CN113107610B - 一种贯穿缝型的半劈缝尾缘冷却结构及涡轮叶片 - Google Patents

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Abstract

本发明提出一种贯穿缝型的半劈缝尾缘冷却结构，设置在涡轮叶片尾缘区域，通过将涡轮叶片尾缘压力面的部分壁面切去，只保留吸力面一侧的壁面以及设置若干分隔肋而形成；在分隔肋上开有沿冷却气流流向的贯穿缝；贯穿缝的中心线与尾缘冷气进气腔的中心线平行。本发明针对分隔肋的冷却需求，在分隔肋上开有矩形冷却孔，冷却气流在尾缘冷气腔出口处分成两部分，主体部分经出流缝冷却劈缝表面，剩余部分通过矩形冷却孔，冷却气流与分隔肋内部的对流换热冷却分隔肋，同时也增强与尾缘吸力面内壁面的内部换热，增强分隔肋处与吸力面侧的换热强度，提高尾缘的整体综合冷却效果。同时，本发明采用的分隔肋冷却孔结构简单，便于加工，具有较好的可实施性。

Description

一种贯穿缝型的半劈缝尾缘冷却结构及涡轮叶片
技术领域
本发明属于燃气轮机涡轮叶片冷却技术领域，具体地说，涉及一种贯穿缝型的半劈缝尾缘冷却结构。
背景技术
不加力超声速巡航是第四代战斗机最重要的技术特征之一，要实现这一技术，涡轮前温度需要进一步提高。与前代战斗机相比，第四代战斗机的热负荷会有较为明显的增加，因此高效的冷却系统设计受到越来越多的重视。涡轮叶片尾缘作为典型的狭缝冷却区域，在此进行冷却设计是最具挑战的，因为尾缘区域相对较小且较薄，压力面和吸力面热负荷均较大。因此，随着燃气温度的大幅提升，寻求冷却效果更佳的冷却结构是设计涡轮叶片尾缘区域传热与冷却技术的重要前提。
半劈缝冷却结构是将叶片尾缘压力面的部分壁面切去，只保留吸力面侧的壁面以及若干分隔肋，从而将原来的全缝式内部冷却结构变为若干切向出流缝，冷气从切向缝中喷射出覆盖在半劈缝壁面上形成冷却气膜，该种结构在确保尾缘完整性和空气动力学的需求的同时，可有效增强冷却性能。
在文献“直肋对扩张型尾缘半劈缝气膜冷却特性影响的实验研究”(推进技术，2020年，第9期，2077-2087页)中，作者使用压力敏感漆技术和瞬态热色液晶测量技术实验研究了直肋对扩张型尾缘半劈缝表面的绝热气膜效率和对流换热系数的影响，研究结果表明直肋型尾缘半劈缝冷却结构可有效提升1.45～2倍的壁面热流密度，有效提升尾缘区域的综合冷却效果。
尽管在劈缝表面布置直肋可以增强叶片尾缘的换热系数，但日渐提高的涡轮前温度对叶片尾缘的冷却设计提出了更高的要求。分隔肋作为尾缘半劈缝的重要部分，一方面可以保持唇板上主流流动的连续性，减少气动损失，但另一方面由于分隔肋向后方的延伸强化了对缝出口冷气的整流作用，使得冷气难以向肋上方扩散，导致其表面的气膜冷却效率偏低，极易产生烧蚀现象，而目前对叶片尾缘气膜冷却的研究主要针对尾缘半劈缝表面，缺少对分隔肋冷却的研究。因此发展和创新涡轮叶片尾缘高效冷却结构，需要考虑尾缘半劈缝结构的分隔肋的冷却效果。
发明内容
针对现有技术中尾缘冷却结构的设计阶段忽略了对分隔肋表面的冷却，对尾缘近吸力面侧的冷却不够完善导致分隔肋表面的冷却效率较低的问题，本发明提出一种贯穿缝型的半劈缝尾缘冷却结构。
本发明的技术方案为：
一种贯穿缝型的半劈缝尾缘冷却结构，设置在涡轮叶片尾缘区域，通过将涡轮叶片尾缘压力面的部分壁面切去，只保留吸力面一侧的壁面以及设置若干分隔肋而形成；
其特征在于：
在所述分隔肋上开有沿冷却气流流向的贯穿缝；所述贯穿缝的中心线与尾缘冷气进气腔的中心线平行。
进一步的，尾缘冷却气流在流出尾缘冷气腔后，冷却气流从出流缝中喷射出，覆盖在半劈缝壁面上形成冷却气膜；另外尾缘冷却气流也流入贯穿缝，通过内部换热将分隔肋与尾缘近吸力面侧壁面内的热量导出，从而起到冷却分隔肋与尾缘吸力面的作用。
进一步的，在冷却气流流出贯穿缝时，通过缝外冷气喷射冷却分隔肋外表面。
进一步的，所述贯穿缝采用矩形冷却孔形式，且在矩形孔内上下壁面布置有等距分布的直肋；在矩形冷却孔内部布置直肋的情况下，冷却气流流经冷却孔时在直肋后方靠近壁面处形成流动涡，可以增强内部对流换热效果。
进一步的，半劈缝尾缘冷却结构的尾缘冷气进气腔高度h1的取值范围为0.3～0.8mm，尾缘冷气进气腔宽度l1与尾缘冷气进气腔高度h1比值范围在3～10之间；相邻两个尾缘冷气进气腔的展向间距p1的取值范围为1.8～4.8mm。
进一步的，为避免分隔肋开孔对其强度产生影响同时考虑加工性要求，尾缘分隔肋的矩形冷却孔的高度h2的取值范围为0.20～0.40mm，矩形冷却孔的宽度l2的取值范围为0.30～0.50mm，矩形冷却孔的截面中心距相邻尾缘冷气进气腔的展向边间距p2＝0.5p1。
进一步的，矩形冷却孔内部直肋肋高h3的取值范围为不大于0.05mm。
有益效果
本发明提出了一种贯穿缝型的半劈缝尾缘冷却结构，针对分隔肋的冷却需求，在传统半劈缝分隔肋上开有矩形冷却孔，冷却气流在尾缘冷气腔出口处分成两部分，主体部分经出流缝冷却劈缝表面，剩余部分通过分隔肋上的矩形冷却孔，通过冷却气流与分隔肋内部的对流换热冷却分隔肋结构，同时也可以增强与尾缘吸力面内壁面的内部换热，增强分隔肋处与吸力面侧的换热强度，提高尾缘的整体综合冷却效果。同时，本发明采用的分隔肋冷却孔结构简单，便于加工，具有较好的可实施性。
本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。
附图说明
本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：
图1：本发明的贯穿缝型的半劈缝尾缘冷却结构轴测图
图2：本发明的贯穿缝型的半劈缝尾缘冷却结构俯视图
图3：本发明的贯穿缝型的半劈缝尾缘冷却结构剖面图
图4：本发明的贯穿缝型的半劈缝尾缘冷却结构左视图
图5：航空发动机涡轮叶片示意图
图中：1.叶片尾缘压力面 2.分隔肋 3.尾缘劈缝表面 4.分隔肋冷却孔出口 5.分隔肋冷却孔内部直肋 6.叶片尾缘吸力面 7.冷流入口 8.劈缝冷气进气腔 9.分隔肋冷却孔入口 10.尾缘区域 11.叶片压力面 12.叶片吸力面。
具体实施方式
本实施例是贯穿缝型的半劈缝尾缘冷却结构在涡轮叶片上的具体实施案例。
参阅图1、图2、图3、图4、图5，对贯穿缝型的半劈缝尾缘冷却结构及其在涡轮叶片上应用布置位置进行详细介绍。
实施实例1：
本实施例是某型涡轮工作叶片上的贯穿缝型的半劈缝尾缘冷却结构，冷却气流经冷流入口7进入贯穿缝型的半劈缝尾缘冷却结构，该尾缘冷却结构含有劈缝冷气进气腔8和分隔肋矩形冷却孔入口9两个冷却气流的入口，进入尾缘冷气进气腔8的冷却气流喷射出覆盖在尾缘半劈缝表面3上形成冷却气膜，从而冷却叶片尾缘压力面1，另有部分冷却气流流入分隔肋矩形冷却孔入口9，通过冷却气流与分隔肋的内部换热冷却分隔肋2，同时也可以增强与尾缘吸力面6的内部换热，增强分隔肋2位置处与吸力面6的换热强度，将尾缘吸力面6与分隔肋2的热量导出。因为孔内直肋的作用，冷却气流会在直肋前后方靠近壁面处形成较小流动涡，增大换热面积的同时提高了气流的湍流度，最终可以增强孔内对流换热系数，加强内部冷却效果。冷却气流流出分隔肋冷却孔出口4时的喷射作用也在一定程度上冷却分隔肋2外表面。
在此实施例中，尾缘半劈缝结构的尾缘冷气进气腔高度h1为0.5mm，劈缝冷气进气腔宽度l1与劈缝冷气进气腔高度h1比值为4；相邻两个尾缘冷气进气腔的展向间距p1为3mm；尾缘分隔肋冷却孔的高度h2为0.32mm，尾缘分隔肋冷却孔的宽度l2为0.4mm,尾缘分隔肋冷却孔的截面中心距相邻尾缘冷气进气腔的截面中心的展向间距p2＝0.5p1，分隔肋冷却孔内部直肋肋高h3为0.05mm。
实施实例2：
本实施例是某型涡轮工作叶片上的贯穿缝型的半劈缝尾缘冷却结构，冷却气流经冷流入口7进入贯穿缝型的半劈缝尾缘冷却结构，该尾缘冷却结构含有劈缝冷气进气腔8和分隔肋冷却孔入口9两个冷却气流的入口，进入尾缘冷气进气腔8的冷却气流喷射出覆盖在尾缘半劈缝表面3上形成冷却气膜，从而冷却叶片尾缘压力面1，另有部分冷却气流流入分隔肋冷却孔入口9，通过冷却气流与分隔肋的内部换热冷却分隔肋2，同时也可以增强与尾缘吸力面6的内部换热，增强分隔肋2位置处与吸力面6的换热强度，将尾缘吸力面6与分隔肋2的热量导出。冷却气流流出分隔肋冷却孔出口4时的喷射作用也在一定程度上冷却分隔肋2外表面。
在此实施例中，尾缘半劈缝结构的尾缘冷气进气腔高度h1为0.5mm，劈缝冷气进气腔宽度l1与劈缝冷气进气腔高度h1比值为4；相邻两个尾缘冷气进气腔的展向间距p1为3mm；尾缘分隔肋冷却孔的高度h2为0.32mm，尾缘分隔肋冷却孔的宽度l2为0.4mm,尾缘分隔肋冷却孔的截面中心距相邻尾缘冷气进气腔的截面中心的展向间距p2＝0.5p1，分隔肋冷却孔内部为光滑壁面，即无直肋分布。
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员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 (5)

1.一种贯穿缝型的半劈缝尾缘冷却结构，设置在涡轮叶片尾缘区域，通过将涡轮叶片尾缘压力面的部分壁面切去，只保留吸力面一侧的壁面以及设置若干分隔肋而形成；
其特征在于：
在所述分隔肋上开有沿冷却气流流向的贯穿缝；所述贯穿缝的中心线与尾缘冷气进气腔的中心线平行；
尾缘冷却气流在流出尾缘冷气腔后，冷却气流从出流缝中喷射出，覆盖在半劈缝壁面上形成冷却气膜；另外尾缘冷却气流也流入贯穿缝，通过内部换热将分隔肋与尾缘近吸力面侧壁面内的热量导出，冷却分隔肋与尾缘吸力面；
在冷却气流流出贯穿缝时，通过缝外冷气喷射冷却分隔肋外表面；
所述贯穿缝采用矩形冷却孔形式，且在矩形孔内上下壁面布置有等距分布的直肋；在矩形冷却孔内部布置直肋的情况下，冷却气流流经冷却孔时在直肋后方靠近壁面处形成流动涡。
2.根据权利要求1所述一种贯穿缝型的半劈缝尾缘冷却结构，其特征在于：半劈缝尾缘冷却结构的尾缘冷气进气腔高度h1的取值范围为0.3～0.8mm，尾缘冷气进气腔宽度l1与尾缘冷气进气腔高度h1比值范围在3～10之间；相邻两个尾缘冷气进气腔的展向间距p1的取值范围为1.8～4.8mm。
3.根据权利要求2所述一种贯穿缝型的半劈缝尾缘冷却结构，其特征在于：为避免分隔肋开孔对其强度产生影响同时考虑加工性要求，尾缘分隔肋的矩形冷却孔的高度h2的取值范围为0.20～0.40mm，矩形冷却孔的宽度l2的取值范围为0.30～0.50mm，矩形冷却孔的截面中心距相邻尾缘冷气进气腔的展向边间距
p2＝0.5p1。
4.根据权利要求3所述一种贯穿缝型的半劈缝尾缘冷却结构，其特征在于：矩形冷却孔内部直肋肋高h3的取值范围为不大于0.05mm。
5.一种涡轮叶片，其特征在于：所述涡轮叶片的尾缘采用权利要求1～4任一所述的半劈缝尾缘冷却结构。
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