CN113279819A - 具有冷却结构的涡轮叶片和涡轮 - Google Patents

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杨绪飞
张伟
郑芦洋
姬瑞雨
郑建树
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孙东亮
邓雅军
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Abstract

本发明涉及传热技术领域，具体涉及一种具有冷却结构的涡轮叶片和涡轮，涡轮叶片的内部设置有多个冷却通道，扰流肋按预设间距和预设角度布置在冷却通道内，冷却通道和扰流肋表面设置有多尺度微结构。扰流肋本身就有冷却强化传热的作用，再在扰流肋的基础上电刷镀一层多尺度微结构，能够达到增大对流换热比表面积，加强壁面处冷却流体的扰动，增大流体导热当量导热系数，进而显著提供换热效果，而且本申请的技术方案在航空发动机的高温镍基合金涡轮叶片内部的冷却强化传热上有益效果显著，在涡轮叶片内部冷却技术领域具有广阔的应用前景。

Description

具有冷却结构的涡轮叶片和涡轮
技术领域
本发明涉及传热技术领域，具体涉及一种具有冷却结构的涡轮叶片和涡轮。
背景技术
燃气轮机作为国之重器广泛应用于多个领域，在国民经济及军事国防等领域中具有重要战略地位。根据燃气轮机工作原理，提高涡轮进口温度是提升燃气轮机效率的重要途径。然而，涡轮进口温度的提升受制于叶片材料的耐热性。目前，涡轮进口温度已达2000K左右且还在持续上升，而现有的材料耐温极限难以突破。
一般在燃气轮机中，为了实现叶片的高效冷却，通常在叶片外部采用“气膜”阻隔高温燃气与叶片之间的直接对流换热，同时在叶片内部利用冷却气流强制对流来进一步降低叶片温度。由于燃气涡轮进口温度不断攀升，现有涡轮叶片冷却技术已难以满足高温涡轮叶片冷却需求，继续进一步提升叶片冷却性能。其中，对于高温涡轮叶片内部冷却，一方面，受冷却通道尺寸空间尺寸限制，肋片主要是起扰流作用，难以通过增加肋片数量和面积来提升对流换热性能。另一方面，通常采用空气作为冷却介质，其导热系数较小，这使得流体粘性底层热阻较大，且无法通过增强流体扰动来减薄或消除导热层的存在。
因此，如何提供一种新型且高效的涡轮叶片内部冷却技术是本领域技术人员亟待解决的技术问题。
发明内容
有鉴于此，本发明的目的在于提供一种具有冷却结构的涡轮叶片和涡轮，以克服目前受冷却通道尺寸空间尺寸限制，肋片主要是起扰流作用，难以通过增加肋片数量和面积来提升对流换热性能，而且，通常采用空气作为冷却介质，其导热系数较小，这使得流体粘性底层热阻较大，且无法通过增强流体扰动来减薄或消除导热层的存在的问题。
为实现以上目的，本发明采用如下技术方案：
一种具有冷却结构的涡轮叶片，包括：冷却通道、扰流肋，以及，具备微凸结构和微凹结构的多尺度微结构；
所述涡轮叶片的内部设置有多个所述冷却通道，所述扰流肋按预设间距和预设角度布置在所述冷却通道内；
所述冷却通道和所述扰流肋表面设置有所述多尺度微结构。
进一步的，以上所述的具有冷却结构的涡轮叶片，所述多尺度微结构由镍晶体颗粒和片状氧化还原的石墨烯构成。
进一步的，以上所述的具有冷却结构的涡轮叶片，所述镍晶体颗粒和所述片状氧化还原的石墨烯通过原位制备方法加工在所述冷却通道表面和所述扰流肋的表面。
进一步的，以上所述的具有冷却结构的涡轮叶片，所述原位制备方法包括复合电刷镀方法。
进一步的，以上所述的具有冷却结构的涡轮叶片，所述微凸结构和所述微凹结构为100微米级厚度。
进一步的，以上所述的具有冷却结构的涡轮叶片，所述预设间距包括8～10倍间距。
进一步的，以上所述的具有冷却结构的涡轮叶片，所述预设角度包括所述扰流肋与气流流动方向呈45°～60°。
另一方面，本发明还提供了一种涡轮，包括以上任一项所述的具有冷却结构的涡轮叶片。
本发明的具有冷却结构的涡轮叶片和涡轮，涡轮叶片的内部设置有多个冷却通道，扰流肋按预设间距和预设角度布置在冷却通道内，冷却通道和扰流肋表面设置有多尺度微结构。扰流肋本身就有冷却强化传热的作用，再在扰流肋的基础上电刷镀一层多尺度微结构，能够达到增大对流换热比表面积，加强壁面处冷却流体的扰动，增大流体导热当量导热系数，进而显著提供换热效果，而且本申请的技术方案在航空发动机的高温镍基合金涡轮叶片内部的冷却强化传热上有益效果显著，在涡轮叶片内部冷却技术领域具有广阔的应用前景。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本发明具有冷却结构的涡轮叶片一种实施例提供的结构示意图；
图2是图1中A-A截面的结构示意图；
图3是图1中B-B截面的结构示意图；
图4是图2中区域Y的微观结构示意图；
图5是本发明具有冷却结构的涡轮叶片一种实施例提供多尺度表面微结构降温原理图；
图6是本发明具有冷却结构的涡轮叶片一种实施例提供的镍/石墨烯表面多尺度微结构SEM表征。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将对本发明的技术方案进行详细的描述。显然，所描述的实施例仅仅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的前提下所得到的所有其它实施方式，都属于本发明所保护的范围。
图1是本发明具有冷却结构的涡轮叶片一种实施例提供的结构示意图；
图2是图1中A-A截面的结构示意图；
图3是图1中B-B截面的结构示意图；
图4是图2中区域Y的微观结构示意图。
如图1、图2、图3和图4所示，本实施例的具有冷却结构的涡轮叶片P，包括：冷却通道1、扰流肋2，以及，具备微凸结构和微凹结构的多尺度微结构3。其中，涡轮叶片的内部设置有多个冷却通道1，扰流肋2按预设间距和预设角度布置在冷却通道1内，冷却通道1和扰流肋2表面设置有多尺度微结构3。
图2和图4中，箭头所指的方向即为冷却流体S的流动方向。当冷却流体S流经涡轮叶片的冷却通道1时，主要通过对流换热的方式对涡轮叶片进行内部冷却降温，该换热过程满足牛顿冷却公式：
Q＝hA(TW-Tf) (1)
式(1)中：
Q为换热功率，单位为W；h为对流换热系数，单位为W/(m2·K)；Tw为冷却通道1的壁面温度，单位为℃；Tf为冷却流体S的定性温度，单位为℃。
本实施例中的扰流肋2，具有破坏冷却流体S流动边界层、增强扰流的作用，从而，从而提高公式(1)中的对流换热系数h，从而提高换热功率Q，强化叶片冷却。
进一步的，本实施例的多尺度表面微结构3，具有微凸结构和微凹结构特征，在冷却流体S适宜范围的流速下，微凸结构高度大于冷却流体S的流动黏性底层厚度，则此时微凸结构可对壁面附近的微凸结构起到微扰流的作用，以此来提高公式(1)的对流换热系数h，从而提高换热功率Q，强化叶片冷却。
图5是本发明具有冷却结构的涡轮叶片一种实施例提供多尺度表面微结构降温原理图。
如图5所示，本实施例的多尺度表面微结构3，对于常用的冷却流体S，例如空气等，具有更高的导热系数。在实际传热过程中，冷却流体S的主流区流速为
Figure BDA0003156225430000051
冷却流体S在冷却通道1壁面处的传热存在一层极薄厚度为δb的流体层，这层流体层是以导热方式进行传热，即有公式：
Figure BDA0003156225430000052
式(2)中：
q为流固导热过程的热流密度，单位为W/m2；λ为导热系数，单位为W/(m·K)；Tb为冷却流体S导热底层的定性温度，单位为℃。
传统冷却通道1为光滑壁面，λ为冷却流体S的导热系数，冷却流体S通常为空气，导热系数非常小，热阻大。本实施例的多尺度表面微结构3有微凸结构和微凹结构，且有相对较高的导热系数，替代了原有低导热系数冷却流体S导热热底层空间，从而提高了导热底层的当量导热系数，减小了传热热阻，进一步强化叶片冷却。
本实施例的具有冷却结构的涡轮叶片，内部设置有多个冷却通道1，扰流肋2按预设间距和预设角度布置在冷却通道1内，冷却通道1和扰流肋2表面设置有多尺度微结构3。扰流肋2本身就有冷却强化传热的作用，再在扰流肋2的基础上设置一层多尺度微结构3，能够达到增大对流换热比表面积，加强壁面处冷却流体S的扰动，增大流体导热当量导热系数，进而显著提供换热效果。
需要说明的是，本实施例的技术方案在航空发动机的高温镍基合金涡轮叶片内部的冷却强化传热上有益效果显著，在涡轮叶片内部冷却技术领域具有广阔的应用前景。
如图5所示，在一些可选的实施例中，多尺度微结构3由镍晶体颗粒31和片状氧化还原的石墨烯32构成。因此，多尺度微结构3实际为镍/石墨烯多尺度表面微结构。
图6是本发明具有冷却结构的涡轮叶片一种实施例提供的镍/石墨烯表面多尺度微结构SEM表征。
在一些可选的实施例中，镍晶体颗粒和片状氧化还原的石墨烯通过原位制备方法加工在冷却通道1表面和扰流肋2的表面。可选的，原位制备方法可以采用复合电刷镀方法。
先按照一定的镍与石墨烯配比制备出合适的镍/石墨烯多尺度表面微结构，再刷镀在冷却通道1表面上。具体的步骤如下：
首先对试样进行清洗，去表面除油污等杂质；
再用底镍电镀液，在10～12V的刷镀电压下刷镀一层底镍；
再用快镍电镀液与氧化还原石墨烯分散液配置的石墨烯质量分数为0.1％的复合镀液，在10V刷镀电压下刷镀制备镍-氧化石墨烯多尺度表面微结构。刷镀时间在20～30分钟。
在一些可选的实施例中，镍/石墨烯多尺度表面微结构为100微米级厚度，且具有很高的比表面积，可以在不明显改变冷却通道阻塞比的前提下，增大冷却通道与冷却流体S发生传热的实际接触面积A，从而提高换热功率Q，强化叶片冷却。
在一些可选的实施例中，预设间距包括8～10倍间距。扰流肋2间距在自身的8～10倍时，扰流强化传热性能最佳。其中，扰流肋间距过小，不仅通道阻力大，而且肋间的流体容易形成死区，难以与主流区域流体混合，进而弱化传热。可选的，涡轮叶片P长度为70mm，宽度为30mm，高度为5mm，内部冷却通道1上的扰流肋2，肋片高度为0.74mm，肋间距为8.10mm。
在一些可选的实施例中，预设角度包括扰流肋2与气流流动方向呈45°～60°。
基于一个总的发明构思，本实施例还提供了一种涡轮，包括以上实施例的具有冷却结构的涡轮叶片。
可以理解的是，上述各实施例中相同或相似部分可以相互参考，在一些实施例中未详细说明的内容可以参见其他实施例中相同或相似的内容。
需要说明的是，在本发明的描述中，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。此外，在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是指至少两个。
流程图中或在此以其他方式描述的任何过程或方法描述可以被理解为，表示包括一个或更多个用于实现特定逻辑功能或过程的步骤的可执行指令的代码的模块、片段或部分，并且本发明的优选实施方式的范围包括另外的实现，其中可以不按所示出或讨论的顺序，包括根据所涉及的功能按基本同时的方式或按相反的顺序，来执行功能，这应被本发明的实施例所属技术领域的技术人员所理解。
应当理解，本发明的各部分可以用硬件、软件、固件或它们的组合来实现。在上述实施方式中，多个步骤或方法可以用存储在存储器中且由合适的指令执行系统执行的软件或固件来实现。例如，如果用硬件来实现，和在另一实施方式中一样，可用本领域公知的下列技术中的任一项或他们的组合来实现：具有用于对数据信号实现逻辑功能的逻辑门电路的离散逻辑电路，具有合适的组合逻辑门电路的专用集成电路，可编程门阵列(PGA)，现场可编程门阵列(FPGA)等。
本技术领域的普通技术人员可以理解实现上述实施例方法携带的全部或部分步骤是可以通过程序来指令相关的硬件完成，所述的程序可以存储于一种计算机可读存储介质中，该程序在执行时，包括方法实施例的步骤之一或其组合。
此外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理模块中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个模块中。上述集成的模块既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能模块的形式实现。所述集成的模块如果以软件功能模块的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，也可以存储在一个计算机可读取存储介质中。
上述提到的存储介质可以是只读存储器，磁盘或光盘等。
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。
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 (8)

1.一种具有冷却结构的涡轮叶片，其特征在于，包括：冷却通道、扰流肋，以及，具备微凸结构和微凹结构的多尺度微结构；
所述涡轮叶片的内部设置有多个所述冷却通道，所述扰流肋按预设间距和预设角度布置在所述冷却通道内；
所述冷却通道和所述扰流肋表面设置有所述多尺度微结构。
2.根据权利要求1所述的具有冷却结构的涡轮叶片，其特征在于，所述多尺度微结构由镍晶体颗粒和片状氧化还原的石墨烯构成。
3.根据权利要求2所述的具有冷却结构的涡轮叶片，其特征在于，所述镍晶体颗粒和所述片状氧化还原的石墨烯通过原位制备方法加工在所述冷却通道表面和所述扰流肋的表面。
4.根据权利要求3所述的具有冷却结构的涡轮叶片，其特征在于，所述原位制备方法包括复合电刷镀方法。
5.根据权利要求1所述的具有冷却结构的涡轮叶片，其特征在于，所述微凸结构和所述微凹结构为100微米级厚度。
6.根据权利要求1所述的具有冷却结构的涡轮叶片，其特征在于，所述预设间距包括8～10倍间距。
7.根据权利要求1所述的具有冷却结构的涡轮叶片，其特征在于，所述预设角度包括所述扰流肋与气流流动方向呈45°～60°。
8.一种涡轮，其特征在于，包括权利要求1-7任一项所述的具有冷却结构的涡轮叶片。
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Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1523828A (en) * 1975-07-11 1978-09-06 Gen Motors Corp Airfoil fabrication
CN104846418A (zh) * 2015-04-10 2015-08-19 南京理工大学 基于双脉冲电沉积的石墨烯/镍基复合镀层制备工艺
CN107013251A (zh) * 2015-12-09 2017-08-04 通用电气公司 物品和形成物品的方法
US20170234132A1 (en) * 2016-02-17 2017-08-17 General Electric Company System and Method for In Situ Repair of Turbine Blades of Gas Turbine Engines
CN111648830A (zh) * 2020-05-14 2020-09-11 西安交通大学 一种用于涡轮动叶后部的内冷带肋通道
CN112211676A (zh) * 2020-11-13 2021-01-12 清华大学 一种涡轮叶片及其双层壁

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1523828A (en) * 1975-07-11 1978-09-06 Gen Motors Corp Airfoil fabrication
CN104846418A (zh) * 2015-04-10 2015-08-19 南京理工大学 基于双脉冲电沉积的石墨烯/镍基复合镀层制备工艺
CN107013251A (zh) * 2015-12-09 2017-08-04 通用电气公司 物品和形成物品的方法
US20170234132A1 (en) * 2016-02-17 2017-08-17 General Electric Company System and Method for In Situ Repair of Turbine Blades of Gas Turbine Engines
CN111648830A (zh) * 2020-05-14 2020-09-11 西安交通大学 一种用于涡轮动叶后部的内冷带肋通道
CN112211676A (zh) * 2020-11-13 2021-01-12 清华大学 一种涡轮叶片及其双层壁

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