CN112780354A - 适用于涡轮叶片的尾缘劈缝冷却结构及方法、涡轮叶片 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种适用于涡轮叶片的尾缘劈缝冷却结构，包括分隔肋、叶片尾缘劈缝和壁面凹陷组，其中分隔肋设置在叶片尾缘劈缝的壁面上；两两分隔肋之间的空间形成叶片尾缘劈缝；叶片尾缘劈缝的壁面上布置有壁面凹陷组；壁面凹陷组包括多个壁面凹陷，壁面凹陷组包括多个壁面凹陷，至少一个壁面凹陷的延伸方向与分隔肋形成倾斜夹角；和/或，至少一个壁面凹陷的延伸方向与另一侧分隔肋形成倾斜夹角；当冷气流进入涡轮叶片尾缘，经由针肋沿冷气流动方向流经壁面凹陷产生螺旋形涡流，螺旋形涡流导向两侧的分隔肋。本发明通过在叶片尾缘劈缝上设置壁面凹陷，能够增强涡轮叶片尾缘劈缝的冷却性能和提高外部气膜冷却性能，有利于减少尾部冷却空气的用量。

Description

适用于涡轮叶片的尾缘劈缝冷却结构及方法、涡轮叶片
技术领域
本发明涉及涡轮叶片冷却技术领域，具体地，涉及一种适用于涡轮叶片的尾缘劈缝冷却结构及方法、涡轮叶片。
背景技术
现有的航空发动机和燃气轮机的涡轮叶片尾缘采用劈缝射流气膜冷却结构。涡轮叶片尾缘内部冷却通道由涡轮叶片压力侧壁面和吸力侧壁面，以及分隔肋构成，分隔肋是压力侧壁面在尾缘劈缝壁面上的延伸。
涡轮叶片尾缘劈缝是个难以冷却的部位，由于涡轮叶片设计要求气动高效率，涡轮叶片尾缘必需很薄，这导致在狭窄的涡轮叶片尾部内部很难布置复杂的内部冷却结构，尾缘冷却气流流量也受到限制。而涡轮叶片尾缘劈缝壁面受到压力面和吸力面两个侧面的加热，热负荷很大，必须依靠劈缝射流产生的气膜冷却以及对流冷却，对尾缘劈缝壁面进行热防护，从而保证涡轮叶片的工作寿命。
冷却空气从叶片内部的根部流入尾缘内部，并在涡轮叶片尾缘内部提供对流冷却。冷却空气经过尾缘内部冷却流道流动方向100后，从尾缘劈缝出气孔流出，并在尾缘劈缝表面形成气膜冷却。
如图4所示，常规的涡轮叶片尾缘结构的工作原理是冷气流120从叶片根部进气方向进入，冷气流经过冷气流动方向100的流动方向之后，从叶片尾缘劈缝14流出，也就在叶片尾缘劈缝14表面形成气膜冷却。这种冷气流动方向100不利于叶片尾缘劈缝14产生均匀的气膜出流102，从而产生较低的叶片尾缘劈缝14壁面上气膜冷却。
常规涡轮叶片尾缘结构出现的问题在于这种尾缘劈缝出口的冷气流动方向100是由于用于叶片尾缘冷却的冷气流由叶片根部沿径向进入，而劈缝出口方向是沿轴向所致，如图5所示。对于旋转的涡轮叶片，由于离心力的作用，尾缘劈缝冷气出流具有向着径向侧聚集的趋势，这就使得尾缘劈缝壁面冷气流动不均匀，并且产生回流涡101以及气膜冷却的不均匀性进一步变差。常规设计的尾缘劈缝表面气膜流动易受外部剪切流动的影响，降低了劈缝气膜冷却性能。涡轮叶片外部高温高速的燃气掠过尾缘，在劈缝表面产生强烈的剪切流动，产生非稳态涡流，并附着到劈缝表面，与劈缝表面的冷气流动发生相互作用。尾缘劈缝表面气膜流动易受该剪切流动和涡流的扰动，导致劈缝壁面温度上升并发生烧蚀，缩短了涡轮叶片的工作寿命。
经过检索，专利文献CN105545372A公开了一种在压力面具有台阶缝冷却结构的涡轮叶片，该冷却结构包括叶片基体、气膜缝、连接肋及阶梯面，其特征在于：由在叶片压力面基体上的内片和外片以及连接肋构成的阶梯状的缝气膜出流结构，可以使得冷却气沿叶片表面的切向方向出流。虽然该现有技术能在初期冷却的时候在叶片表面形成均匀一致的冷却气膜，但是随着使用仍然会存在尾缘劈缝表面气膜流动易受该剪切流动和涡流的扰动，产生明显流动分离，导致劈缝表面气膜冷却性能下降，使劈缝壁面温度上升并发生烧蚀，缩短了涡轮叶片的工作寿命。另外，该方案在尾缘劈缝表面设置肋增加了叶片重量，也增加了叶片外部主流的气动损失，会降低涡轮发动机的性能。
因此，亟需研发一种涡轮叶片既能够持续改善涡轮叶片尾缘冷却性能，又能对于提高涡轮发动机寿命和可靠性具有重要意义。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种适用于涡轮叶片的尾缘劈缝冷却结构及方法、涡轮叶片，通过在涡轮叶片尾缘劈缝壁面上布置凹陷，强化控制劈缝壁面流动，抑制外部主流产生的剪切流动对壁面气膜流动的破坏，提高壁面上气膜流动热防护能力。
根据本发明提供的一种适用于涡轮叶片的尾缘劈缝冷却结构，包括：分隔肋、叶片尾缘劈缝和壁面凹陷组，
其中，分隔肋设置在叶片尾缘劈缝的壁面上；
两两分隔肋之间的空间形成叶片尾缘劈缝；
叶片尾缘劈缝的壁面上布置有壁面凹陷组；
壁面凹陷组包括多个壁面凹陷，壁面凹陷组包括多个壁面凹陷，至少一个壁面凹陷的延伸方向与分隔肋形成倾斜夹角；和/或，至少一个壁面凹陷的延伸方向与另一侧分隔肋形成倾斜夹角；
当冷气流进入涡轮叶片尾缘，经由针肋沿冷气流动方向流经壁面凹陷产生螺旋形涡流，螺旋形涡流被导向两侧的分隔肋。
优选地，壁面凹陷成对设置呈“八”字形，依次排列于叶片尾缘劈缝的壁面上。
优选地，成对呈“八”字形设置的壁面凹陷紧贴设置或者间隔设置。
优选地，壁面凹陷交错排布，且壁面凹陷之间间隔设置。
优选地，壁面凹陷形状包括椭球形、长条形、跑道形或者卵形。
优选地，壁面凹陷组设置为两行，壁面凹陷组两行之间设置有中间流道，中间流道两侧设置有缓冲流道。
优选地，壁面凹陷将冷气流由叶片尾缘劈缝中间导向分隔肋尾部。
优选地，壁面凹陷将螺旋形涡流导向两侧的分隔肋边缘。
根据本发明提供的一种适用于涡轮叶片的尾缘劈缝冷却方法，使用上述的适用于涡轮叶片的尾缘劈缝冷却结构进行冷却。
根据本发明提供的一种涡轮叶片，包含上述的适用于涡轮叶片的尾缘劈缝冷却结构。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明通过在叶片尾缘劈缝上设置壁面凹陷，能够增强涡轮叶片尾缘劈缝的冷却性能和提高外部气膜冷却性能，有利于减少涡轮叶片尾部冷却空气的用量，并且有利于提高航空发动机和燃气轮机的热效率。
2、本发明通过在叶片尾缘劈缝上设置壁面凹陷，使得涡轮叶片尾缘劈缝部位具有均匀的冷却性能，并且不额外增加叶片重量，进一步满足涡轮叶片长寿命的要求。
3、本发明通过成对设置“八字形”的壁面凹陷或者间隔设置壁面凹陷，使得冷却通道形成中间流道和缓冲通道，其中中间流道能够产生高速的气流流动，有利于抑制主流和剪切流动对叶片尾缘劈缝壁面上气膜流动的侵扰。
4、本发明通过设置壁面凹陷后将壁面上产生的螺旋形涡流导向两侧的分隔肋边缘，改善了分隔肋的冷却性能和热防护。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明中的适用于涡轮叶片尾缘劈缝冷却结构的整体结构示意图；
图2为本发明中的适用于涡轮叶片尾缘劈缝冷却结构中的气流流动方向示意图；
图3为本发明中的另一个适用于涡轮叶片尾缘劈缝冷却结构的整体结构示意图；
图4为常规的涡轮叶片尾缘结构的整体结构示意图；
图5为常规的涡轮叶片尾缘结构中的气流流动方向示意图。
图中：
Figure BDA0002932260000000041
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
如图1-3所示，本发明提供了一种适用于涡轮叶片尾缘劈缝冷却结构，包括分隔肋13、分隔肋边缘131、叶片尾缘劈缝14、分隔肋尾部15、壁面凹陷16、劈缝入口17、缓冲流道112和中间流道115。
其中，分隔肋13设置在叶片尾缘劈缝14的壁面上；两两分隔肋13之间的空间形成叶片尾缘劈缝14；叶片尾缘劈缝14的壁面上布置有壁面凹陷组；壁面凹陷组包括多个壁面凹陷16，壁面凹陷组包括多个壁面凹陷16，至少一个壁面凹陷16的延伸方向与分隔肋13形成倾斜夹角；和/或，至少一个壁面凹陷16的延伸方向与另一侧分隔肋13形成倾斜夹角。
当冷气流120进入涡轮叶片尾缘10，经由针肋20沿冷气流动方向100流经壁面凹陷16产生螺旋形涡流110，螺旋形涡流110被导向两侧的分隔肋13。
进一步来说，如图2所示，壁面凹陷组设置为两行，壁面凹陷组两行之间设置有中间流道115，中间流道两侧设置有缓冲流道112，经过缓冲流道112流出的冷气流120能够将冷却流体导向叶片尾缘劈缝14两侧，从而使叶片尾缘劈缝14壁面上的冷却流体流动分布更均匀，从而获得更好的涡轮叶片尾缘劈缝冷却效果。经过中间流道115流出的冷气流120会加速，获得更大的冷气出流动能，能够避免主流剪切扰动，从而得到叶片尾缘劈缝14表面更好的气膜冷却。
更进一步来说，由于布置在叶片尾缘劈缝14上的壁面凹陷16会在壁面上产生螺旋形涡流110，壁面凹陷16将螺旋形涡流110导向两侧的分隔肋边缘131，从而起到改善分隔肋13的冷却性能和热防护的作用。主要是为了解决叶片尾缘劈缝14处的分隔肋边缘131易产生流动失稳，产生复杂涡流和高湍动能流动，在分隔肋13表面产生高传热区和高温区，并破坏叶片尾缘劈缝14的表面气膜流动，降低气膜冷却性能，从而影响叶片尾缘寿命的现有问题。
并且加之，常规涡轮叶片尾缘结构中的存在分隔肋13的下游变薄，并且分隔肋尾部15存在较低的气膜冷却效率的问题，因为从叶片尾缘劈缝14流出的冷却气流沿流向运动，并不断扩散至上方的主流，冷却气流难以扩散到达分隔肋13的尾部区域。那么在本发明中壁面凹陷16将冷气流120由叶片尾缘劈缝14中间导向分隔肋尾部15，从而提高涡轮叶片尾缘10区域的气膜覆盖和气膜冷却性能。
本发明通过在涡轮叶片尾缘劈缝14的壁面上布置倾斜的壁面凹陷16，强化控制叶片尾缘劈缝14壁面的流动，抑制外部主流产生的剪切流动对壁面气膜流动的破坏，提高壁面上气膜流动热防护能力。
本发明中的变化例，作进一步说明。
如图1所示，如基于上述实施例，本发明中的壁面凹陷16成对设置呈“八”字形，依次排列于叶片尾缘劈缝14的壁面上；成对呈“八”字形设置的壁面凹陷16紧贴设置或者间隔设置。壁面凹陷16成对地各自指向相邻近的两侧分隔肋13。
如图3所示，基于上述实施例，本发明中的壁面凹陷16交错排布，且壁面凹陷16之间间隔设置。
基于上述实施例，本发明中的壁面凹陷16的形状包括椭球形、长条形、跑道形或者卵形。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (10)

1.一种适用于涡轮叶片的尾缘劈缝冷却结构，其特征在于，包括：分隔肋(13)、叶片尾缘劈缝(14)和壁面凹陷组，
所述分隔肋(13)设置在所述叶片尾缘劈缝(14)的壁面上；
所述两两分隔肋(13)之间的空间形成所述叶片尾缘劈缝(14)；
所述叶片尾缘劈缝(14)的壁面上布置有壁面凹陷组；
所述壁面凹陷组包括多个壁面凹陷(16)，所述壁面凹陷组包括多个壁面凹陷(16)，至少一个壁面凹陷(16)的延伸方向与所述分隔肋(13)形成倾斜夹角；和/或，至少一个壁面凹陷(16)的延伸方向与另一侧分隔肋(13)形成倾斜夹角；
当冷气流(120)进入涡轮叶片尾缘(10)，经由针肋(20)沿冷气流动方向(100)流经壁面凹陷(16)产生螺旋形涡流(110)，所述螺旋形涡流(110)被导向两侧的分隔肋(13)。
2.根据权利要求1所述的适用于涡轮叶片的尾缘劈缝冷却结构，其特征在于，所述壁面凹陷(16)成对设置呈“八”字形，依次排列于所述叶片尾缘劈缝(14)的壁面上。
3.根据权利要求2所述的适用于涡轮叶片的尾缘劈缝冷却结构，其特征在于，成对呈“八”字形设置的壁面凹陷(16)紧贴设置或者间隔设置。
4.根据权利要求1所述的适用于涡轮叶片的尾缘劈缝冷却结构，其特征在于，所述壁面凹陷(16)交错排布，且所述壁面凹陷(16)之间间隔设置。
5.根据权利要求1所述的适用于涡轮叶片的尾缘劈缝冷却结构，其特征在于，所述壁面凹陷(16)的形状包括椭球形、长条形、跑道形或者卵形。
6.根据权利要求1所述的适用于涡轮叶片的尾缘劈缝冷却结构，其特征在于，所述壁面凹陷组设置为两行，所述壁面凹陷组两行之间设置有中间流道(115)，所述中间流道(115)两侧设置有缓冲流道(112)。
7.根据权利要求1所述的适用于涡轮叶片的尾缘劈缝冷却结构，其特征在于，所述壁面凹陷(16)将冷气流(120)由所述叶片尾缘劈缝(14)中间导向分隔肋尾部(15)。
8.根据权利要求1所述的适用于涡轮叶片的尾缘劈缝冷却结构，其特征在于，所述壁面凹陷(16)将螺旋形涡流(110)导向两侧的分隔肋边缘(131)。
9.一种适用于涡轮叶片的尾缘劈缝冷却方法，其特征在于，使用权利要求1-8中任一项所述的适用于涡轮叶片的尾缘劈缝冷却结构进行冷却。
10.一种涡轮叶片，其特征在于，包含权利要求1-8中任一项所述的适用于涡轮叶片的尾缘劈缝冷却结构。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114017133A (zh) * 2021-11-12 2022-02-08 中国航发沈阳发动机研究所 一种冷却式变几何低压涡轮导向叶片

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20060099073A1 (en) * 2004-11-05 2006-05-11 Toufik Djeridane Aspherical dimples for heat transfer surfaces and method
US20140219815A1 (en) * 2012-02-15 2014-08-07 United Technologies Corporation Multi-lobed cooling hole
US20170211393A1 (en) * 2014-08-01 2017-07-27 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine aerofoil trailing edge
CN107269319A (zh) * 2017-06-01 2017-10-20 西北工业大学 一种带有球面凹坑的涡轮叶片尾缘扰流半劈缝冷却结构
CN110748384A (zh) * 2019-11-29 2020-02-04 大连理工大学 一种涡轮叶片尾缘折线式排气劈缝结构

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7575414B2 (en) * 2005-04-01 2009-08-18 General Electric Company Turbine nozzle with trailing edge convection and film cooling
US7766615B2 (en) * 2007-02-21 2010-08-03 United Technlogies Corporation Local indented trailing edge heat transfer devices
US9017027B2 (en) * 2011-01-06 2015-04-28 Siemens Energy, Inc. Component having cooling channel with hourglass cross section
US10260354B2 (en) * 2016-02-12 2019-04-16 General Electric Company Airfoil trailing edge cooling

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20060099073A1 (en) * 2004-11-05 2006-05-11 Toufik Djeridane Aspherical dimples for heat transfer surfaces and method
US20140219815A1 (en) * 2012-02-15 2014-08-07 United Technologies Corporation Multi-lobed cooling hole
US20170211393A1 (en) * 2014-08-01 2017-07-27 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine aerofoil trailing edge
CN107269319A (zh) * 2017-06-01 2017-10-20 西北工业大学 一种带有球面凹坑的涡轮叶片尾缘扰流半劈缝冷却结构
CN110748384A (zh) * 2019-11-29 2020-02-04 大连理工大学 一种涡轮叶片尾缘折线式排气劈缝结构

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114017133A (zh) * 2021-11-12 2022-02-08 中国航发沈阳发动机研究所 一种冷却式变几何低压涡轮导向叶片
CN114017133B (zh) * 2021-11-12 2023-07-07 中国航发沈阳发动机研究所 一种冷却式变几何低压涡轮导向叶片

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