CN112240228A - 一种用于涡轮叶片带横向缝孔的间断凹槽叶顶结构 - Google Patents

一种用于涡轮叶片带横向缝孔的间断凹槽叶顶结构 Download PDF

Info

Publication number
CN112240228A
CN112240228A CN202011126947.9A CN202011126947A CN112240228A CN 112240228 A CN112240228 A CN 112240228A CN 202011126947 A CN202011126947 A CN 202011126947A CN 112240228 A CN112240228 A CN 112240228A
Authority
CN
China
Prior art keywords
groove
transverse
blade
surface side
blade top
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
Application number
CN202011126947.9A
Other languages
English (en)
Inventor
朱惠人
张博伦
姚春意
刘存良
张丽
郭涛
许卫疆
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Northwestern Polytechnical University
Original Assignee
Northwestern Polytechnical University
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Northwestern Polytechnical University filed Critical Northwestern Polytechnical University
Priority to CN202011126947.9A priority Critical patent/CN112240228A/zh
Publication of CN112240228A publication Critical patent/CN112240228A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

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
    • F01D5/186—Film cooling
    • 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
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer

Abstract

本发明公开了一种用于涡轮叶片带横向缝孔的间断凹槽叶顶结构，通过在叶顶上设置吸力面侧凹槽壁和压力面侧凹槽壁，并在断裂凹槽壁处布置横向缝孔，间断凹槽的间断处位于压力面侧，间断开始位置位于前缘驻点处。通过消除间断区域凹槽叶顶内形成的燃气再附着区域，有效降低叶顶前缘区域的换热系数，减弱了当地的换热强度，提高叶顶的冷却特性。合理的压力面侧凹槽壁长度，能控制凹槽的横向宽度，使得燃气进入凹槽后仅在槽内形成一个回流涡，消除了槽内的燃气再附着区域；横向缝孔能够有效提高射流出流后横向的覆盖范围，提高其叶顶当地的气膜冷却效率，有效提高涡轮动力叶片的工作效率，提高了航空发动机整体性能。

Description

一种用于涡轮叶片带横向缝孔的间断凹槽叶顶结构
技术领域
本发明涉及燃气轮机涡轮叶片冷却技术领域，具体地说，涉及一种用于涡轮叶片带横向缝孔的间断凹槽叶顶结构。
技术背景
随着燃气轮机性能的改善，涡轮入口温度不断提高，现有某些先进发动机的涡轮前进口温度已经达到2000k以上，因此，必须使用有效的冷却措施对涡轮叶片进行保护，避免叶片受到高温腐蚀和损伤。气膜冷却是叶片上使用的典型冷却方式之一。气膜冷却是在壁面附近沿切线或以一定角度射入一股低温气流，用以将高温燃气与壁面隔离，实现对受热壁面的冷却保护作用。
圆柱气膜孔是最早出现的气膜孔型，国内外大量学者对其进行了广泛深入的研究发现将圆柱形孔布置在涡轮叶片上可有效提升叶片的冷却效果。
受间隙泄漏流的影响涡轮动力叶片顶部区域的换热系数极高，这导致叶顶容易受到高温燃气的热腐蚀从而减少叶片的使用寿命。间隙内的泄漏流流动结构复杂，换热不均匀，因此动叶叶顶容易烧蚀，进而破裂和失效。为了防止涡轮动力叶片叶顶区域受到高温燃气侵腐，降低当地热应力，提高叶片的使用寿命，必须使用有效的冷却措施对涡轮叶片进行保护。国内外学者针对不同动力叶片顶部结构进行了大量的研究。
叶顶结构的形状会对叶顶的换热产生很大影响，1989年Metzger等人(CavityHeat Transfer on a Transverse Grooved Wall in a Narrow Flow Channel.Journalof Heat Transfer,1989,111(1):73-79.)实验测量了带矩形凹槽的狭窄通道的换热系数，实验中发现泄漏量随着凹槽的纵横比的增加而减少。2004年Ahn等人(Film CoolingEffectiveness on a Gas Turbine Blade Tip and Shround Using Pressure SensitivePaint.ASME Paper GT-2003-53429.)利用压敏漆测试技术实验测量了凹槽和平顶叶顶的气膜冷却特性。2015年Zhang等人(Impact of Cooling Injection on the TransonicOver-Tip Leakage Flow and Squealer Aerothermal Design Optimization.Journal ofEngineering for Gas Turbines and Power,2015,137(6):062603-062603-7.)实验研究了跨音速条件下气膜孔分布对叶片顶部换热的影响。
合理的叶顶结构不仅可以有效减小由于间隙泄漏流造成的流动损失，而且可以有效地保护叶顶不被高温燃气腐蚀，延长叶片的的使用寿命，提高涡轮叶片的工作效率。
发明内容
为了避免现有技术存在的不足，本发明提出一种用于涡轮叶片带横向缝孔的间断凹槽叶顶结构；该结构可有效消除间断区域凹槽叶顶内形成的燃气再附着区域，降低叶顶前缘区域的换热系数，降低叶顶中下游的换热强度，提高射流出流后横向的覆盖范围，使出流后的冷气能够均匀的覆盖到叶顶上，有效提高了叶顶当地的气膜冷却效率，减小由于泄漏流引起的主流压力损失，有效提高了涡轮动力叶片的工作效率。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:包括涡轮叶片、叶顶、横向缝孔、吸力面侧凹槽壁、压力面侧凹槽壁、冷气通道，其特征在于所述叶顶上设置有吸力面侧凹槽壁和压力面侧凹槽壁，并在断裂凹槽壁处布置有横向缝孔，间断凹槽的间断处位于压力面侧，间断开始位置位于前缘驻点处；其中，吸力面侧凹槽壁和压力面侧凹槽壁的槽壁高度相同，横向缝孔中心线G与压力面弧线平行，横向缝孔与冷气通道相通；
所述吸力面侧凹槽壁的高度为J,取值范围为0.9～1.4mm；所述压力面侧凹槽壁的高度为K，取值范围为0.9～1.4mm；所述叶顶处的弦长为C，取值范围为30～50mm；断裂凹槽壁处的长度为A，取值范围为0.2C～0.5C；所述横向缝孔的缝宽为D，取值范围为0.3～0.6mm，横向缝孔的缝长为E，取值范围为2～3mm，横向缝孔的深度为H，取值范围为2～4mm；相邻两个横向缝孔之间的距离为F，取值范围为1.5D～2D。
所述横向缝孔为多个，横向缝孔沿压力面侧凹槽壁顺排布设。
有益效果
本发明提出的一种用于涡轮叶片带横向缝孔的间断凹槽叶顶结构，通过在叶顶上布置吸力面侧凹槽壁和压力面侧凹槽壁，并在断裂凹槽壁处布置横向缝孔，间断凹槽的间断处位于压力面侧，间断开始位置位于前缘驻点处。该结构的优点是间断的凹槽叶顶能够通过消除间断区域凹槽叶顶内形成的燃气再附着区域，十分有效降低叶顶前缘区域的换热系数，减弱了当地的换热的强度，提高了叶顶的冷却特性。合理的压力面侧凹槽壁长度，能够控制凹槽的横向宽度，使得燃气进入凹槽后仅在槽内形成一个回流涡，消除了槽内的燃气再附着区域，有效降低了当地的换热强度。横向缝孔能够有效提高射流出流后横向的覆盖范围，受间隙泄漏流惯性和压迫作用的影响，出流后的冷气能够均匀的覆盖到叶顶上，有效提高了叶顶当地的气膜冷却效率，极大改善了叶顶的冷却特性，减小了叶顶区域的热应力，增加了叶片的使用寿命。间断凹槽叶顶的设计能够减小吸力面侧泄漏涡的强度，减小由于泄漏流引起的主流压力损失，有效提高了涡轮动力叶片的工作效率，提高了航空发动机整体性能。
附图说明
下面结合附图和实施方式对本发明一种用于涡轮叶片带横向缝孔的间断凹槽叶顶结构作进一步详细说明。
图1为本发明带横向缝孔的间断凹槽叶顶结构示意图。
图2为本发明带横向缝孔的间断凹槽叶顶结构俯视图。
图3为本发明带横向缝孔的间断凹槽叶顶结构左视图。
图4为本发明带横向缝孔的间断凹槽叶顶结构的横向缝孔冷气通道示意图。
图中
1.叶顶 2.横向缝孔 3.吸力面侧凹槽壁 4.压力面侧凹槽壁 5.涡轮叶片6.冷气通道
A.断裂凹槽壁处的长度 C.叶顶的弦长 D.横向缝孔的缝宽 E.横向缝孔的缝长 F.相邻两个横向缝孔之间的距离 G.横向缝孔中心线 H.横向缝孔的缝高 J.吸力面侧凹槽壁的槽高 K.压力面侧凹槽壁的槽高 V.冷气
W.离开横向缝孔后的冷气
具体实施方式
本实施例是一种用于涡轮叶片带横向缝孔的间断凹槽叶顶结构。
参阅图1、图2、图3、图4，本实施例用于涡轮叶片带横向缝孔的间断凹槽叶顶结构，是通过在叶顶1上布置吸力面侧凹槽壁3和压力面侧凹槽壁4，并在断裂凹槽壁处布置横向缝孔2，间断凹槽的间断处位于压力面侧，间断开始位置位于前缘驻点处。该结构使间断的凹槽叶顶能够通过消除间断区域凹槽叶顶内形成的燃气再附着区域，有效降低叶顶1前缘区域的换热系数，减弱了当地的换热的强度，提高了叶顶的冷却特性。合理的压力面侧凹槽壁4长度，能控制凹槽的横向宽度，使得燃气进入凹槽后仅在槽内形成一个回流涡，消除了槽内的燃气再附着区域，降低了当地的换热强度。横向缝孔2能有效提高射流出流后横向的覆盖范围，受间隙泄漏流惯性和压迫作用的影响，出流后的冷气能够均匀的覆盖到叶顶1上，提高了叶顶当地的气膜冷却效率，改善叶顶的冷却特性，减小叶顶区域的热应力，增加了叶片的使用寿命。
实施例一
本实施例是带横向缝孔的间断凹槽叶顶结构，是通过在叶顶1上布置吸力面侧凹槽壁3和压力面侧凹槽壁4，并在断裂凹槽壁处布置横向缝孔2，间断凹槽的间断处位于压力面侧，间断开始位置位于前缘驻点处。其中吸力面侧凹槽壁3和压力面侧凹槽壁4的槽高相同，横向缝孔中心线G与压力面弧线平行。
吸力面侧凹槽壁3的槽高为J，取值为1.4mm。压力面侧凹槽壁4的槽高为K，取值为1.4mm。叶顶1处的弦长为C，取值为40mm。断裂凹槽壁处的长度为A，取值为0.3C。横向缝孔2的缝宽为D，取值为0.3mm。横向缝孔2的缝长为E，取值为2mm。相邻两个横向缝孔之间的距离为F，取值为2D。横向缝孔2的缝高为H，取值为3mm。
本实施例中，由于吸力面侧和压力面侧凹槽壁的槽高取值较大，通过减小断裂凹槽壁处的长度有效减小了叶顶间隙泄漏量，减小了由于泄漏流引起的压力损失，有效提升了叶片的工作效率和发动机整体性能。与此同时，较深的凹槽壁能够有效减小叶顶处的换热系数，降低叶顶区域的热负荷。
实施例二
本实施例是带横向缝孔的间断凹槽叶顶结构，是通过在叶顶1上布置吸力面侧凹槽壁3和压力面侧凹槽壁4，并在断裂凹槽壁处布置横向缝孔2，间断凹槽的间断处位于压力面侧，间断开始位置位于前缘驻点处。其中吸力面侧凹槽壁3和压力面侧凹槽壁4的槽高相同，横向缝孔中心线G与压力面弧线平行。
吸力面侧凹槽壁3的槽高为J，取值1.0mm。压力面侧凹槽壁4的槽高为K，取值1.0mm。叶顶1处的弦长为C，取值为40mm。断裂凹槽壁处的长度为A，取值为0.5C。横向缝孔2的缝宽为D，取值为0.5mm。横向缝孔2的缝长为E，取值为3mm。相邻两个横向缝孔之间的距离为F，取值为1.5D。横向缝孔2的缝高为H，取值为3mm。
本实施例中，由于断裂凹槽壁处的长度较大，使得前缘处的高换热区域减少甚至消失，增加横向缝孔缝长和缝宽，减小横向缝孔的距离，能够有效提高叶顶区域的冷气覆盖的范围和气膜的均匀形，较好的保护叶顶免受燃气侵腐，有效提高了叶顶的冷却性能，延长了涡轮叶片的使用寿命。

Claims (2)

1.一种用于涡轮叶片带横向缝孔的间断凹槽叶顶结构，包括涡轮叶片、叶顶、横向缝孔、吸力面侧凹槽壁、压力面侧凹槽壁、冷气通道，其特征在于:所述叶顶上设置有吸力面侧凹槽壁和压力面侧凹槽壁，并在断裂凹槽壁处布置有横向缝孔，间断凹槽的间断处位于压力面侧，间断开始位置位于前缘驻点处；其中，吸力面侧凹槽壁和压力面侧凹槽壁的槽壁高度相同，横向缝孔中心线G与压力面弧线平行，横向缝孔与冷气通道相通；
所述吸力面侧凹槽壁的高度为J,取值范围为0.9～1.4mm；所述压力面侧凹槽壁的高度为K，取值范围为0.9～1.4mm；所述叶顶处的弦长为C，取值范围为30～50mm；断裂凹槽壁处的长度为A，取值范围为0.2C～0.5C；所述横向缝孔的缝宽为D，取值范围为0.3～0.6mm，横向缝孔的缝长为E，取值范围为2～3mm，横向缝孔的深度为H，取值范围为2～4mm；相邻两个横向缝孔之间的距离为F，取值范围为1.5D～2D。
2.根据权利要求1所述的用于涡轮叶片带横向缝孔的间断凹槽叶顶结构，其特征在于:所述横向缝孔为多个，横向缝孔沿压力面侧凹槽壁顺排布设。
CN202011126947.9A 2020-10-20 2020-10-20 一种用于涡轮叶片带横向缝孔的间断凹槽叶顶结构 Pending CN112240228A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011126947.9A CN112240228A (zh) 2020-10-20 2020-10-20 一种用于涡轮叶片带横向缝孔的间断凹槽叶顶结构

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011126947.9A CN112240228A (zh) 2020-10-20 2020-10-20 一种用于涡轮叶片带横向缝孔的间断凹槽叶顶结构

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN112240228A true CN112240228A (zh) 2021-01-19

Family

ID=74169382

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011126947.9A Pending CN112240228A (zh) 2020-10-20 2020-10-20 一种用于涡轮叶片带横向缝孔的间断凹槽叶顶结构

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112240228A (zh)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112922674A (zh) * 2021-02-04 2021-06-08 南京航空航天大学 一种具有气膜冷却凹槽的涡轮叶片
CN114233400A (zh) * 2022-01-13 2022-03-25 北京大学 一种提高涡轮气动热效率的叶片
WO2022235076A1 (ko) * 2021-05-04 2022-11-10 국방과학연구소 선반 스퀼러 팁을 갖는 가스터빈 블레이드

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20020136638A1 (en) * 2001-02-16 2002-09-26 Siemens Westinghouse Power Corporation Pre-segmented squealer tip for turbine blades
CN102678189A (zh) * 2011-12-13 2012-09-19 河南科技大学 一种具有叶顶防泄漏结构的涡轮冷却叶片
US20140037458A1 (en) * 2012-08-03 2014-02-06 General Electric Company Cooling structures for turbine rotor blade tips

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20020136638A1 (en) * 2001-02-16 2002-09-26 Siemens Westinghouse Power Corporation Pre-segmented squealer tip for turbine blades
CN102678189A (zh) * 2011-12-13 2012-09-19 河南科技大学 一种具有叶顶防泄漏结构的涡轮冷却叶片
US20140037458A1 (en) * 2012-08-03 2014-02-06 General Electric Company Cooling structures for turbine rotor blade tips

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112922674A (zh) * 2021-02-04 2021-06-08 南京航空航天大学 一种具有气膜冷却凹槽的涡轮叶片
WO2022235076A1 (ko) * 2021-05-04 2022-11-10 국방과학연구소 선반 스퀼러 팁을 갖는 가스터빈 블레이드
CN114233400A (zh) * 2022-01-13 2022-03-25 北京大学 一种提高涡轮气动热效率的叶片

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN112240228A (zh) 一种用于涡轮叶片带横向缝孔的间断凹槽叶顶结构
US7922451B1 (en) Turbine blade with blade tip cooling passages
US8011889B1 (en) Turbine blade with trailing edge tip corner cooling
US7494319B1 (en) Turbine blade tip configuration
US8157504B2 (en) Rotor blades for turbine engines
US7887294B1 (en) Turbine airfoil with continuous curved diffusion film holes
US7704047B2 (en) Cooling of turbine blade suction tip rail
US8096771B2 (en) Trailing edge cooling slot configuration for a turbine airfoil
EP0416542B1 (en) Turbine blade
US7704045B1 (en) Turbine blade with blade tip cooling notches
US8961136B1 (en) Turbine airfoil with film cooling hole
US6224337B1 (en) Thermal barrier coated squealer tip cavity
US8075268B1 (en) Turbine blade with tip rail cooling and sealing
US8317473B1 (en) Turbine blade with leading edge edge cooling
US8727725B1 (en) Turbine vane with leading edge fillet region cooling
EP2876258B1 (en) Gas turbine blade
US8550783B2 (en) Turbine blade platform undercut
US20190024515A1 (en) Turbine airfoil having flow displacement feature with partially sealed radial passages
US8096768B1 (en) Turbine blade with trailing edge impingement cooling
US8708645B1 (en) Turbine rotor blade with multi-vortex tip cooling channels
JP2015511679A (ja) 冷却式の壁
CN112459852B (zh) 一种应用于涡轮叶片尾缘半劈缝的双导流肋导流结构
JP2015521706A (ja) 鋳造されたプラットフォーム冷却回路を有するタービン翼形部
US8197210B1 (en) Turbine vane with leading edge insert
CN112343667B (zh) 一种应用于涡轮叶片尾缘半劈缝的连续v型肋导流结构

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
RJ01 Rejection of invention patent application after publication
RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20210119