所述整流片包括前半圆段、后半圆段、连接所述前半圆段和后半圆段的平直段；所述前半圆段的半径大于所述后半圆段的半径。
3.根据权利要求2所述的基于燃气涡轮叶片的尾缘偏劈缝结构，其特征在于，所述前半圆段的半径为0.45mm-0.65mm；所述后半圆段的半径为0.25mm-0.35mm。
4.根据权利要求3所述的基于燃气涡轮叶片的尾缘偏劈缝结构，其特征在于，所述平直段沿圆心连线方向的投影长度为3mm-5mm。
5.根据权利要求1所述的基于燃气涡轮叶片的尾缘偏劈缝结构，其特征在于，出流缝的横向宽度为0.42mm-0.48mm，流向长度为5mm-6mm，深度为16mm。
6.根据权利要求1所述的基于燃气涡轮叶片的尾缘偏劈缝结构，其特征在于，所述整流片之间的后侧夹角为9°~13°。
7.一种基于燃气涡轮叶片的尾缘偏劈缝结构的冷却方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1：于燃烧室掺混燃烧后的高温燃气流过涡轮叶片的叶片主体，首先到达叶片前缘，之后分别从吸力面侧、压力面侧经过；
步骤2：冷却气流经过叶片主体内部的内冷通道，一部分经由叶片主体的周围气膜孔喷射出；另一部分流过扰流柱，之后经过出流缝中冷气通道流出；:
步骤3：经过冷气通道的冷却气流在压力面侧处与高温燃气进行掺混。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202010036242.1A CN111156053A (zh) | 2020-01-14 | 2020-01-14 | 一种基于燃气涡轮叶片的尾缘偏劈缝结构及冷却方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202010036242.1A CN111156053A (zh) | 2020-01-14 | 2020-01-14 | 一种基于燃气涡轮叶片的尾缘偏劈缝结构及冷却方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN111156053A true CN111156053A (zh) | 2020-05-15 |
Family
ID=70562975
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202010036242.1A Pending CN111156053A (zh) | 2020-01-14 | 2020-01-14 | 一种基于燃气涡轮叶片的尾缘偏劈缝结构及冷却方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN111156053A (zh) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113107611A (zh) * | 2021-04-22 | 2021-07-13 | 南京航空航天大学 | 基于双喉道气动矢量喷管的涡轮叶片尾缘冷却结构及其尾迹控制方法 |
| CN114109515A (zh) * | 2021-11-12 | 2022-03-01 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种涡轮叶片吸力面冷却结构 |
-
2020
- 2020-01-14 CN CN202010036242.1A patent/CN111156053A/zh active Pending
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113107611A (zh) * | 2021-04-22 | 2021-07-13 | 南京航空航天大学 | 基于双喉道气动矢量喷管的涡轮叶片尾缘冷却结构及其尾迹控制方法 |
| CN114109515A (zh) * | 2021-11-12 | 2022-03-01 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种涡轮叶片吸力面冷却结构 |
| CN114109515B (zh) * | 2021-11-12 | 2024-01-30 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种涡轮叶片吸力面冷却结构 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP0416542B1 (en) | Turbine blade | |
| US4604031A (en) | Hollow fluid cooled turbine blades | |
| US8192146B2 (en) | Turbine blade dual channel cooling system | |
| US8721285B2 (en) | Turbine blade with incremental serpentine cooling channels beneath a thermal skin | |
| EP1273758B1 (en) | Method and device for airfoil film cooling | |
| US7192250B2 (en) | Hollow rotor blade for the future of a gas turbine engine | |
| US20090047136A1 (en) | Angled tripped airfoil peanut cavity | |
| EP1088964A2 (en) | Slotted impingement cooling of airfoil leading edge | |
| US20120207591A1 (en) | Cooling system having reduced mass pin fins for components in a gas turbine engine | |
| CN1550641A (zh) | 翼型冷却的方法和装置 | |
| EP2383436B1 (en) | Airfoil trailing edge and method of manufacturing the same | |
| US7281895B2 (en) | Cooling system for a turbine vane | |
| JP2015516539A (ja) | タービン翼形部の後縁冷却スロット | |
| CN111156053A (zh) | 一种基于燃气涡轮叶片的尾缘偏劈缝结构及冷却方法 | |
| EP2949868A1 (en) | A gas turbine blade tip comprising a gutter with decreased floor depth | |
| EP3329100B1 (en) | Cooling arrangements in tip shrouded turbine rotor blades | |
| EP3669054B1 (en) | Turbine blade and corresponding method of servicing | |
| EP1213442B1 (en) | Rotor blade | |
| US8002525B2 (en) | Turbine airfoil cooling system with recessed trailing edge cooling slot | |
| CN212202140U (zh) | 一种基于燃气涡轮叶片的尾缘偏劈缝结构 | |
| WO2015116325A2 (en) | Turbine airfoil cooling system with nonlinear trailing edge exit slots | |
| US10208606B2 (en) | Airfoil for turbomachine and airfoil cooling method | |
| CN114087027B (zh) | 一种具有导流管的燃气轮机静叶 | |
| US20120282107A1 (en) | Turbine airfoil cooling system with high density section of endwall cooling channels | |
| CN220226986U (zh) | 冷却气膜孔 |
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 |