CN112324518A - 具有基于涡流效应内冷通道的涡轮叶片 - Google Patents

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张宗卫
靳合龙
姜浩然
刘聪
周志豪
王志强
张金灿
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Tianjin Zhenxing Chemical Co Ltd
Civil Aviation University of China
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Tianjin Zhenxing Chemical Co Ltd
Civil Aviation University of China
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    • 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

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Abstract

一种具有基于涡流效应内冷通道的涡轮叶片。其内形成有冷却孔和涡流管；多个冷却孔沿展向形成在涡轮叶片本体的内部；涡流管设在叶根处或涡轮叶片本体的中部，包括喷嘴、涡流室、冷端管和热端管。本发明提供的具有基于涡流效应内冷通道的涡轮叶片具有如下有益效果：能够使高压气流产生漩涡，分离出温度相对更低的冷气流，能够有效改善冷气品质，提高涡轮叶片的冷却性能，缓解涡轮叶片等热端部件的温度水平，提高航空发动机的整体效率。

Description

具有基于涡流效应内冷通道的涡轮叶片
技术领域
本发明属于航空发动机涡轮叶片冷却技术和传热技术领域，特别是一种具有基于涡流效应内冷通道的涡轮叶片。
背景技术
涡流管具有没有运动的部件、成本低、免维护等优点，其工作原理为，高压气体首先进入涡流管的喷嘴，在喷嘴中膨胀并加速到音速，然后从切线方向射入涡流室，形成自由涡流。自由涡流的旋转角速度愈靠近中心愈大，由于角速度不同，在自由涡流的层与层之间就产生了摩擦。中心层的气流角速度最大，摩擦结果是将能量传递给外层角速度较低的气流，中心层的气流失去能量后，动能、速度和温度均降低，从而得到制冷需要的冷气流。而外层的气流获得动量后，动能增加，同时又与涡轮管的侧壁产生摩擦，将部分动能转换成热能，形成热气流。
航空发动机推力的提高，很大程度上依赖于涡轮前总温T3的提高，根据有关研究结果显示，在航空发动机尺寸不变的条件下，涡轮前总温T3提高55K，航空发动机推力约可提高10％。目前，推重比为10的航空发动机压气机增压比已达到30，涡轮进口燃气温度接近2000K，远超金属材料的极限温度。受制于金属材料的极限温度，要保证涡轮叶片能够正常、可靠地长期工作，就必须对其进行有效的冷却。因此，发展更先进的冷却技术、研究更高效的涡轮叶片冷却结构是非常有必要的，不但可以提高热端部件的承受温度，还能大大延长其使用寿命。可以说，冷却技术已经成为航空发动机发展的瓶颈。
发明内容
为了解决上述问题，本发明的目的在于提供一种具有基于涡流效应内冷通道的涡轮叶片。
为了达到上述目的，本发明提供的具有基于涡流效应内冷通道的涡轮叶片内形成有冷却孔和涡流管；其中，多个冷却孔沿展向形成在涡轮叶片本体的内部；涡流管设在叶根处，包括喷嘴、涡流室、冷端管和热端管；其中冷端管和热端管分别设在涡流室的两个相对侧面上，冷端管的外端连接在位于叶根处的冷却孔进口处，热端管的外端通外部空间；喷嘴设在涡流室上位于冷端管和热端管之间的某一侧面上，并且通过管路与高压气源相连。
所述的具有基于涡流效应内冷通道的涡轮叶片采用铸造或3D打印方式制成。
所述的多个冷却孔在涡轮叶片本体上以交叉或沿涡轮叶片本体弯曲弧线排布的方式间隔设置。
本发明提供的具有基于涡流效应内冷通道的涡轮叶片内形成有冷却孔和涡流管；其中，多个冷却孔沿展向形成在涡轮叶片本体的内部；涡流管设在涡轮叶片本体的中部，包括喷嘴、涡流室、冷端管和热端管；其中冷端管和热端管分别设在涡流室的两个相对侧面上，冷端管的外端与位于涡轮叶片本体前缘和尾缘处的冷却孔相连通，热端管的外端则与位于涡轮叶片本体中间部位的冷却孔相连通；喷嘴设在涡流室上位于冷端管和热端管之间的某一侧面上，并且通过管路与高压气源相连。
所述的具有基于涡流效应内冷通道的涡轮叶片采用铸造或3D打印方式制成。
所述的多个冷却孔在涡轮叶片本体上以交叉或沿涡轮叶片本体弯曲弧线排布的方式间隔设置。
本发明提供的具有基于涡流效应内冷通道的涡轮叶片具有如下有益效果：能够使高压气流产生漩涡，分离出温度相对更低的冷气流，能够有效改善冷气品质，提高涡轮叶片的冷却性能，缓解涡轮叶片等热端部件的温度水平，提高航空发动机的整体效率。
附图说明
图1为本发明提供的具有基于涡流效应内冷通道的涡轮叶片外形示意图
图2为本发明提供的具有基于涡流效应的内冷通道中涡流管结构示意图。
图3为本发明提供的具有基于涡流效应的内冷通道中涡轮叶片横截面示意图。
图4为实施例1提供的具有基于涡流效应内冷通道的涡轮叶片内部结构示意图。
图5为实施例2提供的具有基于涡流效应内冷通道的涡轮叶片内部结构示意图。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明作进一步的详细说明。
实施例1
如图1至图4所示。本实施例提供的具有基于涡流效应内冷通道的涡轮叶片内形成有冷却孔5和涡流管6；其中，多个冷却孔5沿展向形成在涡轮叶片本体的内部；涡流管6设在叶根处，包括喷嘴2、涡流室1、冷端管3和热端管4；其中冷端管3和热端管4分别设在涡流室1的两个相对侧面上，冷端管3的外端连接在位于叶根处的冷却孔5进口处，热端管4的外端通外部空间；喷嘴2设在涡流室1上位于冷端管3和热端管4之间的某一侧面上，并且通过管路与高压气源相连。
所述的具有基于涡流效应内冷通道的涡轮叶片采用铸造或3D打印方式制成。
所述的多个冷却孔5在涡轮叶片本体上以交叉或沿涡轮叶片本体弯曲弧线排布的方式间隔设置。
现将本实施例提供的具有基于涡流效应内冷通道的涡轮叶片工作原理阐述如下：
来自高压气源的高压气体首先进入涡流管6上的喷嘴2，在喷嘴2中膨胀并加速到音速，然后从切线方向射入涡流室1，形成自由涡流，并在涡流室1中发生涡流效应；在涡流室1中，自由涡流的旋转角速度愈靠近中心愈大，由于角速度不同，在自由涡流的层与层之间就产生了摩擦。其中，中心层的气流角速度最大，摩擦结果是将能量传递给外层角速度较低的气流，中心层的气流失去能量后，动能、速度和温度均降低，然后从冷端管3进入冷却孔5中，得到制冷需要的冷气流；最后冷气流通过冷却孔5后从涡轮叶片本体的前缘或气膜孔喷出，由此对涡轮叶片本体进行了冷却；而热气流则自热端管4向外引入外部空间；最终可实现冷、热两股气流的分离。
实施例2
如图1至图3及图5所示。本实施例提供的具有基于涡流效应内冷通道的涡轮叶片内形成有冷却孔5和涡流管6；其中，多个冷却孔5沿展向形成在涡轮叶片本体的内部；涡流管6设在涡轮叶片本体的中部，包括喷嘴2、涡流室1、冷端管3和热端管4；其中冷端管3和热端管4分别设在涡流室1的两个相对侧面上，冷端管3的外端与位于涡轮叶片本体前缘和尾缘处的冷却孔5相连通，热端管4的外端则与位于涡轮叶片本体中间部位的冷却孔5相连通；喷嘴2设在涡流室1上位于冷端管3和热端管4之间的某一侧面上，并且通过管路与高压气源相连。
其它结构同实施例1.
现将本实施例提供的具有基于涡流效应内冷通道的涡轮叶片工作原理阐述如下：
来自高压气源的高压气体首先进入涡流管6上的喷嘴2，在喷嘴2中膨胀并加速到音速，然后从切线方向射入涡流室1，形成自由涡流，并在涡流室1中发生涡流效应；在涡流室1中，自由涡流的旋转角速度愈靠近中心愈大，由于角速度不同，在自由涡流的层与层之间就产生了摩擦。其中，中心层的气流角速度最大，摩擦结果是将能量传递给外层角速度较低的气流，中心层的气流失去能量后，动能、速度和温度均降低，然后从冷端管3进入位于涡轮叶片本体前缘和尾缘处的冷却孔5中，得到制冷需要的冷气流；最后冷气流通过这些冷却孔5后从涡轮叶片本体的前缘或气膜孔喷出，由此对涡轮叶片本体的前缘和尾缘进行了冷却；而热气流则自热端管4引入位于涡轮叶片本体中间部位的冷却孔5中，由此对冷却性能要求相对较低的涡轮叶片本体中间位置进行了冷却，最后热气流通过这些冷却孔5后从涡轮叶片本体的前缘或气膜孔喷出；最终可实现冷、热两股气流的分离。
本发明未尽事宜为公知技术。
上述实施例只为说明本发明的技术构思及特点，其目的在于让熟悉此项技术的人士能够了解本发明的内容并据以实施，并不能以此限制本发明的保护范围。凡根据本发明精神实质所作的等效变化或修饰，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种具有基于涡流效应内冷通道的涡轮叶片，其特征在于：所述的具有基于涡流效应内冷通道的涡轮叶片内形成有冷却孔(5)和涡流管(6)；其中，多个冷却孔(5)沿展向形成在涡轮叶片本体的内部；涡流管(6)设在叶根处，包括喷嘴(2)、涡流室(1)、冷端管(3)和热端管(4)；其中冷端管(3)和热端管(4)分别设在涡流室(1)的两个相对侧面上，冷端管(3)的外端连接在位于叶根处的冷却孔(5)进口处，热端管(4)的外端通外部空间；喷嘴(2)设在涡流室(1)上位于冷端管(3)和热端管(4)之间的某一侧面上，并且通过管路与高压气源相连。
2.一种具有基于涡流效应内冷通道的涡轮叶片，其特征在于：所述的具有基于涡流效应内冷通道的涡轮叶片内形成有冷却孔(5)和涡流管(6)；其中，多个冷却孔(5)沿展向形成在涡轮叶片本体的内部；涡流管(6)设在涡轮叶片本体的中部，包括喷嘴(2)、涡流室(1)、冷端管(3)和热端管(4)；其中冷端管(3)和热端管(4)分别设在涡流室(1)的两个相对侧面上，冷端管(3)的外端与位于涡轮叶片本体前缘和尾缘处的冷却孔(5)相连通，热端管(4)的外端则与位于涡轮叶片本体中间部位的冷却孔(5)相连通；喷嘴(2)设在涡流室(1)上位于冷端管(3)和热端管(4)之间的某一侧面上，并且通过管路与高压气源相连。
3.根据权利要求1所述的具有基于涡流效应内冷通道的涡轮叶片，其特征在于：所述的具有基于涡流效应内冷通道的涡轮叶片采用铸造或3D打印方式制成。
4.根据权利要求1所述的具有基于涡流效应内冷通道的涡轮叶片，其特征在于：所述的多个冷却孔(5)在涡轮叶片本体上以交叉或沿涡轮叶片本体弯曲弧线排布的方式间隔设置。
5.根据权利要求4所述的具有基于涡流效应内冷通道的涡轮叶片，其特征在于：所述的具有基于涡流效应内冷通道的涡轮叶片采用铸造或3D打印方式制成。
6.根据权利要求4所述的具有基于涡流效应内冷通道的涡轮叶片，其特征在于：所述的多个冷却孔(5)在涡轮叶片本体上以交叉或沿涡轮叶片本体弯曲弧线排布的方式间隔设置。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112780357A (zh) * 2021-03-25 2021-05-11 中国民航大学 带有基于涡流效应气膜孔冷却结构的涡轮叶片

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN87101766A (zh) * 1986-02-04 1987-10-07 沃特·希伯特森 燃气轮机热负荷结构件的冷却方法、实施该方法的装置以及热负荷叶片的结构设置
CN101302940A (zh) * 2008-07-03 2008-11-12 西北工业大学 一种燃气涡轮冷却叶片
CN103967531A (zh) * 2013-02-01 2014-08-06 西门子公司 用于流体机械的、薄膜冷却的涡轮叶片
US20150068629A1 (en) * 2013-09-09 2015-03-12 General Electric Company Three-dimensional printing process, swirling device and thermal management process
CN104454171A (zh) * 2014-11-04 2015-03-25 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 一种航空发动机高温部件冷却方法

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN87101766A (zh) * 1986-02-04 1987-10-07 沃特·希伯特森 燃气轮机热负荷结构件的冷却方法、实施该方法的装置以及热负荷叶片的结构设置
CN101302940A (zh) * 2008-07-03 2008-11-12 西北工业大学 一种燃气涡轮冷却叶片
CN103967531A (zh) * 2013-02-01 2014-08-06 西门子公司 用于流体机械的、薄膜冷却的涡轮叶片
US20150068629A1 (en) * 2013-09-09 2015-03-12 General Electric Company Three-dimensional printing process, swirling device and thermal management process
CN104454171A (zh) * 2014-11-04 2015-03-25 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 一种航空发动机高温部件冷却方法

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112780357A (zh) * 2021-03-25 2021-05-11 中国民航大学 带有基于涡流效应气膜孔冷却结构的涡轮叶片

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