CN111335963B - 一种翼型扰流柱结构及涡轮叶片 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种翼型扰流柱结构及涡轮叶片，其中，翼型扰流柱结构包括翼型扰流柱本体，所述翼型扰流柱本体是一个底面为NACA翼型的斜切式柱体，其中，斜切面通过所述翼型扰流柱本体的顶面靠近翼型前缘处和底面翼型尾缘处。本发明的翼型扰流柱结构，设置为一个底面为NACA翼型的斜切式柱体，当冷却气体流经翼型扰流柱时，由于扰流柱流线型的外形特征，边界层分离得到很好的抑制，从而减少了压力损失；当气体漫上斜切面及沿斜切面向下流动时会形成明显的二次流纵向涡，极大地加强了流场的扰动作用，增加了气体湍流度，从而达到强化换热的效果。

Description

一种翼型扰流柱结构及涡轮叶片
技术领域
本发明属于涡轮叶片冷却技术领域，具体涉及一种翼型扰流柱结构及涡轮叶片。
背景技术
燃气轮机广泛应用于航空推进、地面发电、舰船动力等各种领域。现代航空发动机为满足推重比及热效率的要求，涡轮进口温度不断提升，我国的两机专项中提到涡轮叶片的气流环境温度现已高达2000K-2200K。近年来，用以铸造叶片的金属材料耐热程度发展速度已不能满足需求，因此需要采取有效的冷却措施来降低叶片温度。先进的涡轮叶片冷却技术，可以使发动机内部高温部件在更高的温度下正常工作，发动机的可靠性更高、推力更大。
目前，高效的冷却技术的开发已经取得诸多成果，其中设置扰流柱是涡轮叶片冷却的有效措施之一。扰流柱是叶片尾缘内部冷却中常用的强化传热结构之一，它可以增加冷却气流的湍流度，增大冷却通道的换热面积，从而有效加强通道的换热能力。这一结构在狭小空间的表面换热强化上表现出色，通常以多个组合排列的形式置于涡轮叶片尾缘内部通道。当冷却流体流经扰流柱群时，冷却气体产生边界层分离，从而增强了气体的冷却效果，达到冷却涡轮叶片的目的。对于燃气轮机涡轮盘以及涡轮叶片来说，扰流柱的设置不仅能够起到增强换热的作用，还可以起到增强该部件的结构强度。
目前，广泛应用于燃气轮机设计之中的扰流柱为圆柱形结构。在燃气轮机工作时，冷却流体进入涡轮叶片尾缘通道，流经多排扰流柱群，可以有效强化叶片尾缘内部通道的换热能力，但是，由于冷却流体在扰流柱表面会产生边界层分离现象，扰流柱后方尾迹区有明显的流动分离及涡脱落现象，使得流动阻力较大，综合换热性能较差。
发明内容
为了解决现有技术中存在的上述问题，本发明提供了一种翼型扰流柱结构及涡轮叶片。本发明要解决的技术问题通过以下技术方案实现：
本发明提供了一种翼型扰流柱结构，包括翼型扰流柱本体，所述翼型扰流柱本体是一个底面为NACA翼型的斜切式柱体，其中，斜切面通过所述翼型扰流柱本体的顶面靠近翼型前缘处和底面翼型尾缘处。
本发明的翼型扰流柱结构，设置为一个底面为NACA翼型的斜切式柱体，当冷却气体流经翼型扰流柱时，由于扰流柱流线型的外形特征，边界层分离得到很好的抑制，从而减少了压力损失；当气体漫上斜切面及沿斜切面向下流动时会形成明显的二次流纵向涡，极大地加强了流场的扰动作用，增加了气体湍流度，从而达到强化换热的效果。
在本发明的一个实施例中，所述斜切面的法线与所述翼型扰流柱本体的纵截面的法线垂直。
在本发明的一个实施例中，所述NACA翼型的最大厚度与其弦长的比值范围为0.18-0.24。
在本发明的一个实施例中，所述NACA翼型的尾缘处呈圆弧状。
在本发明的一个实施例中，所述翼型扰流柱本体包括顶面、底面、斜切面和用于连接所述顶面、所述底面和所述斜切面的侧壁。
在本发明的一个实施例中，所述侧壁包括第一侧面、第二侧面和连接面，其中，所述第一侧面和所述第二侧面在翼型前缘处交汇于交汇线，在翼型尾缘处通过连接面连接，所述连接面呈圆弧状。
在本发明的一个实施例中，所述顶面与所述斜切面连接线在所述底面的投影，位于所述底面靠近翼型前缘的0.1倍弦长处。
本发明还提供了一种涡轮叶片，包括上述实施例中所述的任一种翼型扰流柱结构，其中，若干所述翼型扰流柱结构位于所述涡轮叶片内的冷却通道内，若干所述翼型扰流柱结构呈阵列式排布，且相邻行的所述翼型扰流柱结构交错排布。
在本发明的一个实施例中，所述翼型扰流柱结构与主流方向呈6°-10°的迎角。
在本发明的一个实施例中，同一行的相邻的两个所述翼型扰流柱结构关于水平轴线对称。
与现有技术相比，本发明的有益效果在于：
1、本发明的翼型扰流柱结构，设置为一个底面为NACA翼型的斜切式柱体，当冷却气体流经翼型扰流柱时，由于翼型扰流柱的流线型的外形特征，边界层分离得到很好的抑制，从而减少了压力损失；当气体漫上斜切面及沿斜切面向下流动时会形成明显的二次流纵向涡，极大地加强了流场的扰动作用，增加了气体湍流度，从而达到强化换热的效果。
2、本发明的涡轮叶片，将若干翼型扰流柱结构呈阵列式交错排列地设置在涡轮叶片内的冷却通道内，当冷却气体流经涡轮叶片尾缘冷却通道时，由于主流方向与翼型扰流柱之间存在迎角，流场的扰动作用较传统叉排排布有明显的增强作用，而且当气体经翼型扰流柱形成二次流纵向涡时，经多排翼型扰流柱扰动后纵向涡可持续向下游发展，从而进一步增强换热效果的均匀性。
上述说明仅是本发明技术方案的概述，为了能够更清楚了解本发明的技术手段，而可依照说明书的内容予以实施，并且为了让本发明的上述和其他目的、特征和优点能够更明显易懂，以下特举较佳实施例，并配合附图，详细说明如下。
附图说明
图1是本发明实施例提供的一种翼型扰流柱结构的三维结构示意图；
图2是本发明实施例提供的一种翼型扰流柱结构的正视图；
图3是本发明实施例提供的一种翼型扰流柱结构的侧视图；
图4是本发明实施例提供的一种翼型扰流柱结构的俯视图；
图5是本发明实施例提供的一种涡轮叶片的示意图；
图6是本发明实施例提供的翼型扰流柱在涡轮叶片内排列的三维示意图；
图7是图6的局部放大图；
图8是本发明实施例提供的翼型扰流柱在涡轮叶片内排列的俯视图；
图9是图8的局部放大图。
附图标记说明
1-翼型扰流柱结构；100-翼型扰流柱本体；101-顶面；102-底面；103-斜切面；104-第一侧面；105-第二侧面；106-连接面；107-交汇线。
具体实施方式
为了进一步阐述本发明为达成预定发明目的所采取的技术手段及功效，以下结合附图及具体实施方式，对依据本发明提出的一种翼型扰流柱结构及涡轮叶片进行详细说明。
有关本发明的前述及其他技术内容、特点及功效，在以下配合附图的具体实施方式详细说明中即可清楚地呈现。通过具体实施方式的说明，可对本发明为达成预定目的所采取的技术手段及功效进行更加深入且具体地了解，然而所附附图仅是提供参考与说明之用，并非用来对本发明的技术方案加以限制。
实施例一
请参见图1，图1是本发明实施例提供的一种翼型扰流柱结构的三维结构示意图。如图所示，本实施例的翼型扰流柱结构，包括翼型扰流柱本体100，翼型扰流柱本体100是一个底面为NACA翼型的斜切式柱体，其中，斜切面通过翼型扰流柱本体100的顶面靠近翼型前缘处和底面翼型尾缘处。在本实施例中，斜切面的法线与翼型扰流柱本体100的纵截面的法线垂直。
具体地，NACA翼型是美国国家航空咨询会研发的一系列翼型，具有良好的气动特性，由于其流线型的外形，当气流流经翼型表面时，受到的流动阻力较小，被广泛应用于飞机机翼、风机等的叶片设计中。因此，将NACA翼型与扰流柱的设计结合在一起，可以有效地降低扰流柱增大流动阻力的现象。
进一步地，NACA翼型的最大厚度与其弦长的比值范围为0.18-0.24，在此范围内，NACA翼型在可以降低扰流柱增大流动阻力的现象的同时，也具有一定的强度，使得翼型扰流柱本体100在工作过程中，避免由于强度不足被损坏。优选地，NACA翼型的尾缘处呈圆弧状，更加易于翼型扰流柱本体100的加工成型。
在本实施例中，NACA翼型为NACA0021，请结合参见图4，图4是本发明实施例提供的一种翼型扰流柱结构的俯视图。如图所示，在本实施例中，NACA0021翼型的弦长为2mm，最大厚度为0.428mm，NACA0021翼型的最大厚度与其弦长的比值为0.214，值得说明的是，翼型扰流柱本体100的高度不超过涡轮叶片内部冷却通道的高度，在此不做限制。
进一步地，对翼型扰流柱本体100的结构进行具体说明，请结合参见图2和图3，图2是本发明实施例提供的一种翼型扰流柱结构的正视图，图3是本发明实施例提供的一种翼型扰流柱结构的侧视图。如图所示，本实施例的翼型扰流柱本体100包括顶面101、底面102、斜切面103和用于连接顶面101、底面102和斜切面103的侧壁。进一步地，侧壁包括第一侧面104、第二侧面105和连接面106，其中，第一侧面104和第二侧面105在翼型前缘处交汇于交汇线107，在翼型尾缘处通过连接面106连接，连接面106呈圆弧状，用于过渡连接第一侧面104和第二侧面105，另外设计为圆弧状易于加工成型。
在本实施例中，顶面101与斜切面103连接线在底面102的投影，位于底面102靠近翼型前缘的0.1倍弦长处，如图4所示。由于点接触在实际加工与工程应用难度较大，将斜切面103通过翼型扰流柱本体100顶面101的靠近翼型前缘0.1倍弦长处，可以避免翼型扰流柱本体100的顶面101与涡轮叶片内表面仅形成点接触。
本发明实施例的翼型扰流柱结构在工作过程中，当气流通过翼型扰流柱本体100时，一部分气流从交汇线107处沿第一侧面104或第二侧面105流过，另一部分气流在沿第一侧面104或第二侧面105流动时，漫上斜切面103并沿斜切面103向下流动，最终，两部分气流在连接面106处混合后流走。
本发明实施例的翼型扰流柱结构，是一个底面为NACA翼型的斜切式柱体，当冷却气体流经翼型扰流柱时，由于扰流柱流线型的外形特征，边界层分离得到很好的抑制，从而减少了压力损失；当气体漫上斜切面及沿斜切面向下流动时会形成明显的二次流纵向涡，极大地加强了流场的扰动作用，增加了气体湍流度，从而达到强化换热的效果。
实施例二
在被冷却表面上设置纵向涡发生器可以使主流产生强烈的二次流——纵向涡，使流体产生旋转，其旋转轴与主流方向一致。纵向涡在对流场产生扰动的同时，可以破坏被冷却表面的边界层发展，而且纵向涡发生器产生的扰动可以在主流方向持续向下游传播，是一种比较有效的强化换热方式。将纵向涡发生器原理与涡轮叶片中扰流柱的排布设计结合在一起可以进一步地增强涡轮叶片内扰流柱的换热效果。
本实施例提供了一种涡轮叶片，请参见图5-图7，图5是本发明实施例提供的一种涡轮叶片的示意图，图6是本发明实施例提供的翼型扰流柱在涡轮叶片内排列的三维示意图，图7是图6的局部放大图。如图所示，本实施例的涡轮叶片，包括若干实施例一的翼型扰流柱结构1，其中，若干翼型扰流柱结构1位于涡轮叶片内的冷却通道内，若干翼型扰流柱结构1呈阵列式排布，且相邻行的翼型扰流柱结构1交错排布，在本实施例中，若干翼型扰流柱结构1呈叉排布方式排列在涡轮叶片尾缘的冷区通道内。
进一步地，请参见图8和图9，图8是本发明实施例提供的翼型扰流柱在涡轮叶片内排列的俯视图，图9是图8的局部放大图。如图所示，在本实施例中，涡轮叶片尾缘冷却通道中设置的翼型扰流柱结构1与主流方向呈6°-10°的迎角，同一行的相邻的翼型扰流柱结构1关于水平轴线对称。将若干翼型扰流柱结构1呈阵列式交错排列地设置在涡轮叶片内的冷却通道内，当冷却气体流经涡轮叶片尾缘冷却通道时，由于主流方向与翼型扰流柱结构1之间存在迎角，流场的扰动作用较传统叉排排布有明显的增强作用，而且当气体经翼型扰流柱结构1形成二次流纵向涡时，经多排翼型扰流柱结构1扰动后纵向涡可持续向下游发展，从而进一步增强换热效果的均匀性。
优选地，同一行的相邻的翼型扰流柱结构1与主流方向的迎角分别为呈10°、-10°，通过试验可以得到，在此迎角角度下，翼型扰流柱结构1的换热效果更强。
在本实施例中，以底面为NACA0021翼型的翼型扰流柱结构为例，若干个翼型扰流柱结构1交错排列在涡轮叶片尾缘的冷却通道中，翼型扰流柱结构1之间的横向间距为0.12mm，纵向间距为0.40mm。值得说明的是，翼型扰流柱结构1之间的横向间距和纵向间距按照涡轮叶片的冷却通道的面积设置，在此不做限制。
本实施例的涡轮叶片在工作过程中，当气流通过翼型扰流柱结构1时，一部分气流从翼型扰流柱本体100的交汇线107处沿第一侧面104或第二侧面105流过，另一部分气流在沿第一侧面104或第二侧面105流动时，漫上斜切面103并沿斜切面103向下流动，最终，两部分气流在连接面106处混合后流走。进一步地，由于主流方向与翼型扰流柱结构1之间存在10°的迎角，流场的扰动作用较传统叉排排布有明显的增强作用，而且当气体经翼型扰流柱结构1形成二次流纵向涡时，经多排翼型扰流柱结构1扰动后纵向涡可持续向下游发展，从而可以进一步增强换热效果的均匀性。
在本发明的描述中，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”、“若干”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例进行接合和组合。
以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，都应当视为属于本发明的保护范围。

Claims (5)

1.一种翼型扰流柱结构，其特征在于，包括翼型扰流柱本体(100)，所述翼型扰流柱本体(100)是一个底面为NACA翼型的斜切式柱体，其中，斜切面通过所述翼型扰流柱本体(100)的顶面靠近翼型前缘处，并且连接底面翼型尾缘处；
所述翼型扰流柱本体(100)的高度与涡轮叶片内部冷却通道的高度相等；
所述NACA翼型的最大厚度与其弦长的比值范围为0.18-0.24；
所述翼型扰流柱本体(100)包括顶面(101)、底面(102)、斜切面(103)和用于连接所述顶面(101)、所述底面(102)和所述斜切面(103)的侧壁；
所述顶面(101)与所述斜切面(103)连接线在所述底面(102)的投影，位于所述底面(102)靠近翼型前缘的0.1倍弦长处。
2.根据权利要求1所述的翼型扰流柱结构，其特征在于，所述斜切面的法线与所述翼型扰流柱本体(100)的纵截面的法线垂直。
3.根据权利要求1所述的翼型扰流柱结构，其特征在于，所述NACA翼型的尾缘处呈圆弧状。
4.根据权利要求1所述的翼型扰流柱结构，其特征在于，所述侧壁包括第一侧面(104)、第二侧面(105)和连接面(106)，其中，所述第一侧面(104)和所述第二侧面(105)在翼型前缘处交汇于交汇线(107)，在翼型尾缘处通过连接面(106)连接，所述连接面(106)呈圆弧状。
5.一种涡轮叶片，其特征在于，包括若干权利要求1-4任一项所述的翼型扰流柱结构(1)，其中，若干所述翼型扰流柱结构(1)位于所述涡轮叶片内的冷却通道内，若干所述翼型扰流柱结构(1)呈阵列式排布，且相邻行的所述翼型扰流柱结构(1)交错排布，若干所述翼型扰流柱结构(1)呈成对叉排布置方式；
所述翼型扰流柱结构(1)与主流方向呈6°-10°的迎角；
同一行的相邻的所述翼型扰流柱结构(1)关于水平轴线对称。
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