CN112282857B - 一种气膜冷却孔型结构 - Google Patents

一种气膜冷却孔型结构 Download PDF

Info

Publication number
CN112282857B
CN112282857B CN202011157135.0A CN202011157135A CN112282857B CN 112282857 B CN112282857 B CN 112282857B CN 202011157135 A CN202011157135 A CN 202011157135A CN 112282857 B CN112282857 B CN 112282857B
Authority
CN
China
Prior art keywords
crescent
curved surface
section
film cooling
cylindrical section
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.)
Active
Application number
CN202011157135.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112282857A (zh
Inventor
周文武
张栩
彭迪
刘应征
邵弘毅
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.)
Shanghai Jiaotong University
Original Assignee
Shanghai Jiaotong 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 Shanghai Jiaotong University filed Critical Shanghai Jiaotong University
Priority to CN202011157135.0A priority Critical patent/CN112282857B/zh
Publication of CN112282857A publication Critical patent/CN112282857A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112282857B publication Critical patent/CN112282857B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

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
    • 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
    • F05D2260/2214—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本发明涉及一种气膜冷却孔型结构，包括气膜孔和壁面，气膜孔的出口位于壁面的上游区域，气膜孔包括圆柱段和扩张段，圆柱段的一端为冷气进气口，圆柱段另一端连接扩张段，扩张段的顶面开口，即为气膜孔的出口，扩张段的底面为具有尖角端部的月牙形凹陷曲面，月牙形凹陷曲面的连通圆柱段。与现有技术相比，本发明一方面由于康达效应，冷气到达此处后会向两侧扩展开，增大冷气膜的横向铺展面积；另一方面是扩张型的出口能够有效降低冷气射流的动量，使冷气良好附着在壁面上，从而提高气膜冷却效率。

Description

一种气膜冷却孔型结构
技术领域
本发明涉及涡轮叶片气膜冷却技术领域，尤其是涉及一种气膜冷却孔型结构。
背景技术
为了进一步提高燃气轮机、航空发动机的工作效率，有效的方法是不断提高涡轮进口的温度。现代燃气轮机、航空发动机的涡轮进口温度已经远远高于涡轮叶片材料的耐受温度，因此必须采用各种冷却措施以降低涡轮叶片自身的温度。气膜冷却作为目前涡轮叶片冷却的主要方式之一，其基本原理是从压气机抽取一部分高压的冷气，输运到涡轮叶片的内部通道，然后从叶片上的气膜冷却孔喷出，在壁面形成一层冷气薄膜，进而保护叶片不被高温气体烧蚀。气膜冷却效率是评价气膜冷却性能的重要指标，气膜冷却效率越高，相同的冷却情况下所需要的冷气量越少，一方面可以降低冷气消耗，另一方面可以降低冷气与主流掺混，减少涡轮气动与热效率损失。
目前，真实的燃气轮机、航空发动机的气膜冷却仍然广泛采用圆柱孔，然而由于圆柱孔所形成的冷气膜覆盖区域较窄，展向的覆盖性能以及气膜均匀性较差，因此圆柱形孔的气膜冷却效率会受到极大的限制，尤其是在高吹风比时，气膜与壁面分离，冷却效率急剧下降。如公开号为CN109139127A的中国发明申请，公开了一种涡轮导叶的预旋式气膜冷却结构，采用了扩张通道和月牙形出口提高了冷却效率，但是该结构存在以下问题：其月牙形出口的底边为一条直线，实际应该上是半圆形。在实际使用中，其扩张通道的中间通流面积最大，而两侧通流面积逐渐减小，因此冷气膜在展向上并没有得到充分的铺展，导致气膜冷却效率并未得到很好提升。
发明内容
本发明的目的就是为了克服上述现有技术存在的缺陷而提供一种气膜冷却孔型结构，以增大气膜的展向铺展面积，提高气膜冷却效率。
本发明的目的可以通过以下技术方案来实现：
一种气膜冷却孔型结构，包括气膜孔和壁面，气膜孔的出口位于壁面的上游区域，所述气膜孔包括圆柱段和扩张段，圆柱段的一端为冷气进气口，圆柱段另一端连接扩张段，所述扩张段的顶面开口，即为气膜孔的出口，扩张段的底面为具有尖角端部的月牙形凹陷曲面，所述月牙形凹陷曲面连通圆柱段。
进一步地，所述的月牙形凹陷曲面包括第一月牙形曲面和第二月牙形曲面，第一月牙形曲面的中间连通圆柱段，第二月牙形曲面的凸边倾斜连接第一月牙形曲面的凹边。
进一步地，所述月牙形凹陷曲面的两个尖角端部设有圆弧倒角面。
进一步地，所述圆弧倒角面的圆心位于壁面上。
进一步地，所述圆弧倒角面的圆角半径为圆柱段直径的0.2～1倍。
进一步地，所述月牙形凹陷曲面的两个尖角端部之间的距离为圆柱段直径的2～6倍。
进一步地，所述月牙形凹陷曲面的凸边和两个尖角端部连线的最大距离为圆柱段直径的2～6倍。
进一步地，所述月牙形凹陷曲面的凹陷深度为圆柱段直径的0.5～2倍。
进一步地，所述月牙形凹陷曲面的凸边和凹边为抛物线。
进一步地，所述的圆柱段的长度为其直径的2～10倍。
与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：
1、本发明采用具有尖角端部的月牙形凹陷曲面扩张出口，一方面由于康达效应，冷气到达此处后会向两侧扩展开，增大冷气膜的横向铺展面积；另一方面是扩张型的出口能够有效降低冷气射流的动量，使冷气良好附着在壁面上，从而提高气膜冷却效率。本发明所提出的新型气膜冷却孔能够方便地由电火花加工制造而成，另外，由于其入口段基于圆柱形气膜冷却孔，本发明亦可对现有的圆柱形冷却孔进行升级优化，提高原有设计的冷却能力。
2、本发明的扩张段为凹陷式结构，可以仅在基体中设置圆柱孔，而在热障涂层上设置月牙形凹陷曲面的扩张段，并且在月牙两端的尖点处设计圆角，使得本发明从加工制造的角度而言具有更好的实际应用价值。
3、通过数值模拟结果表明，在吹风比1.2的情况下，与传统的圆柱形气膜孔相比，本发明的气膜冷却效率有明显的提高，在气膜孔的下游10倍孔径处，展向平均气膜冷却效率提高了81％，在气膜孔下游20倍孔径处，展向平均气膜冷却效率提高了70％。
附图说明
图1为本发明的结构示意图。
图2为本发明的仰视示意图。
图3为本发明的主视示意图。
附图标记：
1、圆柱段，2、扩张段，21、第一月牙形曲面，22、第二月牙形曲面，23、圆弧倒角面。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。本实施例以本发明技术方案为前提进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围不限于下述的实施例。
如图1～3所示，本实施例提供了一种气膜冷却孔型结构。该结构包括气膜孔和壁面，气膜孔的出口位于壁面的上游区域。气膜孔包括圆柱段1和扩张段2，圆柱段1的一端为冷气进气口，圆柱段1另一端连接扩张段2。扩张段2的顶面开口，即为气膜孔在壁面上的出口；扩张段2的底面为具有尖角端部的月牙形凹陷曲面，月牙形凹陷曲面连通圆柱段1。
圆柱段1的圆柱直径dc为0.3～2mm，长度lc为其直径的2～10倍，倾斜角α为30～90°。
扩张段2的月牙形凹陷曲面由第一月牙形曲面21、第二月牙形曲面22和两个圆弧倒角面23所构成。第二月牙形曲面22的凸边连接第一月牙形曲面21的凹边，由此月牙形凹陷曲面可由三条弧线a、b和c组成。这三条弧线的弧线可以是椭圆线或抛物线。弧线a和c位于涡轮叶片的壁面上，弧线b凹陷于顶面之下，其深度h为圆柱段1直径dc的0.5～2倍。月牙形凹陷曲面的两个尖角端部之间的距离为圆柱段1直径dc的2～6倍。月牙形凹陷曲面的凸边和两个尖角端部连线的最大距离为圆柱段1直径dc的2～6倍。第一月牙形曲面21的中间连通圆柱段1。圆弧倒角面23设置在月牙形凹陷曲面的两个尖角端部。圆弧倒角面23的圆心位于壁面上，圆弧倒角面23的圆角半径为圆柱段1直径dc的0.2～1倍。
具体地说，本实施例应用于某燃气轮机的叶轮中。圆柱段1的圆柱直径dc为1mm，长度lc为5mm，倾斜角α为30°。扩张段2的月牙形凹陷曲面由两个月牙形曲面中弧线c的横向宽度w1为4mm，纵向长度l1为2mm；弧线b的横向宽度w2为4.5mm，纵向长度l2为2.5mm；弧线a的横向宽度w3为5mm，纵向长度l3为4.5mm。弧线b凹陷于气膜孔的顶面之下，其深度h为0.8mm。两个圆弧倒角面23与弧线b相切，圆角半径为0.3mm。
以上详细描述了本发明的较佳具体实施例。应当理解，本领域的普通技术人员无需创造性劳动就可以根据本发明的构思作出诸多修改和变化。因此，凡本技术领域中技术人员依本发明的构思在现有技术的基础上通过逻辑分析、推理或者有限的实验可以得到的技术方案，皆应在由权利要求书所确定的保护范围内。

Claims (7)

1.一种气膜冷却孔型结构，包括气膜孔和壁面，气膜孔的出口位于壁面的上游区域，所述气膜孔包括圆柱段(1)和扩张段(2)，圆柱段(1)的一端为冷气进气口，圆柱段(1)另一端连接扩张段(2)，其特征在于，所述扩张段(2)的顶面开口，即为气膜孔的出口，扩张段(2)的底面为具有尖角端部的月牙形凹陷曲面,该月牙形凹陷曲面的凸边和凹边为抛物线，两个尖角端部设有圆弧倒角面(23)，具体为：月牙形凹陷曲面包括第一月牙形曲面(21)和第二月牙形曲面(22)，第一月牙形曲面(21)的中间连通圆柱段(1)，第二月牙形曲面(22)的凸边倾斜连接第一月牙形曲面(21)的凹边。
2.根据权利要求1所述的一种气膜冷却孔型结构，其特征在于，所述圆弧倒角面(23)的圆心位于壁面上。
3.根据权利要求1所述的一种气膜冷却孔型结构，其特征在于，所述圆弧倒角面(23)的圆角半径为圆柱段(1)直径的0.2～1倍。
4.根据权利要求1所述的一种气膜冷却孔型结构，其特征在于，所述月牙形凹陷曲面的两个尖角端部之间的距离为圆柱段(1)直径的2～6倍。
5.根据权利要求1所述的一种气膜冷却孔型结构，其特征在于，所述月牙形凹陷曲面的凸边和两个尖角端部连线的最大距离为圆柱段(1)直径的2～6倍。
6.根据权利要求1所述的一种气膜冷却孔型结构，其特征在于，所述月牙形凹陷曲面的凹陷深度为圆柱段(1)直径的0.5～2倍。
7.根据权利要求1所述的一种气膜冷却孔型结构，其特征在于，所述的圆柱段(1)的长度为其直径的2～10倍。
CN202011157135.0A 2020-10-26 2020-10-26 一种气膜冷却孔型结构 Active CN112282857B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011157135.0A CN112282857B (zh) 2020-10-26 2020-10-26 一种气膜冷却孔型结构

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011157135.0A CN112282857B (zh) 2020-10-26 2020-10-26 一种气膜冷却孔型结构

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112282857A CN112282857A (zh) 2021-01-29
CN112282857B true CN112282857B (zh) 2021-09-28

Family

ID=74373167

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011157135.0A Active CN112282857B (zh) 2020-10-26 2020-10-26 一种气膜冷却孔型结构

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112282857B (zh)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112780356B (zh) * 2021-03-02 2022-07-26 上海交通大学 带有表面凹陷的气膜冷却结构及涡轮叶片、涡轮机
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
CN114856715B (zh) * 2022-05-12 2024-05-10 沈阳航空航天大学 一种凸台与凹坑组合式叶片气膜冷却孔结构
CN114893255B (zh) * 2022-05-12 2023-05-05 中国航发四川燃气涡轮研究院 月牙型气膜孔结构和形成方法、涡轮叶片及其加工方法
CN115898554B (zh) * 2023-03-09 2023-06-30 中国航发四川燃气涡轮研究院 涡轮叶片的气膜孔结构

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2438861A (en) * 2006-06-07 2007-12-12 Rolls Royce Plc Film-cooled component, eg gas turbine engine blade or vane
EP2027963A1 (en) * 2007-08-20 2009-02-25 Honeywell International Inc. Composant comprising a percussion drilled shaped through hole providing Coanda effect and method of forming the same using laser percussion driling
WO2011118131A1 (ja) * 2010-03-24 2011-09-29 川崎重工業株式会社 ダブルジェット式フィルム冷却構造
CN103038453A (zh) * 2010-06-11 2013-04-10 西门子能量股份有限公司 位于涡轮发动机中的具有用于冷却的扩散部分的部件壁
CN103244196A (zh) * 2012-02-08 2013-08-14 中国科学院工程热物理研究所 一种离散气膜冷却孔型
CN104879171A (zh) * 2015-05-08 2015-09-02 西北工业大学 一种用于涡轮叶片的y型气膜孔结构
CN106640216A (zh) * 2017-01-05 2017-05-10 河北工业大学 一种气膜冷却孔型结构
CN109139127A (zh) * 2018-09-17 2019-01-04 北京航空航天大学 一种涡轮导叶的预旋式气膜冷却结构

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH09303106A (ja) * 1996-05-16 1997-11-25 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン冷却翼
CN102140964B (zh) * 2010-02-03 2013-07-03 中国科学院工程热物理研究所 一种提高离散孔气膜冷却效率的结构
US20180230812A1 (en) * 2017-01-13 2018-08-16 General Electric Company Film hole arrangement for a turbine engine

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2438861A (en) * 2006-06-07 2007-12-12 Rolls Royce Plc Film-cooled component, eg gas turbine engine blade or vane
EP2027963A1 (en) * 2007-08-20 2009-02-25 Honeywell International Inc. Composant comprising a percussion drilled shaped through hole providing Coanda effect and method of forming the same using laser percussion driling
WO2011118131A1 (ja) * 2010-03-24 2011-09-29 川崎重工業株式会社 ダブルジェット式フィルム冷却構造
CN103038453A (zh) * 2010-06-11 2013-04-10 西门子能量股份有限公司 位于涡轮发动机中的具有用于冷却的扩散部分的部件壁
CN103244196A (zh) * 2012-02-08 2013-08-14 中国科学院工程热物理研究所 一种离散气膜冷却孔型
CN104879171A (zh) * 2015-05-08 2015-09-02 西北工业大学 一种用于涡轮叶片的y型气膜孔结构
CN106640216A (zh) * 2017-01-05 2017-05-10 河北工业大学 一种气膜冷却孔型结构
CN109139127A (zh) * 2018-09-17 2019-01-04 北京航空航天大学 一种涡轮导叶的预旋式气膜冷却结构

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
叶栅环境下凹坑气膜孔的冷却特性研究;张鹏飞等;《天津理工大学学报》;20191215;第35卷(第6期);全文 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN112282857A (zh) 2021-01-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN112282857B (zh) 一种气膜冷却孔型结构
CA2684779C (en) Turbine blade with pressure side winglets
US6709233B2 (en) Aerofoil for an axial flow turbomachine
US8585360B2 (en) Turbine vane nominal airfoil profile
US20170089203A1 (en) End wall configuration for gas turbine engine
CN211715181U (zh) 一种带开缝圆形扰流柱的层板冷却结构
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
CN201159202Y (zh) 一种压气机动叶叶尖小翼
CN112112687A (zh) 一种用于改善气膜冷却效果的涡流发生器
CN106640211A (zh) 一种用于涡轮叶片气膜冷却的边倒圆孔结构
CN110566284A (zh) 一种带阻隔肋的凹槽叶顶结构
CN112031877B (zh) 一种展向非对称的凹坑气膜冷却孔型
CN112523810B (zh) 一种应用于涡轮叶片尾缘半劈缝的三角柱型导流结构
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
CN113107604B (zh) 一种带有凹槽喷淋前缘冷却的高压涡轮导叶结构
CN112343666B (zh) 一种应用于涡轮叶片尾缘半劈缝的波纹型肋导流结构
CN210599117U (zh) 一种用于改善涡轮冷却效果的冷却结构
CN113446261A (zh) 一种超声速吸附式压气机串列静子叶片
CN112240229A (zh) 一种用于涡轮动力叶片顶部的高效冷却结构
JP5311101B2 (ja) タービン流路面のフィルム冷却構造
US10208606B2 (en) Airfoil for turbomachine and airfoil cooling method
CN215170213U (zh) 一种用于燃机叶片的气膜冷却结构
CN113006879B (zh) 一种有漩涡发生器的航空发动机涡轮气膜冷却孔
CN212202140U (zh) 一种基于燃气涡轮叶片的尾缘偏劈缝结构
CN114810217A (zh) 涡轮动叶

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
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant