CN111425263B - 一种采用波纹状冲击板的双层壁静子涡轮叶片 - Google Patents

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Abstract

一种采用波纹状冲击板的双层壁静子涡轮叶片，包括冲击板、靶板及扰流柱，冲击板与靶板之间构成板间间隙，扰流柱位于板间间隙内，冲击板上设有冲击孔，靶板上设有气膜孔；冲击板采用波纹状冲击板；板间间隙的间距与冲击板板厚比值为(4～6):1；扰流柱直径与冲击孔孔径比值为(0.5～0.8):1；靶板板厚与冲击板板厚比值为(1～2):1；气膜孔孔径与冲击孔孔径比值为(0.4～0.6):1；波纹结构为V形或半圆弧形波纹时，冲击孔与冲击板波纹结构之间设为环形平板结构，其直径与冲击孔孔径比值为(4～6):1；波纹结构为V形或梯形波纹时，波纹弯角为30°～60°；V形波纹的峰/谷距、梯形波纹底边长度与冲击孔孔径比值均为(1～2):1；半圆弧形波纹的圆弧直径与冲击孔孔径的比值为(2～3):1。

Description

一种采用波纹状冲击板的双层壁静子涡轮叶片
技术领域
本发明属于航空发动机叶片设计技术领域，特别是涉及一种采用波纹状冲击板的双层壁静子涡轮叶片。
背景技术
对于已经投产的国产军机和即将投产的国产民用客机，与之相匹配的发动机研制却进展缓慢，严重制约了这些高性能飞机发挥国防威慑力和经济效益的取得。
由于航空发动机的涡轮部件需要工作在高温高压高转速的恶劣环境中，如何进行涡轮叶片冷却设计以保障航空发动机安全可靠工作，已经成为航空发动机研制的重要问题。
当飞机处在起飞、降落阶段或经过火山灰云层时，航空发动机将不可避免地吸入沙灰，航空发动机的转子涡轮叶片可以利用离心力将沙灰从叶顶的除尘孔中甩出，但静子涡轮叶片则没有明确的除尘设计，沙灰在静子涡轮叶片内部沉积严重，从而加速了静子涡轮叶片冷却性能的衰减。
如图4所示，为采用传统平滑结构冲击板的双层壁静子涡轮叶片的整体截面示意图；如图5所示，为采用传统平滑结构冲击板的双层壁静子涡轮叶片的局部截面示意图，在图5中可以看出，低温冷气在冷气通道内流动时，一部分低温冷气会依次流经冲击板上的冲击孔、冲击板与靶板之间的板间间隙、扰流柱、靶板上的气膜孔，而低温冷气在流经板间间隙的过程中，可以吸收高温燃气传给叶片的热量，当低温冷气从气膜孔中喷出后还可在靶板外壁面上形成冷却气膜，最终达到降低靶板外壁面温度的效果。但是，由于冲击板的换热系数和温差都相对较小，冲击板的传热量对冷却效果的贡献有限，而靶板两侧的高温燃气和低温冷气的温差大，因此靶板的传热过程对冷却效果高低起决定作用。如图6所示，为靶板传热过程的热网络示意图，在图中可以看出，在冷气温度Tc和燃气温度Tg不变的条件下，靶板的导热热阻及内外对流换热热阻的相对大小和气膜效率η(影响燃气侧边界节点温度)决定了靶板外壁面节点温度Tw-out，即冷却效果大小。随着沙灰逐渐在靶板内壁面上沉积，将导致冷却性能的衰减，其原因主要有以下三点：第一，沙灰沉积层的低导热系数使靶板导热热阻δ/λAc显著增加；第二，低温冷气在冲击板与靶板之间的板间间隙内的流通能力降低，导致冷气流量的减少，进而使内部对流换热热阻1/hcAc增加；第三，随着冷气流量的减少，进一步降低了靶板外壁面的气膜效率η，从而导致绝热壁温Taw的升高。
因此，必须提高静子涡轮叶片的除尘能力，以降低靶板内壁面的沙灰沉积量，进而减慢叶片冷却性能的衰减，最终提高叶片的冷却效果。目前，为了提高静子涡轮叶片的除尘能力，技术人员曾考虑在航空发动机的冷却管路上增设筛网方式对沙灰进行拦截，但筛网的增加会导致冷气流动阻力快速升高，进而导致冷气流量不足，反而影响了叶片的冷却效果。
发明内容
针对现有技术存在的问题，本发明提供一种采用波纹状冲击板的双层壁静子涡轮叶片，通过调控沙灰的沉积位置，有效减少靶板内壁面的沙灰沉积量，进而提高低温冷气在冲击板与靶板之间的板间间隙内的流通能力，从而进一步提高靶板外壁面的气膜效率。
为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：一种采用波纹状冲击板的双层壁静子涡轮叶片，包括冲击板、靶板及扰流柱，所述冲击板与靶板之间构成板间间隙，所述扰流柱位于板间间隙内，在所述冲击板上开设有冲击孔，在所述靶板上开设有气膜孔；其特点是：所述冲击板采用波纹状冲击板，冲击板的波纹结构设为V形波纹、梯形波纹或半圆弧形波纹。
所述板间间隙的间距与冲击板板厚的比值为(4～6):1。
所述扰流柱直径与冲击孔孔径的比值为(0.5～0.8):1。
所述靶板板厚与冲击板板厚的比值为(1～2):1。
所述气膜孔孔径与冲击孔孔径的比值为(0.4～0.6):1。
当所述冲击板的波纹结构设为V形波纹时，V形波纹的弯角为30°～60°，V形波纹的峰/谷距与冲击孔孔径的比值为(1～2):1，且冲击孔与冲击板的波纹结构之间设为环形平板结构，环形平板结构的直径与冲击孔孔径的比值为(4～6):1，环形平板结构的板厚与V形波纹的峰谷垂直间距相等。
当所述冲击板的波纹结构设为梯形波纹时，梯形波纹的弯角为30°～60°，梯形波纹的底边长度与冲击孔孔径的比值为(1～2):1，且冲击孔位于靠近板间间隙一侧的梯形波纹底边上。
当所述冲击板的波纹结构设为半圆弧形波纹时，半圆弧形波纹的圆弧直径与冲击孔孔径的比值为(2～3):1，且冲击孔与冲击板的波纹结构之间设为环形平板结构，环形平板结构的直径与冲击孔孔径的比值为(4～6):1，环形平板结构的板厚与半圆弧形波纹的圆弧直径相等。
本发明的有益效果：
本发明的采用波纹状冲击板的双层壁静子涡轮叶片，当携带有沙灰的低温冷气在叶片冷气通道内流动时，位于冷气通道一侧的波纹状冲击板表面可诱导产生涡流，通过涡流可以捕获低温冷气中携带的大量沙灰，进而从源头层面减少了板间间隙内的沙灰量。由于冷气通道的尺寸要远大于冲击板的厚度，因此冲击板的波纹结构对冷气通道的流阻影响非常小。由于冲击孔与冲击板的波纹结构为平滑过渡，确保了垂直冲击冷却效果和间隙流通能力基本不变。当沙灰进入板间间隙后，位于板间间隙一侧的波纹状冲击板表面仍可诱导产生涡流，通过涡流进一步捕获低温冷气中携带的沙灰，最终使靶板内壁面的沙灰沉积量大幅度降低，进而使靶板导热热阻增大速度变缓。在板间间隙内，波纹状冲击板表面诱导的涡流还强化了与靶板的对流换热，从而增强了叶片冷却效果。由于涡流捕获了大量沙灰，促使板间间隙内的沙灰量同比下降，因此冷气流通变得更加顺畅，进而增加了气膜孔的冷气流出量，使气膜效率增大，从而更好地保护靶板外壁面。经测算，进入板间间隙内的沙灰量减少10％～12％，叶片良好冷却时间增加19％～22％。
附图说明
图1为本发明的一种采用波纹状冲击板的双层壁静子涡轮叶片(V形波纹)的局部截面示意图；
图2为本发明的一种采用波纹状冲击板的双层壁静子涡轮叶片(梯形波纹)的局部截面示意图；
图3为本发明的一种采用波纹状冲击板的双层壁静子涡轮叶片(圆弧形波纹)的局部截面示意图；
图4为采用传统平滑结构冲击板的双层壁静子涡轮叶片的整体截面示意图；
图5为采用传统平滑结构冲击板的双层壁静子涡轮叶片的局部截面示意图；
图6为靶板传热过程的热网络示意图；
图中，1—冲击板，2—靶板，3—扰流柱，4—板间间隙，5—冲击孔，6—气膜孔，7—低温冷气，8—高温燃气，9—沙灰沉积，10—冷气通道。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步的详细说明。
实施例一
如图1所示，一种采用波纹状冲击板的双层壁静子涡轮叶片，包括冲击板1、靶板2及扰流柱3，所述冲击板1与靶板2之间构成板间间隙4，所述扰流柱3位于板间间隙4内，在所述冲击板1上开设有冲击孔5，在所述靶板2上开设有气膜孔6；所述冲击板1采用波纹状冲击板，冲击板1的波纹结构设为V形波纹；所述板间间隙4的间距与冲击板1板厚的比值为4:1。所述扰流柱3直径与冲击孔5孔径的比值为0.8:1；所述靶板2板厚与冲击板1板厚的比值为2:1。所述气膜孔6孔径与冲击孔5孔径的比值为0.5:1。V形波纹的弯角为45°，V形波纹的峰/谷距与冲击孔5孔径的比值为1:1，且冲击孔5与冲击板1的波纹结构之间设为环形平板结构，环形平板结构的直径与冲击孔5孔径的比值为4:1，环形平板结构的板厚与V形波纹的峰谷垂直间距相等。经测算，进入板间间隙内的沙灰量减少10％，叶片良好冷却时间增加19％。
实施例二
如图2所示，一种采用波纹状冲击板的双层壁静子涡轮叶片，包括冲击板1、靶板2及扰流柱3，所述冲击板1与靶板2之间构成板间间隙4，所述扰流柱3位于板间间隙4内，在所述冲击板1上开设有冲击孔5，在所述靶板2上开设有气膜孔6；所述冲击板1采用波纹状冲击板，冲击板1的波纹结构设为梯形波纹；所述板间间隙4的间距与冲击板1板厚的比值为4:1；所述扰流柱3直径与冲击孔5孔径的比值为0.8:1；所述靶板2板厚与冲击板1板厚的比值为2:1；所述气膜孔6孔径与冲击孔5孔径的比值为0.5:1；梯形波纹的弯角为45°，梯形波纹的底边长度与冲击孔5孔径的比值为1:1，且冲击孔5位于靠近板间间隙4一侧的梯形波纹底边上。经测算，进入板间间隙内的沙灰量减少11％，叶片良好冷却时间增加20％。
实施例三
如图3所示，一种采用波纹状冲击板的双层壁静子涡轮叶片，包括冲击板1、靶板2及扰流柱3，所述冲击板1与靶板2之间构成板间间隙4，所述扰流柱3位于板间间隙4内，在所述冲击板1上开设有冲击孔5，在所述靶板2上开设有气膜孔6；所述冲击板1采用波纹状冲击板，冲击板1的波纹结构设为半圆弧形波纹；所述板间间隙4的间距与冲击板1板厚的比值为4:1；所述扰流柱3直径与冲击孔5孔径的比值为0.6:1；所述靶板2板厚与冲击板1板厚的比值为2:1。所述气膜孔6孔径与冲击孔5孔径的比值为0.4:1；半圆弧形波纹的圆弧直径与冲击孔5孔径的比值为2:1，且冲击孔5与冲击板1的波纹结构之间设为环形平板结构，环形平板结构的直径与冲击孔5孔径的比值为4:1，环形平板结构的板厚与半圆弧形波纹的直径相等。经测算，进入板间间隙内的沙灰量减少12％，叶片良好冷却时间增加22％。
实施例中的方案并非用以限制本发明的专利保护范围，凡未脱离本发明所为的等效实施或变更，均包含于本案的专利范围中。

Claims (5)

1.一种采用波纹状冲击板的双层壁静子涡轮叶片，包括冲击板、靶板及扰流柱，所述冲击板与靶板之间构成板间间隙，所述扰流柱位于板间间隙内，在所述冲击板上开设有冲击孔，在所述靶板上开设有气膜孔；其特征在于：所述冲击板采用波纹状冲击板，冲击板的波纹结构设为V形波纹或半圆弧形波纹；当所述冲击板的波纹结构设为V形波纹时，V形波纹的弯角为30°～60°，V形波纹的峰/谷距与冲击孔孔径的比值范围为(1～2):1，且冲击孔与冲击板的波纹结构之间设为环形平板结构，环形平板结构的直径与冲击孔孔径的比值范围为(4～6):1，环形平板结构的板厚与V形波纹的峰谷垂直间距相等；当所述冲击板的波纹结构设为半圆弧形波纹时，半圆弧形波纹的圆弧直径与冲击孔孔径的比值范围为(2～3):1，且冲击孔与冲击板的波纹结构之间设为环形平板结构，环形平板结构的直径与冲击孔孔径的比值范围为(4～6):1，环形平板结构的板厚与半圆弧形波纹的圆弧直径相等。
2.根据权利要求1所述的一种采用波纹状冲击板的双层壁静子涡轮叶片，其特征在于：所述板间间隙的间距与冲击板板厚的比值范围为(4～6):1。
3.根据权利要求1所述的一种采用波纹状冲击板的双层壁静子涡轮叶片，其特征在于：所述扰流柱直径与冲击孔孔径的比值范围为(0.5～0.8):1。
4.根据权利要求1所述的一种采用波纹状冲击板的双层壁静子涡轮叶片，其特征在于：所述靶板板厚与冲击板板厚的比值范围为(1～2):1。
5.根据权利要求1所述的一种采用波纹状冲击板的双层壁静子涡轮叶片，其特征在于：所述气膜孔孔径与冲击孔孔径的比值范围为(0.4～0.6):1。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP3415663B2 (ja) * 1992-12-28 2003-06-09 アルストム 冷却面を衝撃式に冷却するための装置
JP3110227B2 (ja) * 1993-11-22 2000-11-20 株式会社東芝 タービン冷却翼
JP3794868B2 (ja) * 1999-06-15 2006-07-12 三菱重工業株式会社 ガスタービン静翼
RU2530685C2 (ru) * 2010-03-25 2014-10-10 Дженерал Электрик Компани Структуры ударного воздействия для систем охлаждения
US10422235B2 (en) * 2014-05-29 2019-09-24 General Electric Company Angled impingement inserts with cooling features
US10815789B2 (en) * 2016-02-13 2020-10-27 General Electric Company Impingement holes for a turbine engine component
CN110821573B (zh) * 2019-12-03 2022-03-01 沈阳航空航天大学 通过调控内部灰尘沉积位置减缓冷却效果退化的涡轮叶片

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