CN111425261A - 适应一体化打印成型的涡轮叶片冷却结构及发动机 - Google Patents

Abstract

一种适应一体化打印成型的涡轮叶片冷却结构及发动机，适应一体化打印成型的涡轮叶片冷却结构包括涡轮叶片的前缘、尾缘、压力面和吸力面；沿前缘到尾缘方向依次顺序定义第一冷却区、第二冷却区和第三冷却区：第一冷却区，包括：气膜孔，设置于第一冷却区的前缘上；闭合的冲击冷却板，设置于第一冷却区内部，且冲击冷却板上设置冲击冷却孔；第二冷却区，包括：两套倾斜矩阵肋和矩阵肋支撑板；第三冷却区，包括：劈缝槽。本发明采用三个冷却区结合的冷却结构，在提高了冷却效果的同时，满足了一体化打印成型的要求。

Description

适应一体化打印成型的涡轮叶片冷却结构及发动机

技术领域

本发明涉及涡轮叶片结构设计与制备领域，尤其涉及一种适应一体化打印成型的涡轮叶片冷却结构及发动机。

背景技术

伴随涡轮进口温度的提高，现代燃气轮机效率与功率提高。涡轮动叶与静叶暴露在高温环境中，这个温度超过了金属化合物的熔点。因此需要内部冷却结构。对涡轮叶片冷却结构而言，重要的是使用合适的边界条件，进行合理的机械设计，避免出现过大的温度梯度。因为过大的温度梯度会导致热应力增大从而降低部件寿命。

内部冷却与外部冷却是涡轮叶片两种重要的冷却方法。冷气从压气机引出，其引出流量的大小通过以下方式影响涡轮：1、如果涡轮过多的使用冷气流量，导致燃烧室头部空气量减少，在相同功率下燃烧室氮氧化物污染升高。2、如果涡轮过多的使用冷气流量，导致涡轮叶片尾缘加厚，产生大的尾迹区，降低了气动效率。3、冷却气流量不足以对涡轮冷却，将导致部件寿命降低。

因此，设计合适的涡轮冷却结构，使得冷却气流量在恰当的范围内，有利于整个燃机设计，需要经历“设计-计算-试验-设计-。。。”的闭环流程。试验与试制作为研发流程的最后一环，其最终体现在能实现涡轮叶片的批量制造，需要研发团队与加工团队进行配合。

燃机一导的一般设计方案：

通常，叶片沿着高度方向依次分为叶根、叶中、叶顶三段。冷气由叶根处进入冷却通路，叶中是冷却气热交换的主要地方，叶顶处设计时要注意是否进入冷却气与气动效率。

涡轮冷却叶片沿叶片弦长方向通常进行分区，其中短叶片多分为两个区，长叶片分为三个区(I、II、III区，如图1所示)。根据各区在加工制造中可能出现的坏点或在运行中出现的问题，评估其对整个叶片寿命带来的影响，从而确定三个区不同的加工精度要求。

各个设计公司根据涡轮的设计要求(燃烧室出口燃气速度，燃气压力，主流燃气湍流度，冷气流量范围，冷气温度，冷气压力等)根据手头积攒的经验公式对冷却结构进行设计，对各冷却单元的具体尺寸进行微调，完成概念设计。对初步设计方案进行CFD(计算流体动力学)迭代后进行换热试验等设计实验，形成初步详细设计，通过叶栅试验等确定外形，采用示温漆(thermal paint)等进行冷却试验确定冷却效果，通过热冲击(thermal shock)等试验确定系统的抗热震性能(thermal shock resistance)并判断损坏点原因等。这一系列的设计迭代与试验需要快速的对涡轮叶片进行造型与加工，设计周期大约一年。如果使用传统铸造至少又需要一年时间，并且产品昂贵。试验后的叶片如再经过修改设计，就又需要一轮周期。选用先进的3d打印作为加工方式，可以对设计问题迅速反馈修改，成型周期较短，同时，打印试造的第一件价格较铸造便宜。因此选用打印做涡轮叶片设计能够满足缩短周期时间，降低成本的需求。

3d打印采用是一层层堆叠方式成型，对孔、曲面等复杂结构，尤其能够体现其加工优势，然而传统涡轮设计尤其是内部冷却结构不是针对3d打印而设计的，无法发挥该加工方式的优势。如打印结构悬空角度超过材料允许值，将引起成型件表面粗糙度升高，或在打印过程中出现坍塌导致打印失败。另一方面，如果过分追求对复杂结构打印，而不从涡轮叶片冷却设计要求出发，设计出实用，高效的产品，也无疑是本末倒置。

发明内容

有鉴于此，本发明的主要目的在于提供一种适应一体化打印成型的涡轮叶片冷却结构及发动机，以期至少部分的解决上述提及的技术问题中的至少之一。

本发明的技术方案：

作为本发明的一个方面，提供一种适应一体化打印成型的涡轮叶片冷却结构，包括涡轮叶片的前缘、尾缘、压力面和吸力面；沿前缘到尾缘方向依次顺序定义第一冷却区、第二冷却区和第三冷却区：

第一冷却区，包括：

气膜孔，设置于所述第一冷却区的前缘上；

闭合的冲击冷却板，设置于所述第一冷却区内部，且所述冲击冷却板上设置冲击冷却孔；

第二冷却区，包括：

两套倾斜矩阵肋，所述两套倾斜矩阵肋分别靠近所述压力面一侧和所述吸力面一侧设置；

矩阵肋支撑板，设置于所述两套倾斜矩阵肋之间，且所述矩阵肋支撑板的一端与所述冲击冷却板相连，所述矩阵肋支撑板的另一端延伸至靠近尾缘内壁；

第三冷却区，包括：

劈缝槽，沿弦长方向延伸，所述劈缝槽的一端与所述第二冷却区连通，所述劈缝槽的另一端贯通所述压力面；

其中，所述第一冷却区与所述第二冷却区之间设置隔板，所述隔板上设置区间通孔。

作为本发明的另一个方面，还提供一种发动机，其包括涡轮叶片，所述涡轮叶片包括如上述的适应一体化打印成型的涡轮叶片冷却结构。

基于上述技术方案，本发明相较于现有技术至少具有以下有益效果的其中之一或其中一部分：

1、本发明提出的适应一体化打印成型涡轮叶片冷却结构，在第一冷却区采用内层为冲击冷却，外层为气膜冷却的方式；第二冷却区采用矩阵肋冷却的方式；第三冷却区采用劈缝槽冷却的方式；三个冷却区针对不同的位置，采用不同的冷却方式，并通过区间通孔将三个冷却区相结合，既满足实际内部冷却需求，又适应SLM(一体化选择性激光熔化)打印加工方式；

2、内层冲击冷却板为菱形或水滴形，并且菱形一头与前缘连接，避免冲击冷却板打印中悬空而无法打印；

3、第二冷却区中压力面和吸力面分别有两层倾斜矩阵肋，两套倾斜矩阵肋之间有矩阵肋支撑板分割，倾斜矩阵肋沿弦长方向高度不断降低，倾斜矩阵肋与相连接的矩阵肋支撑板、压力面或吸力面夹角为10°～40°，以避免结构打印中悬空，倾斜矩阵肋进口处有导流结构，倾斜矩阵肋沿叶高方向两端及中间为封闭面，从而使倾斜矩阵肋内部气流在封闭面上折叠至另外一层，增加流通长度；

4、劈缝槽一末端在压力面，各个劈缝槽之间可打通孔供气流流通；

5、相较于传统加工方式，本发明的设计周期短；

6、打印试造的试验验证件价格较传统加工方式的铸造便宜，有利于降低设计成本。

附图说明

图1是现有技术中涡轮冷却叶片沿弦长方向分区示意图；

图2为本发明实施例适应一体化打印成型的涡轮叶片冷却结构立体示意图；

图3为本发明实施例适应一体化打印成型的涡轮叶片冷却结构的主视图；

图4为本发明实施例适应一体化打印成型的涡轮叶片冷区结构的俯视图；

图5为图3中D-D截面剖视图；

图6为图3中E-E截面剖视图；

图7为图3中F-F截面剖视图；

图8为图4中G-G截面剖视图；

图9为本发明实施例倾斜矩阵肋气流流向示意图。

上述附图中，附图标记含义如下：

1、第一冷却区；2、第二冷却区；3、气膜孔；6、劈缝槽；7、前缘；8、尾缘；9、冲击冷却板；10、倾斜矩阵肋；11、矩阵肋支撑板；12、区间通孔；13、第三冷却区；14、压力面；15、吸力面；16、隔板。

具体实施方式

传统涡轮叶片冷却结构设计上，存在着如下技术问题：

1、现有涡轮叶片设计过程还是采用传统铸造成型工艺，产品昂贵，设计后的叶片还需与试验结果反复迭代修改，总设计周期极长；

2、传统涡轮叶片设计后，试造的第一件需要铸造成型，产品价格昂贵；

3、同时现有涡轮叶片冷却结构不适合一体化SLM(选择性激光融化)打印，传统涡轮叶片冷却结构容易出现SLM打印中冷却结构悬空问题(over hang)。

基于此，本发明提出一种面向选择性激光熔化(SLM)加工方式的适应一体化打印成型的涡轮叶片冷却结构。

相较于传统加工方式，本发明提出的涡轮叶片冷却结构适应一体化选择性激光熔化(SLM)加工方式打印成型，设计周期短；避免传统加工方式若初步设计周期约一年，使用传统铸造成型工艺又需至少一年，设计后的叶片还需与试验结果反复的迭代修改，总设计周期极长的问题。

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，以下结合具体实施例，并参照附图，对本发明作进一步的详细说明。

在本发明的实施例中，提供一种适应一体化打印成型的涡轮叶片冷却结构，如图1所示，包括涡轮叶片的前缘7、尾缘8、压力面14和吸力面15；沿前缘7到尾缘8方向依次顺序定义第一冷却区1、第二冷却区2和第三冷却区13，其中：

如图2、图3和图4所示，第一冷却区1，包括：气膜孔3，设置于第一冷却区1的前缘7上；闭合的冲击冷却板9，设置于第一冷却区1内部，且冲击冷却板9上设置冲击冷却孔；

如图2、图3和图8所示，第二冷却区2，包括：两套倾斜矩阵肋10，两套倾斜矩阵肋10分别靠近压力面14一侧和吸力面15一侧设置；矩阵肋支撑板11，设置于两套倾斜矩阵肋10之间，且矩阵肋支撑板11的一端与冲击冷却板9相连，矩阵肋支撑板11的另一端延伸至靠近尾缘8内壁，但不与其相连；其中，矩阵肋支撑板11的设计，将第二冷却区2分割为压力面腔和吸力面腔，同时也是为了从叶片前缘7向尾缘8这个打印方向所做的支撑结构；

图2、图6和图8所示，第三冷却区13，包括：劈缝槽6，沿弦长方向延伸，劈缝槽6的一端与第二冷却区2连通，劈缝槽6的另一端贯通压力面14；

如图2、图7和图8所示，其中，第一冷却区1与第二冷却区2之间设置隔板16，隔板16上设置区间通孔12。

本发明实施例提出的适应一体化打印成型的涡轮叶片冷却结构，在第一冷却区1采用内层为冲击冷却，外层为气膜冷却的方式；第二冷却区2采用矩阵肋冷却的方式；第三冷却区13(即尾部冷却区)采用劈缝槽冷却的方式；三个冷却区针对不同的位置，采用不同的冷却方式，并通过区间通孔12将三个冷却区相结合，在提高了冷却效果的同时，满足了打印成型的要求。

在本发明的实施例中，如图2、图3和图8所示，隔板16包括两个，隔板16的一端与冲击冷却板9相连，隔板16的另一端与压力面14或者吸力面15相连；冲击冷却板9、两个隔板16将第一冷却区1分隔形成第一冷却腔和第二冷却腔；其中，第一冷却腔为冲击冷却板9围绕形成的内部空间；第二冷却腔为冲击冷却板9外，叶片前缘7内和隔板16围绕形成的空间；

其中，冷却压缩空气从叶顶或者叶根进入第一冷却腔，通入第一冷却腔的冷却压缩空气沿冷却冲击孔进入第二冷却腔，再分别通过隔板16上的区间通孔12进入第二冷却区2用于冷却。

在本发明的实施例中，冲击冷却板9设置为中空的菱形或者水滴形。

值得一提的是，在前缘7即头部设计菱形或者水滴形，是为了适于从叶片前缘7向尾缘8方向打印。

在本发明的实施例中，当冲击冷却板9为菱形时，冲击冷却板9的一端部与前缘7内壁相连，用于避免打印成型中悬空，有助于打印而不添加额外支撑。

在本发明的实施例中，如图7和图8所示，每套倾斜矩阵肋10包括两层，每层的倾斜矩阵肋10与相邻的矩阵肋支撑板11、压力面14或吸力面15相连，且夹角为10°～40°。

适应一体化打印成型技术的最重要的一点，就是避免出现悬空现象，不同材料所对应的悬空的角度要求不同。

在本发明的实施例中，涡轮叶片的材料为镍基高温合金，当角度过大，超过45°时，则会引起成型件表面粗糙度升高，或者在打印过程中出现坍塌；因此，本发明实施例的倾斜矩阵肋10与矩阵肋支撑板11、压力面14或吸力面15的夹角适宜为10°～40°。

在本发明的实施例中，倾斜矩阵肋10沿弦长方向高度逐渐减小。其中，设计倾斜矩阵肋10沿弦长方向高度逐渐减小的目的为保证流通面积近似不变，且保证不会产生大量的压损。

在本发明的实施例中，如图5、图6和图9所示，倾斜矩阵肋10在靠近隔板16一侧设置倾斜矩阵肋进口，倾斜矩阵肋10在倾斜矩阵肋进口处设置导流结构。该导流结构为在倾斜矩阵肋进口处设置为带导圆的弯折形状。该导流结构也有助于不加支撑进行打印成型。

在本发明的实施例中，如图5、图6和图9所示，倾斜矩阵肋10沿涡轮叶片高度方向的两端以及中间设置封闭面，用于使一层的倾斜矩阵肋10内部气流在封闭面上折流至另一层的倾斜矩阵肋10上，增加流通长度，用转折来有效利用冷气。

在本发明的实施例中，劈缝槽6设置多个，各个劈缝槽6之间设置供气流流通的贯通孔。

在本发明实施例中，气膜孔3的孔径为0.5mm；区间通孔12的孔径大于1mm；冲击冷却孔的孔径为1mm。

值得一提的是，本发明的适应一体化打印成型的涡轮叶片冷却结构在设计上，不仅需要注意悬空的问题，还要注意的是孔径的大小，孔径不能过小也不能过大。如果过小，第一对阻力系数(Cd)不利，导致通过孔的压损增高，冷气流量减小；第二，不利于杂质排除以及打印过程中吹除粉末。而如果过大，将导致冷气流量过大。

所以，适宜的气膜孔的孔径为0.5mm；区间通孔的孔径大于1mm；冲击冷却孔的孔径为1mm。

作为本发明的另一个方面，还提供一种发动机，该发动机包括涡轮叶片，该涡轮叶片包括如上述的适应一体化打印成型的涡轮叶片冷却结构。

更为具体的，本发明实施例的适应一体化打印成型的涡轮叶片冷却结构为3d打印燃气涡轮冷却叶片，适用于50MW燃机的第一级导叶，燃机ISO(InternationalOrganization for Standardization，国际标准化)工况状态下涡轮前进口温度1500K，TCLA(冷却和泄漏空气)流量低于15％。

实施例1

一种适应一体打印成型的涡轮叶片冷却结构，为3d打印燃气涡轮冷却叶片，适用于50MW燃机第一级导叶，ISO状态下涡轮前进口温度1500K，TCLA流量低于15％。

本发明的适应一体打印成型的涡轮叶片冷却结构，其气膜孔3的孔径为0.5mm；

冲击冷却板9为水滴形，冲击冷却板9上的冲击冷却孔的孔径为1mm；

第二冷却区2的压力面14和吸力面15分别为独立双层倾斜矩阵肋10，两套倾斜矩阵肋10之间加设矩阵肋支撑板11；倾斜矩阵肋10的单肋宽度1.5mm，肋间距3.5mm，肋高度沿弦长方向不断降低；倾斜矩阵肋10与相邻的矩阵肋支撑板11、压力面14或吸力面15的夹角10°～40°。

值得一提的，本发明具体实施例主要针对已有涡轮叶片外形，叶型保持不变，对叶中部进行内部冷却流道设计。故附图中其余两个部分即叶顶与叶根部没有标示，实际打印涡轮叶片时，加上即可。

以上所述的具体实施例，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种适应一体化打印成型的涡轮叶片冷却结构，包括涡轮叶片的前缘、尾缘、压力面和吸力面；其特征在于，沿前缘到尾缘方向依次顺序定义第一冷却区、第二冷却区和第三冷却区：

第一冷却区，包括：

气膜孔，设置于所述第一冷却区的前缘上；

闭合的冲击冷却板，设置于所述第一冷却区内部，且所述冲击冷却板上设置冲击冷却孔；

第二冷却区，包括：

两套倾斜矩阵肋，所述两套倾斜矩阵肋分别靠近所述压力面一侧和所述吸力面一侧设置；

矩阵肋支撑板，设置于所述两套倾斜矩阵肋之间，且所述矩阵肋支撑板的一端与所述冲击冷却板相连，所述矩阵肋支撑板的另一端延伸至靠近尾缘内壁；

第三冷却区，包括：

劈缝槽，沿弦长方向延伸，所述劈缝槽的一端与所述第二冷却区连通，所述劈缝槽的另一端贯通所述压力面；

其中，所述第一冷却区与所述第二冷却区之间设置隔板，所述隔板上设置区间通孔。

2.如权利要求1所述的适应一体化打印成型的涡轮叶片冷却结构，其特征在于，所述隔板包括两个，所述隔板的一端与所述冲击冷却板相连，所述隔板的另一端与所述压力面或者吸力面相连；所述冲击冷却板、两个隔板将所述第一冷却区分隔形成第一冷却腔和第二冷却腔；

其中，通入第一冷却腔的冷却压缩空气沿冷却冲击孔进入第二冷却腔，再分别通过隔板上的区间通孔进入第二冷却区用于冷却。

3.如权利要求1所述的适应一体化打印成型的涡轮叶片冷却结构，其特征在于，所述冲击冷却板设置为中空的菱形或者水滴形。

4.如权利要求3所述的适应一体化打印成型的涡轮叶片冷却结构，其特征在于，当所述冲击冷却板为菱形时，所述冲击冷却板的一端部与前缘内壁相连，用于避免打印成型中悬空。

5.如权利要求1所述的适应一体化打印成型的涡轮叶片冷却结构，其特征在于，每套倾斜矩阵肋包括两层，每层的倾斜矩阵肋与相邻的矩阵肋支撑板、压力面或吸力面相连，且夹角为10°～40°；

所述倾斜矩阵肋沿弦长方向高度逐渐减小。

6.如权利要求5所述的适应一体化打印成型的涡轮叶片冷却结构，其特征在于，所述倾斜矩阵肋在靠近隔板一侧设置倾斜矩阵肋进口，所述倾斜矩阵肋在所述倾斜矩阵肋进口处设置导流结构。

7.如权利要求1所述的适应一体化打印成型的涡轮叶片冷却结构，其特征在于，所述倾斜矩阵肋沿涡轮叶片高度方向的两端以及中间设置封闭面，用于使一层的倾斜矩阵肋内部气流在所述封闭面上折流至另一层的倾斜矩阵肋上，增加流通长度。

8.如权利要求1所述的适应一体化打印成型的涡轮叶片冷却结构，其特征在于，所述劈缝槽设置多个，各个劈缝槽之间设置供气流流通的贯通孔。

9.如权利要求1所述的适应一体化打印成型的涡轮叶片冷却结构，其特征在于，所述气膜孔的孔径为0.5mm；

所述区间通孔的孔径大于1mm；

所述冲击冷却孔的孔径为1mm。

10.一种发动机，其包括涡轮叶片，其特征在于，所述涡轮叶片包括如权利要求1至9任一项所述的适应一体化打印成型的涡轮叶片冷却结构。

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