CN113090334A - 一种用于涡轮叶片的前后孔分流式气膜喷射结构 - Google Patents
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Abstract
本发明一种用于涡轮叶片的前后孔分流式气膜喷射结构，属于燃气轮机涡轮叶片的冷却技术领域；包括气膜孔板，及设置于其上的若干圆柱气膜孔，在所述圆柱气膜孔的冷气通道中部设置一个沿流向延伸的圆柱气膜孔，圆柱气膜孔的孔径D2小于圆柱气膜孔的孔径D1；圆柱气膜孔与圆柱气膜孔的中心线夹角β小于圆柱气膜孔的流向倾角α；本发明的前后孔分流式气膜喷射结构解决普通了气膜孔冷却效率沿流向急剧下降的问题，取得了提高孔后冷却效率分布均匀度的有益效果。
Description
技术领域
本发明属于燃气轮机涡轮叶片的冷却技术领域，具体涉及一种用于涡轮叶片的前后孔分流式气膜喷射结构。
背景技术
随着现代高性能发动机的不断发展，发动机的涡轮前温度也越来越高，超过了叶片的材料熔点，因此研发先进高效的冷却技术十分重要。目前，气膜冷却是航空发动机中的主要冷却技术之一。气膜冷却的原理是在冷却壁面上布置气膜孔，冷气以一定的入射角从气膜孔中喷出与高温主流掺混，冷气射流在主流流动抑制和摩擦力的作用下向下弯曲，附着在壁面附近形成一层温度较低的冷气气膜。气膜一方面将壁面与高温燃气隔离，避免壁面与高温燃气直接接触，另一方面气膜也带走了一部分壁面的热量，大大降低了壁面温度，可以对高温壁面起到极好的保护作用。
离散圆柱气膜孔由于加工简单，对高温部件的破坏较小而在早期被广泛应用，但是随着涡轮前进口温度的不断提升，圆柱气膜孔的冷却效果已经不能满足冷却要求，因此研究者提出了一些异型气膜孔并进行了广泛而深入的研究。1974年Goldstein等人(Effects of Hole Geometry and Density on Three-Dimensional FilmCooling.Journal of Heat Mass Transfer,1974,17(1):595-607.)在平板上测量了展向扩张角为10°的扇形孔下游的冷却效率，结果显示相对于传统的圆柱形孔，扇形孔的气膜覆盖范围在展向要大得多，平均冷却效率也得到了大幅度的提高。2001年Sargison等人(AConverging Slot-Hole Film Cooling Geometry Part 1:Low-Speed Flat Plate HeatTransfer and Loss.ASME Paper 2001-GT-0126.)提出了一种收缩扩张孔相对于普通的圆柱孔和扇形孔在大吹风比时具有明显的冷却效果优势。2002年Bunker等人(Film CoolingEffectiveness Due to Discrete Holes Within a Transverse Surface Slot.ASMEPaper GT-2002-30178)提出了一种横槽孔，使气膜冷却效率在平板上提升了50％～75％，可以媲美常见的扇形孔。但是现有气膜孔的冷却效率分布特点是沿流向逐渐下降，导致在远孔区域的冷却效率偏低。
发明内容
要解决的技术问题：
为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种用于涡轮叶片的前后孔分流式气膜喷射结构，通过分叉结构的气膜孔解决了现有远孔区域的冷却效率偏低的问题。提高远孔区域的冷却效率，并提高气膜孔整体平均的冷却效率，具体结构以及流动方式如附图1所示。
本发明的技术方案是：一种用于涡轮叶片的前后孔分流式气膜喷射结构，包括气膜孔板1，及设置于其上的若干圆柱气膜孔2，其特征在于：在所述圆柱气膜孔2的冷气通道中部设置一个沿流向延伸的圆柱气膜孔3，圆柱气膜孔3的孔径D2小于圆柱气膜孔2的孔径D1；圆柱气膜孔2与圆柱气膜孔3的中心线夹角β小于圆柱气膜孔2的流向倾角α；
其中，圆柱气膜孔2和圆柱气膜孔3的出口都在冷却壁面上，即气膜孔板1的外壁面上，且相邻圆柱气膜孔2和圆柱气膜孔3的展向间距S均相同；圆柱气膜孔2和圆柱气膜孔3的中心线的交点到气膜孔板1内壁面的距离为P。
本发明的进一步技术方案是：所述圆柱气膜孔2的直径D1的取值范围是0.5～2.0mm。
本发明的进一步技术方案是：所述圆柱气膜孔2的流向倾角α的取值范围是30°～60°。
本发明的进一步技术方案是：所述圆柱气膜孔3的直径D2的取值范围是0.35D1～0.65D1。
本发明的进一步技术方案是：所述圆柱气膜孔2与圆柱气膜孔3的中心线夹角β的取值范围为15°～45°，小于流向倾角α。
本发明的进一步技术方案是：所述圆柱气膜孔2的展向间距S与圆柱气膜孔3的展向间距相同，取值范围为2D1-5D1。
本发明的进一步技术方案是：所述气膜孔板1的厚度H取值范围为2D1～6D1。
本发明的进一步技术方案是：所述圆柱气膜孔2和圆柱气膜孔3的中心线交点到气膜孔板1内壁面的距离P取值范围为1D1～4D1，其中圆柱气膜孔2和圆柱气膜孔3的中心线位于同一平面上，没有展向倾角。
一种采用前后孔分流式气膜喷射结构的涡轮导叶，其特征在于：在涡轮导叶的压力面布置有若干压力面前后分流式气膜孔4，其吸力面布置有若干吸力面前后分流式气膜孔5，冷却气流由内冷却通道6提供；其中压力面前后分流式气膜孔4和吸力面前后分流式气膜孔5均是由圆柱气膜孔2与圆柱气膜孔3构成的前后分流式气膜孔结构。
有益效果
本发明的有益效果在于：
第一，本发明的气膜孔结构从大孔径气膜孔2内通道延伸出一个小孔径气膜孔3，由于小孔径气膜孔3的孔倾角小于大孔径气膜孔2的孔倾角，因此两种气膜孔的两股冷气的夹角为一锐角β，锐角β在15°～45°的范围内可以将一部分大孔径气膜孔通道内的冷却气流经过小孔径气膜孔通道导到气膜孔下游区域并增加该区域的冷却效率，从而解决普通气膜孔冷却效率沿流向急剧下降的问题，取得了提高孔后冷却效率分布均匀度的有益效果。如图5所示，在X>0.13的位置，原始圆柱型气膜孔的平均冷却效率已经衰退到0.1左右了，但是本发明的气膜孔的平均冷却效率保持在0.2左右，说明该气膜孔结构确实能显著提高远孔区域的冷却效率。
第二，本发明的气膜孔结构中大孔径气膜孔通道内的延伸出的小孔径气膜孔结构会导走一部分冷却气流导致孔内冷却气流的流动状态发生改变，从气膜孔出口流出的冷却气流的动量会减少，根据主流和二次流摩擦碰撞理论，小动量冷却气流在主流的作用下更容易贴附壁面，降低冷却气流的穿透性，因此气膜孔前后分流结构解决了冷却气流吹离壁面不能很好地冷却孔出口附近地问题，取得了提高气膜贴壁性从而提高冷却效率的有益效果。如图6所示，在X/D＝0的气膜孔出口位置，原始圆柱型气膜孔的平均冷却效率在0.15左右，而本发明的气膜孔的平均冷却效率在0.25左右，说明该气膜孔结构下大孔径气膜开孔后，气膜冷却效率不仅没有因为冷气量的减小而削弱，反而因为贴壁性增强而显著提升。
附图说明
图1是本发明前后分流式气膜孔局部结构图；
图2是本发明前后分流式气膜孔俯视图；
图3是本发明前后分流式气膜孔剖视图；
图4是本发明前后分流式气膜孔结构位置示意图；
图5是本发明圆柱孔和前后分流式气膜孔气膜冷却效率分布云图；
图6是本发明前后分流式气膜孔展向平均气膜冷却效率流向曲线图；
附图标记说明：1、气膜孔板；2、圆柱气膜孔；3、圆柱气膜孔；4、压力面前后分流式气膜孔；5、吸力面前后分流式气膜孔；6、内冷通道；A、主流燃气；B、大孔径气膜孔冷却气流；C、小孔径气膜孔冷却气流；D、大孔径气膜孔冷气出流；E、小孔径气膜孔冷气出流；E、与冷气掺混后的主流燃气；D1、大孔径气膜孔直径；D2、小孔径气膜孔直径；α、大孔径气膜孔流向倾角；β、大孔径气膜孔中心线和小孔径气膜孔中心线的夹角；H、气膜孔板厚度；P、中心线交点到内壁面的距离；S、气膜孔展向间距。
具体实施方式
下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
参照图1所示，本发明一种用于涡轮叶片的前后孔分流式气膜喷射结构，在大孔径D1圆柱气膜孔2的冷气通道中部设置一个沿流向延伸的小孔径D2圆柱气膜孔3。圆柱气膜孔2和圆柱气膜孔3出口都在冷却壁面上。圆柱气膜孔2和圆柱气膜孔3的展向间距S相同。圆柱气膜孔2与圆柱气膜孔3的夹角β小于圆柱气膜孔2的流向倾角α。圆柱气膜孔2和圆柱气膜孔3都没有展向倾角，其中心线在同一平面上。圆柱气膜孔2中心线和圆柱气膜孔3中心线的交点到内壁面的距离为P。
前后分流式气膜孔的结构要求：
1、圆柱气膜孔2直径D1的取值范围为0.5～2.0mm，流向倾角α的取值范围为30°～60°；
2、气膜孔3直径D2的取值范围为0.35D1～0.65D1，圆柱气膜孔2中心线和圆柱气膜孔3中心线的夹角为β，其取值范围为15°～45°,且小于流向倾角α；
3、圆柱气膜孔2的展向间距S与圆柱气膜孔3的展向间距相同，取值范围为2D1-5D1。圆柱气膜孔厚度H的取值范围为2D1～6D1。圆柱气膜孔2中心线和圆柱气膜孔3中心线的交点到底部的距离为P，其取值范围为1D1～4D1，其中圆柱气膜孔2中心线和圆柱气膜孔3中心线在同一平面上。
冷却原理分析：
冷却气流B从气膜孔2进口注入，由于气膜孔2冷气通道中部设置了一个气膜孔3，冷却气流B在压力作用下分出一部分冷却气流C进入气膜孔3的通道中。冷却气流B继续沿着一定倾角从气膜孔2的出口流出，在主流燃气A摩擦影响的作用下弯转并沿下游流动覆盖壁面形成冷却气膜D，主流燃气A与冷却气膜掺混形成主流燃气F。冷却气流C继续沿着一定倾角从气膜孔3的出口流出，由于气膜孔2与气膜孔3的夹角β小于气膜孔2的流向倾角α，气膜孔3的出口必位于气膜孔2出口的下游区域，在主流燃气F摩擦影响的作用下弯转并沿下游流动覆盖壁面形成冷却气膜E。冷却气膜D沿下游发展时逐渐与主流燃气掺混，导致冷却效率沿流向逐渐下降，并且由于冷却气流B从气膜孔2出口流出时动量较大，与主流掺混较为剧烈，因此冷却效率在上游急剧下降，导致冷却效率在下游远小于上游。在吹风比较大的时候冷却气流B可能会穿过主流燃气A的边界层，导致气膜孔2出口区域的冷效效率极低，并产生极强的掺混，进一步削弱冷却效率。通过将一部分冷却气流C引入气膜孔3，一方面可以从气膜孔3出口重新形成冷却气膜E，能够很好地冷却普通气膜孔下游区域，提高气膜冷效分布均匀度；另一方面可以减小冷却气流B的动量，在大吹风比的情况下，可以避免冷却气流B穿过主流燃气A的边界层，提高冷却气膜D的贴壁性，进而提高气膜冷却效率；在小吹风比的情况下，虽然冷却气膜D的冷却效率可能略有减小，但是由于气膜孔相交位置的压力较小，导出的冷却气流流量较小，冷却气膜D冷却效率的减小也较小，并不能抵消冷却气膜E带来的冷却效率增加，导致整个冷却区域的平均冷却效率和冷却效率分布均匀性都增加。
参阅附图1、图2、图3，图4，图5，图6对前后分流式气膜孔的具体实施案例作详细介绍。
实施例一：
本实施例是涡轮导叶上的前后分流式气膜孔结构。在涡轮导叶的压力面布置前后分流式气膜孔4，吸力面布置前后分流式气膜孔5，冷却气流由内冷却通道6提供，其特征在于：在位于气膜孔板1上的大孔径气膜孔2冷气通道中部，设置沿流向延伸的小孔径气膜孔3，大孔径气膜孔2和小孔径气膜孔3组合形成前后分流式气膜孔结构。
气膜孔2直径D1为0.5mm，流向倾角α为60°。
气膜孔3直径D2为0.3mm，中心线与气膜孔2中心线夹角β为40°。
气膜孔2和气膜孔3有相同的展向间距S，取值为2mm。气膜孔2和气膜孔3的中心线在垂直于内壁面的同一平面中，其交点距内壁面的距离为1.0mm。气膜孔2出口距内壁面的距离为2.0mm。
本实施例中，气膜孔2的流向倾角α为60°，在其取值范围内属于较大的值，此时，冷却气流B的法向速度较大，气膜孔2内靠近气膜孔3的内壁面的压力较低，气膜孔3导走的冷气量较少，不会明显减少冷气出流D。适用于吹风比较低的情况的冷却，此时即不会减低气膜孔2近孔区域的冷却效率，还可以提高远孔区域的冷却效率，总体来说整个冷却区域的冷却效果增强。相比于传统圆柱孔结构，实施例一的平均气膜冷却效率提高了100％，见表1。
实施例二：
本实施例是涡轮导叶上的前后分流式气膜孔结构。在涡轮导叶的压力面布置前后分流式气膜孔4，吸力面布置前后分流式气膜孔5，冷却气流由内冷却通道6提供，其特征在于：在位于气膜孔板1上的大孔径气膜孔2冷气通道中部，设置沿流向延伸的小孔径气膜孔3，大孔径气膜孔2和小孔径气膜孔3组合形成前后分流式气膜孔结构。
气膜孔2直径D1为0.5mm，流向倾角α为30°。
气膜孔3直径D2为0.3mm，中心线与气膜孔2中心线夹角β为15°。
气膜孔2和气膜孔3有相同的展向间距S，取值为2mm。气膜孔2和气膜孔3的中心线在垂直于内壁面的同一平面中，其交点距内壁面的距离为0.6mm。气膜孔2出口距内壁面的距离为1.3mm。
本实施例中，气膜孔2的流向倾角α为30°，在其取值范围内属于较小的值，此时，冷却气流B的法向速度较小，流向速度较大，气膜孔2内靠近气膜孔3的内壁面的压力较高，气膜孔3导走的冷气量较多，会明显减少冷气出流D的动量，适用于吹风比较高的情况的冷却。此时冷气出流D由于动量减小导致穿透性减小，贴壁性增加，同时较小的流向倾角也会提高冷气出流的贴壁性，因此大吹风比下冷气吹离壁面导致冷却效率急剧下降的情况将极大地改善。另一方面，由于气膜孔3导走地冷气量较多，气膜孔2远孔区域地冷却效率将得到极大地提高。同时由于流向倾角较小，冷气出流D和E的流向速度都较大，因此冷气的流向覆盖范围更广。总体来说整个冷却区域的冷却效果和冷却范围都增强。相比于传统圆柱孔结构，实施例一的平均气膜冷却效率提高了130％，见表1。
表1实施例与圆柱孔模型数值计算方法
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。
Claims (9)
1.一种用于涡轮叶片的前后孔分流式气膜喷射结构，包括气膜孔板(1)，及设置于其上的若干圆柱气膜孔(2)，其特征在于：在所述圆柱气膜孔(2)的冷气通道中部设置一个沿流向延伸的圆柱气膜孔(3)，圆柱气膜孔(3)的孔径D2小于圆柱气膜孔(2)的孔径D1；圆柱气膜孔(2)与圆柱气膜孔(3)的中心线夹角β小于圆柱气膜孔(2)的流向倾角α；
其中，圆柱气膜孔(2)和圆柱气膜孔(3)的出口都在冷却壁面上，即气膜孔板(1)的外壁面上，且相邻圆柱气膜孔(2)和圆柱气膜孔(3)的展向间距S均相同；圆柱气膜孔(2)和圆柱气膜孔(3)的中心线的交点到气膜孔板(1)内壁面的距离为P。
2.根据权利要求1所述用于涡轮叶片的前后孔分流式气膜喷射结构，其特征在于：所述圆柱气膜孔(2)的直径D1的取值范围是0.5～2.0mm。
3.根据权利要求1所述用于涡轮叶片的前后孔分流式气膜喷射结构，其特征在于：所述圆柱气膜孔(2)的流向倾角α的取值范围是30°～60°。
4.根据权利要求1所述用于涡轮叶片的前后孔分流式气膜喷射结构，其特征在于：所述圆柱气膜孔(3)的直径D2的取值范围是0.35D1～0.65D1。
5.根据权利要求1所述用于涡轮叶片的前后孔分流式气膜喷射结构，其特征在于：所述圆柱气膜孔(2)与圆柱气膜孔(3)的中心线夹角β的取值范围为15°～45°，小于流向倾角α。
6.根据权利要求1所述用于涡轮叶片的前后孔分流式气膜喷射结构，其特征在于：所述圆柱气膜孔(2)的展向间距S与圆柱气膜孔(3)的展向间距相同，取值范围为2D1-5D1。
7.根据权利要求1所述用于涡轮叶片的前后孔分流式气膜喷射结构，其特征在于：所述气膜孔板(1)的厚度H取值范围为2D1～6D1。
8.根据权利要求1所述用于涡轮叶片的前后孔分流式气膜喷射结构，其特征在于：所述圆柱气膜孔(2)和圆柱气膜孔(3)的中心线交点到气膜孔板(1)内壁面的距离P取值范围为1D1～4D1，其中圆柱气膜孔(2)和圆柱气膜孔(3)的中心线位于同一平面上，没有展向倾角。
9.一种采用权利要求1所述前后孔分流式气膜喷射结构的涡轮导叶，其特征在于：在涡轮导叶的压力面布置有若干压力面前后分流式气膜孔(4)，其吸力面布置有若干吸力面前后分流式气膜孔(5)，冷却气流由内冷却通道6提供；其中压力面前后分流式气膜孔(4)和吸力面前后分流式气膜孔(5)均是由圆柱气膜孔(2)与圆柱气膜孔(3)构成的前后分流式气膜孔结构。
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| CN (1) | CN113090334A (zh) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114046180A (zh) * | 2021-11-02 | 2022-02-15 | 西北工业大学 | 一种利用旋流的组合孔气膜冷却结构 |
| CN115898554A (zh) * | 2023-03-09 | 2023-04-04 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 涡轮叶片的气膜孔结构 |
Citations (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0571302A (ja) * | 1991-03-01 | 1993-03-23 | General Electric Co <Ge> | タービン翼形部のフイルム冷却構造 |
| CN101832181A (zh) * | 2010-03-25 | 2010-09-15 | 北京航空航天大学 | 带抑涡支孔结构的新型气膜孔 |
| CN201650376U (zh) * | 2010-03-26 | 2010-11-24 | 沈阳航空工业学院 | 应用于涡轮叶片气膜冷却技术的单入口-双出口孔结构 |
| CN103437889A (zh) * | 2013-08-06 | 2013-12-11 | 清华大学 | 一种用于燃气涡轮发动机冷却的分支气膜孔结构 |
| JP2016211458A (ja) * | 2015-05-11 | 2016-12-15 | 株式会社Ihi | タービン翼 |
| CN106640216A (zh) * | 2017-01-05 | 2017-05-10 | 河北工业大学 | 一种气膜冷却孔型结构 |
| CN107060894A (zh) * | 2017-06-15 | 2017-08-18 | 中国科学院工程热物理研究所 | 树杈型气膜孔结构 |
| US20170335692A1 (en) * | 2016-05-20 | 2017-11-23 | United Technologies Corporation | Refractory metal core and components formed thereby |
| CN107701240A (zh) * | 2017-11-27 | 2018-02-16 | 中国科学院工程热物理研究所 | 一种气冷涡轮的分支气膜孔结构 |
| CN109736897A (zh) * | 2019-01-04 | 2019-05-10 | 西北工业大学 | 一种用于涡轮叶片的交叉型y气膜孔冷却结构 |
| CN109763868A (zh) * | 2019-03-13 | 2019-05-17 | 北京航空航天大学 | 一种新型分叉气膜孔 |
-
2021
- 2021-04-23 CN CN202110439436.0A patent/CN113090334A/zh active Pending
Patent Citations (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0571302A (ja) * | 1991-03-01 | 1993-03-23 | General Electric Co <Ge> | タービン翼形部のフイルム冷却構造 |
| CN101832181A (zh) * | 2010-03-25 | 2010-09-15 | 北京航空航天大学 | 带抑涡支孔结构的新型气膜孔 |
| CN201650376U (zh) * | 2010-03-26 | 2010-11-24 | 沈阳航空工业学院 | 应用于涡轮叶片气膜冷却技术的单入口-双出口孔结构 |
| CN103437889A (zh) * | 2013-08-06 | 2013-12-11 | 清华大学 | 一种用于燃气涡轮发动机冷却的分支气膜孔结构 |
| JP2016211458A (ja) * | 2015-05-11 | 2016-12-15 | 株式会社Ihi | タービン翼 |
| US20170335692A1 (en) * | 2016-05-20 | 2017-11-23 | United Technologies Corporation | Refractory metal core and components formed thereby |
| CN106640216A (zh) * | 2017-01-05 | 2017-05-10 | 河北工业大学 | 一种气膜冷却孔型结构 |
| CN107060894A (zh) * | 2017-06-15 | 2017-08-18 | 中国科学院工程热物理研究所 | 树杈型气膜孔结构 |
| CN107701240A (zh) * | 2017-11-27 | 2018-02-16 | 中国科学院工程热物理研究所 | 一种气冷涡轮的分支气膜孔结构 |
| CN109736897A (zh) * | 2019-01-04 | 2019-05-10 | 西北工业大学 | 一种用于涡轮叶片的交叉型y气膜孔冷却结构 |
| CN109763868A (zh) * | 2019-03-13 | 2019-05-17 | 北京航空航天大学 | 一种新型分叉气膜孔 |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114046180A (zh) * | 2021-11-02 | 2022-02-15 | 西北工业大学 | 一种利用旋流的组合孔气膜冷却结构 |
| CN114046180B (zh) * | 2021-11-02 | 2024-01-30 | 西北工业大学 | 一种利用旋流的组合孔气膜冷却结构 |
| CN115898554A (zh) * | 2023-03-09 | 2023-04-04 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 涡轮叶片的气膜孔结构 |
| 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 |
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