CN113266429A - 一种涡轮导叶端壁复合冷却结构 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种涡轮导叶端壁复合冷却结构，第一气膜孔包括多排，间隔布置在导叶端壁上，导叶端壁通过冲击腔前缘侧板和冲击腔尾缘侧壁连接冲击板，冲击板上布置有多排冲击孔，冲击孔与第一气膜孔之间为叉排布置，在冲击腔尾缘侧壁上布置有第二气膜孔，冷却空气经冲击孔冲击导叶端壁内侧形成冲击横流，冲击横流分别经第一气膜孔和第二气膜孔实现端壁外部气膜冷却和下游端壁的二次冷却。本发明通过兼顾端壁内部冲击冷却和外部气膜冷却的性能提升，并充分发挥两者的协同效应，有效提高了端壁的综合冷却性能，同时利用冷气对下游动叶端壁的二次冷却效应，减少端壁的冷气使用量，有利于提高航空发动机的总体性能。

Description

一种涡轮导叶端壁复合冷却结构

技术领域

本发明属于叶片冷却技术领域，具体涉及一种涡轮导叶端壁复合冷却结构。

背景技术

随着先进航空发动机涡轮进口温度的不断提高和高效低排放燃烧室出口温度沿叶片展向愈加平缓，高压涡轮端壁，尤其是第一级导叶端壁，面临的高温烧蚀问题日益严峻，因此必须为端壁设计高效的冷却结构来进行热防护。然而在叶栅通道中，端壁附近的流动结构却十分复杂，存在着复杂多样的强三维二次流动，给端壁的冷却结构设计带来了巨大的技术挑战。在早期，端壁冷却技术一般采用单一的外部气膜冷却方式。随着端壁热负荷的不断增大，外部气膜冷却+内部冲击冷却的复合冷却结构已成为目前最常见的冷却形式。但由于其冷却效果是外部气膜冷却和内部冲击冷却的综合作用效果，因此如何提高端壁复合冷却各个环节的冷却效果是目前该领域的研究热点和技术难点。

对于端壁外部气膜冷却，气膜孔在端壁表面的布置规律十分重要。倘若布局不当，不但不会带来预想的冷却效果，还会导致冷气量的浪费。目前常见的第一气膜孔布局规律有轴向布置、与端壁极限流线交叉布置和局部簇状布置。然而在这些常见的布局方式中，每排气膜孔的出口压力差异较大，若与内部冲击冷却同时使用，会导致冷气出气量很不均匀，使得内部冲击冷却的性能发生退化，同时外部气膜冷却的性能也会下降。在端壁内部冲击冷却方面，传统冲击冷却最大的缺陷是冲击射流形成的横流会导致横流下游的冲击射流发生偏转，使得冲击冷却的换热水平下降，因此研发能够有效防止横流的冲击冷却结构对提升冲击冷却的性能至关重要。现有一种是在简单平板模型上将冲击孔延伸至冲击腔内来防止横流的偏转作用，但将延伸冲击冷却结构与气膜冷却布局进行协同设计后应用于涡轮导叶端壁冷却的高效复合冷却结构还未见报道。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术中的不足，提供一种涡轮导叶端壁复合冷却结构，在不增加冷气量的情况下，可以增强内部冲击冷却的换热水平和提高外部气膜冷却的冷却性能，进而大幅提高端壁的综合冷却性能，同时为下游动叶端壁区域提供冷却。

本发明采用以下技术方案：

一种涡轮导叶端壁复合冷却结构，包括第一气膜孔，第一气膜孔包括多排，间隔布置在导叶端壁上，导叶端壁通过冲击腔前缘侧板和冲击腔尾缘侧壁连接冲击板，冲击板上布置有多排冲击孔，冲击孔与第一气膜孔之间为叉排布置，在冲击腔尾缘侧壁上布置有第二气膜孔，冷却空气经冲击孔冲击导叶端壁的内侧后形成冲击横流，冲击横流分别经第一气膜孔和第二气膜孔实现端壁外部气膜冷却和下游动叶端壁的二次冷却。

具体的，冲击孔包括第一冲击孔和第二冲击孔，第一冲击孔和第二冲击孔包括多排，采用叉排方式布置，第二冲击孔的冲击孔的孔壁延伸至导叶端壁和冲击板形成的冲击腔内部。

进一步的，多排冲击孔结构中，前三排布置第一冲击孔，第二冲击孔沿冲击腔中的横流方向从第四排布置。

进一步的，第二冲击孔的孔壁厚度为0.2～0.5mm。

进一步的，第二冲击孔的延伸距离相等，或沿冲击横流的方向由小到大逐渐递增。

更进一步的，第二冲击孔的延伸距离为第二冲击孔直径的0.5～2.5倍。

进一步的，冲击板与导叶端壁之间的距离为第二冲击孔和第一冲击孔直径的3～5倍。

具体的，第一气膜孔位于涡轮导叶叶栅通道的进口与喉部上游之间，每排第一气膜孔沿导叶叶栅通道中高温燃气流动的等马赫数线布置，且所有第一气膜孔均朝向涡轮导叶叶栅的轴向射流。

具体的，第一气膜孔的孔型为圆柱形或扩张形。

具体的，第二气膜孔的孔型为圆柱形结构，沿冲击腔尾缘侧壁的周向等间距单排布置。

与现有技术相比，本发明至少具有以下有益效果：

本发明一种涡轮导叶端壁复合冷却结构，同时兼顾了内部冲击冷却和外部气膜冷却性能的提升，并通过内部延伸冲击孔与外部等马赫数线气膜孔布置的结构匹配，发挥了内部冲击与外部气膜的协同冷却效果，达到提高端壁综合冷却性能的目的；此外，部分冲击横流从第二气膜孔流出，对下游动叶端壁进行二次冷却，通过充分利用冷气的冷却潜力，降低下游动叶端壁的冷气使用量，达到节约涡轮部件冷气消耗量，提高涡轮气热性能的目的。

进一步的，采用第二冲击孔，明显提高端壁内侧的冲击换热系数，尤其是提高横流下游冲击孔的冲击换热水平，进而使得端壁内侧的换热分布更加均匀，在提高端壁内部冲击冷却性能的同时，有效避免了端壁局部过热或者过冷的问题，从而降低端壁的热应力。

进一步的，前三排采用第一冲击孔，其余孔排采用第二冲击孔，在提高端壁内侧换热系数的同时，降低端壁内侧冲击冷却的流动损失，从而提高端壁内侧冲击冷却的综合换热性能。

进一步的，第二冲击孔的孔壁厚度选择为0.2～0.5mm，若第二冲击孔的壁厚过薄，难以满足强度要求，若壁厚过大，则会导致第二冲击孔的相邻孔间距增大，影响端壁内侧冲击换热系数分布的均匀性。

进一步的，第二冲击孔的延伸距离即可以相等，也可以沿冲击横流的方向由小到大逐渐递增设置，目的是平衡端壁内侧换热系数提高和冲击流动损失增大之间的矛盾，使端壁内侧冲击冷却的综合换热性能最优。

进一步的，冲击板与导叶端壁之间的距离(又称冲击距离)设置为第二冲击孔和第一冲击孔直径的3～5倍，冲击板与导叶端壁之间的距离(又称冲击距离)太大，导致冲击射流的动量损失过大，使得端壁内侧冲击换热系数下降，而冲击距离过小，冲击腔中的横流则过强，同样也会导致端壁内侧冲击换热系数下降。

进一步的，第二冲击孔的延伸距离可根据冲击腔中的横流强度和冲击距离综合选择，推荐的延伸距离为冲击孔直径的0.5～2.5倍。

进一步的，端壁表面的第一气膜孔沿高温燃气的等马赫数线布置，使得每排各个气膜孔的出口压力变得相等，冷气出流更加均匀，在提高端壁外部气膜冷却效果的同时，对端壁内侧冲击冷却的不利影响更小。

进一步的，圆柱形或扩张形气膜孔是本领域常采用的两种气膜孔，结构不受气膜孔形状的限制。

进一步的，第二气膜孔采用圆柱形气膜孔，且沿冲击腔尾缘侧壁的周向等间距布置，有利于提高冷气出流的动量，使得上游冷气在下游动叶端壁上形成的二次冷却效果更佳，且冷气覆盖更均匀。

综上所述，本发明通过兼顾端壁内部冲击冷却和外部气膜冷却的性能提升，并充分发挥两者的协同效应，有效提高了端壁的综合冷却性能，同时利用了冷气对下游动叶端壁的二次冷却效应，减少了端壁的冷气使用量，有利于提高航空发动机的总体性能。

下面通过附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。

附图说明

图1为本发明立体图；

图2为本发明结构示意图，其中，a为主视剖面图，b为俯视图；

图3为导叶端壁内部第二冲击孔的剖视图；

图4为第一气膜孔的布局示意图和气膜孔剖视图；

图5为第二气膜孔示意图，其中，a为布局图，b为气膜孔剖视图；

图6为本发明中端壁内部第二冲击孔变延伸距离的布置形式示意图；

图7为本发明中端壁内部第二冲击孔位置的非均匀布置形式示意图；

图8为采用传统冲击冷却和本发明延伸冲击冷却时端壁内侧努赛尔数分布的数值模拟结果对比图。

其中：1.涡轮导叶，2.导叶端壁，3.冲击腔前缘侧壁，4.冲击腔，5.冲击板，6.第一冲击孔，7.第一气膜孔，8.第二冲击孔，9.供气腔，10.第二气膜孔，11.冲击腔尾缘侧壁。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“一侧”、“一端”、“一边”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发明和简化描述，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发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

应当理解，在本发明说明书中所使用的术语仅仅是出于描述特定实施例的目的而并不意在限制本发明。如在本发明说明书和所附权利要求书中所使用的那样，除非上下文清楚地指明其它情况，否则单数形式的“一”、“一个”及“该”意在包括复数形式。

还应当理解，在本发明说明书和所附权利要求书中使用的术语“和/或”是指相关联列出的项中的一个或多个的任何组合以及所有可能组合，并且包括这些组合。

在附图中示出了根据本发明公开实施例的各种结构示意图。这些图并非是按比例绘制的，其中为了清楚表达的目的，放大了某些细节，并且可能省略了某些细节。图中所示出的各种区域、层的形状及它们之间的相对大小、位置关系仅是示例性的，实际中可能由于制造公差或技术限制而有所偏差，并且本领域技术人员根据实际所需可以另外设计具有不同形状、大小、相对位置的区域/层。

本发明提供了一种涡轮导叶端壁复合冷却结构，端壁上布置多排气膜孔，每排气膜孔沿着高温燃气流动的等马赫数线布置，且气膜孔轴向进行冷气射流。冲击板上布置多排冲击孔，前三排冲击孔为第一冲击孔，其余均为第二冲击孔。冲击腔尾缘侧壁上布置一排沿轴向射流的气膜孔。冷气冲击端壁内侧后一部分由第一气膜孔流出，在端壁外侧形成气膜冷却，其余部分由尾缘侧壁气膜孔流出，对下游动叶端壁形成冷却。本发明通过兼顾端壁内部冲击冷却和外部气膜冷却的性能提升，并充分发挥两者的协同效应，有效提高了端壁的综合冷却性能，同时利用了冷气对下游动叶端壁的二次冷却效应，减少了端壁的冷气使用量，有利于提高航空发动机的总体性能。

请参阅图1和图2，本发明一种涡轮导叶端壁复合冷却结构，包括航空发动机涡轮导叶1、导叶端壁2、冲击腔前缘侧壁3、冲击腔4、冲击板5、第一冲击孔6、第一气膜孔7、第二冲击孔8、冷气供气腔9、第二气膜孔10和冲击腔尾缘侧壁11。

涡轮导叶1安装在导叶端壁2上用于形成高温燃气的流动通道，导叶端壁2的两侧分别通过冲击腔前缘侧板3和冲击腔尾缘侧壁11与冲击板5的两侧连接，在导叶端壁2和冲击板5之间形成冲击腔4；在导叶端壁2上布置有多排第一气膜孔7，在冲击板5上采用叉排方式布置有多排冲击孔，冲击孔与第一气膜孔7之间的布置形式为叉排布置，冲击孔包括第一冲击孔6和第二冲击孔8，第二冲击孔8的孔壁延伸至冲击腔4内部，具有防止冲击横流打偏冲击射流和降低冲击距离的作用；在冲击腔尾缘侧壁11上布置有第二气膜孔10；冷却空气由供气腔9进入，经第一冲击孔6和第二冲击孔8冲击导叶端壁2内侧，冷气冲击导叶端壁2内侧后形成冲击横流，一部分冲击横流经第一气膜孔7在导叶端壁2外侧形成气膜冷却，剩余横流经第二气膜孔10流出，冷却下游动叶端壁，实现内部冲击冷却与外部气膜冷却的复合冷却形式。

导叶端壁2为航空发动机高压涡轮导叶端壁。冲击板5布置在涡轮导叶1的导叶端壁2内部，第一冲击孔6布置在前3排，第二冲击孔8沿冲击腔4中横流的方向从第4排开始布置。

请参阅图3，第二冲击孔8的孔壁延伸至冲击腔4内，第二冲击孔8的壁厚为0.2～0.5mm，延伸距离为第二冲击孔8直径的0.5～2.5倍，第二冲击孔8在冲击板5上为多排阵列冲击布置，第二冲击孔8的排数在轴向上为10～20排，在周向上为6～12排，第二冲击孔8的轴向和周向间距为1.0d_j～20.0d_j，d_j为第二冲击孔8的直径。

请参阅图6和图7，第二冲击孔8的延伸距离相等，或沿冲击横流的方向由小到大逐渐递增，阵列冲击的位置可以是均匀布置，也可以是非均匀布置。

冲击板5与导叶端壁2之间的距离为第二冲击孔8和第一冲击孔6直径的3～5倍。

请参阅图4，第一气膜孔7的孔型为圆柱型或扩张型，第一气膜孔7位于涡轮导叶1叶栅通道的进口与喉部上游之间，每排第一气膜孔7分布在高温燃气流动的等马赫数线上，且所有第一气膜孔7均朝着导叶叶栅的轴向射流，第一气膜孔7的排数为3～6排，每排设置2～5个，第一气膜孔7的射流方向为涡轮导叶1的轴向方向，与涡轮导叶1进口高温燃气流动方向一致。

请参阅图5，第二气膜孔10沿冲击腔尾缘侧壁11的周向等间距布置，为了使得冷气从第二气膜孔10流出时有足够的射流动量，第二气膜孔10为单排圆柱形气膜孔，气膜孔个数为10～20个。

本发明一种涡轮导叶端壁复合冷却结构的工作过程如下：

来自航空发动机燃烧室的高温燃气从涡轮导叶1和导叶端壁2的表面高速流过，给端壁造成很高的热负荷，冷却空气由供气腔9进入本发明涡轮导叶端壁高效复合冷却结构，经第一冲击孔6和第二冲击孔8形成冲击射流冲击端壁内侧，同时形成冲击横流，一部分横流由第一气膜孔7流出，在端壁表面形成冷却气膜，其余横流经第二气膜孔10流出，对下游动叶端壁提供冷却空气。

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中的描述和所示的本发明实施例的组件可以通过各种不同的配置来布置和设计。因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

请参阅图2，为本发明高效涡轮导叶端壁复合冷却结构的主剖视图和俯视图。第二冲击孔8为冲击孔的孔壁延伸至冲击腔4内的冲击孔，如图3所示，但第二冲击孔8与导叶端壁2内侧必须保持一定的间距。在航空发动机的实际应用中，第二冲击孔8的直径d_j为0.8～1.2mm，第二冲击孔8的孔壁厚度t取0.2～0.5mm，第二冲击孔8的延伸距离L为0.5d_j～2.5d_j，第二冲击孔8的冲击腔高度为3.0d_j～5.0d_j。第二冲击孔8的目的是防止冲击横流对冲击射流的偏转作用，同时在不降低冲击腔整体距离从而增大横流的前提下，减小冲击射流距离，达到强化端壁内侧换热系数，使得端壁内侧换热分布更加均匀的目的。

冲击冷却为叉排布置的阵列冲击结构，第二冲击孔8的轴向和周向间距范围为1.0d_j～20.0d_j。

请参阅图4，为第一气膜孔7在导叶端壁2表面的布置方式。每排第一气膜孔7沿着涡轮导叶1叶栅通道中高温燃气流动的等马赫数线布置，第一气膜孔7为圆柱形，沿着涡轮导叶1进口高温燃气流动的方向进行冷气射流，射流角α为30°～50°，第一气膜孔7的直径d_f＝0.5～0.8mm。根据冷却的需要，第一气膜孔7的孔排数设计成3～6排，孔型也可以是扩张型气膜孔，相邻气膜孔的间距为3.0～6.0d_f，第一气膜孔7在导叶端壁2上的位置位于导叶叶栅进口之后，叶栅通道喉部之前。

请参阅图5，第二气膜孔10为圆柱形结构，采用单排布置形式，第二气膜孔10的射流角度为轴向，与高温燃气流动方向平行，第二气膜孔10的直径为0.6mm，第二气膜孔10的个数为12～22。本发明中设置第二气膜孔10的目的是为了提高冲击横流从侧壁气膜孔出流时的动量，以有效有冷却下游动叶端壁，减少下游动叶端壁的冷气使用量。

请参阅图6，为端壁内部第二冲击孔的延伸距离沿着横流方向线性增大的示意图。根据冷却的需要，延伸距离沿着横流方向非线性增大。

请参阅图7，为端壁内部第二冲击孔的位置为非均匀布置的示意图。根据冷却的需要，冲击孔的非均匀布置可以和第二冲击孔的非等距离延伸形式组合使用。

请参阅图8，为采用传统冲击冷却和本发明延伸冲击冷却时端壁内侧努赛尔数分布的数值模拟结果对比。可以看到，延伸冲击冷却不仅可以使得端壁内侧的换热分布更加均匀，还可以大幅提高端壁内侧的换热水平，提高幅度高达19.8％。

综上所述，本发明一种涡轮导叶端壁复合冷却结构，基于强化内部冲击冷却和外部气膜冷却的原则，并考虑充分发挥内部冲击冷却与外部气膜冷却的协同效应，提供了一种高效涡轮导叶端壁复合冷却结构，同时通过设计横流从冲击腔下游侧壁轴向排气的结构，将涡轮导叶端壁的冷气用于下游端壁的二次冷却。由此可见，在相同冷气量下，本发明结构可以明显提高端壁的综合冷却性能，同时减少下游动叶端壁的冷气使用量。本发明结构简单，不需要特殊工艺加工，采用目前常用的涡轮叶片冷却结构加工工艺即可实现。针对内部延伸冲击冷却结构，推荐采用增材制造技术3D打印进行加工，可以节省加工成本。在使用本发明结构时，可任意调整第二冲击孔的延伸距离和布置形式，同时配合外部气膜孔的孔型和位置调整，满足不同涡轮导叶端壁的冷却设计需求。

以上内容仅为说明本发明的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围，凡是按照本发明提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本发明权利要求书的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种涡轮导叶端壁复合冷却结构，其特征在于，包括第一气膜孔(7)，第一气膜孔(7)包括多排，间隔布置在导叶端壁(2)上，导叶端壁(2)通过冲击腔前缘侧板(3)和冲击腔尾缘侧壁(11)连接冲击板(5)，冲击板(5)上布置有多排冲击孔，冲击孔与第一气膜孔(7)之间为叉排布置，在冲击腔尾缘侧壁(11)上布置有第二气膜孔(10)，冷却空气经冲击孔冲击导叶端壁(2)的内侧后形成冲击横流，冲击横流分别经第一气膜孔(7)和第二气膜孔(10)实现端壁外部气膜冷却和下游动叶端壁的二次冷却。

2.根据权利要求1所述的涡轮导叶端壁复合冷却结构，其特征在于，冲击孔包括第一冲击孔(6)和第二冲击孔(8)，第一冲击孔(6)和第二冲击孔(8)包括多排，采用叉排方式布置，第二冲击孔(8)的冲击孔的孔壁延伸至导叶端壁(2)和冲击板(5)形成的冲击腔(4)内部。

3.根据权利要求2所述的涡轮导叶端壁复合冷却结构，其特征在于，多排冲击孔结构中，前三排布置第一冲击孔(6)，第二冲击孔(8)沿冲击腔(4)中的横流方向从第四排布置。

4.根据权利要求2所述的涡轮导叶端壁复合冷却结构，其特征在于，第二冲击孔(8)的孔壁厚度为0.2～0.5mm。

5.根据权利要求2所述的涡轮导叶端壁复合冷却结构，其特征在于，第二冲击孔(8)的延伸距离相等，或沿冲击横流的方向由小到大逐渐递增。

6.根据权利要求5所述的涡轮导叶端壁复合冷却结构，其特征在于，第二冲击孔(8)的延伸距离为第二冲击孔直径的0.5～2.5倍。

7.根据权利要求2所述的涡轮导叶端壁复合冷却结构，其特征在于，冲击板(5)与导叶端壁(2)之间的距离为第二冲击孔(8)和第一冲击孔(6)直径的3～5倍。

8.根据权利要求1所述的涡轮导叶端壁复合冷却结构，其特征在于，第一气膜孔(7)位于涡轮导叶(1)叶栅通道的进口与喉部上游之间，每排第一气膜孔(7)沿导叶叶栅通道中高温燃气流动的等马赫数线布置，且所有第一气膜孔(7)均朝向涡轮导叶叶栅的轴向射流。

9.根据权利要求1所述的涡轮导叶端壁复合冷却结构，其特征在于，第一气膜孔(7)的孔型为圆柱形或扩张形。

10.根据权利要求1所述的涡轮导叶端壁复合冷却结构，其特征在于，第二气膜孔(10)的孔型为圆柱形结构，沿冲击腔尾缘侧壁(11)的周向等间距单排布置。

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