CN113958372A - 用于涡轮导向器端壁的微肋和气膜孔相结合的冷却结构 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于涡轮导向器端壁的微肋和气膜孔相结合的冷却结构，其包括设置在导向器端壁上的微肋结构，微肋结构位于气膜孔结构下游的导向器端壁通道内，微肋结构由多条微肋组成，微肋是根据导向器通道内未受二次流扰动的叶高截面二维流线分布规律布置。本发明的微肋结构改善了涡轮导向器端壁外部气膜冷却结构容易受复杂来流条件影响的问题，并有效强化了端壁的气膜冷却效果。

Description

用于涡轮导向器端壁的微肋和气膜孔相结合的冷却结构

技术领域

本发明属于涉及航空发动机及燃气轮机涡轮叶片技术领域，具体是涉及一种用于涡轮导向器端壁的微肋和气膜孔相结合的冷却结构。

背景技术

涡轮作为航空发动机或燃气轮机的关键热端部件，承担着将燃烧室出口高温燃气的热能转换为机械能的重要作用。涡轮中起到最重要热-功转换作用的零部件是涡轮叶片，其工作在高温、高压的恶劣环境中。目前，航空发动机高压涡轮进气温度已远远高于涡轮叶片的耐温极限。因此，为了保证涡轮叶片的安全可靠工作，叶片布置有复杂的外部气膜冷却结构和内部对流冷却结构，并且表面上涂有热障涂层。即使这样，涡轮叶片仍然面临着烧蚀失效的危险，叶片的可靠性严重制约着航空发动机/燃气轮机的性能、可靠性和寿命。涡轮叶片冷却技术的发展水平是限制航空发动机发展的关键因素之一。

涡轮叶片之间的端壁由于附面层和横向压力梯度的作用，存在复杂的二次流结构，包括马蹄涡、通道涡和角涡等复杂涡系。端壁区流动是复杂三维流动，气膜孔的布置难度很大，气膜冷气很难对部分关键区域如压力面角区进行有效冷却，因此端壁的冷却难度很大。近年来，随着对发动机性能要求的进一步提升，高压涡轮进口燃气温度处于持续提升的状态，涡轮端壁承受的热负荷持续增加，冷却难度持续增大。同时，随着发动机技术水平的发展和环境问题的日益凸显，对民用航空发动机或燃气轮机的氮氧化物等排放物提出了非常严苛的要求，而军用航空发动机向高温升的方向发展。低排放、高温升燃烧室为了组织燃烧普遍采用中心分级强旋流器结构，其引起的强旋流使涡轮进口径向温度剖面愈加平坦，端壁热负荷增加，端壁冷却难度进一步增大。同时，强旋流在燃烧室中并不能完全耗散，使得高压涡轮进口存在残余旋流，端壁区域来流呈现出大幅脉动的攻角。攻角最高可达±45°，攻角瞬时脉动幅度可超过30°。复杂来流条件的存在恶化了端壁冷却结构的气膜冷却效果，进一步增加了端壁的冷却难度，降低了冷却结构的可靠性。

目前，涡轮导叶端壁普遍采用上游气膜孔射流与通道内气膜孔相结合的冷却形式。上游气膜孔在冷气量较小时，在二次流作用下很难对端壁区域进行有效冷却；在大冷气量(超过2％)时，能够调控端壁二次流结构并对端壁进行有效覆盖，但使用过大的冷气量对发动机性能有显著影响。通道内气膜孔能够对所在位置进行有效冷却，但是分离线下游布置气膜孔对叶栅气动损失的影响很大。不论是当前所采用的前缘射流冷却结构，还是通道内气膜冷却结构，在上述的大攻角复杂来流条件下，气膜冷却效果均受到了明显削弱，端壁平均气膜冷却效率降低超过了30％，且随着来流条件的变化呈现出不同的恶化规律，端壁气膜冷却结构的可靠性明显降低。因此，如何解决高热负荷和复杂来流条件对涡轮导向器端壁冷却带来的难题，强化高压涡轮导向器端壁的气膜冷却效果及其鲁棒性，是目前亟需解决的难题。

发明内容

本发明的目的在于克服上述现有技术中的不足，提供一种用于涡轮导向器端壁的微肋和气膜孔相结合的冷却结构，其改善了涡轮导向器端壁外部气膜冷却结构容易受复杂来流条件影响的问题，即增加了涡轮导向器端壁冷却结构的鲁棒性，并有效强化端壁的气膜冷却效果。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案是：一种用于涡轮导向器端壁的微肋和气膜孔相结合的冷却结构，其特征在于，包括设置在导向器端壁上的微肋结构，所述微肋结构位于气膜孔结构下游的导向器端壁通道内，所述微肋结构由多条微肋组成，所述微肋是根据导向器通道内未受二次流扰动的叶高截面二维流线分布规律布置。

上述的一种用于涡轮导向器端壁的微肋和气膜孔相结合的冷却结构，其特征在于，所述多个微肋在端壁10％轴向弦长位置，从压力面到吸力面各个微肋之间等间距布置。

上述的一种用于涡轮导向器端壁的微肋和气膜孔相结合的冷却结构，其特征在于，所述微肋沿导向器端壁通道延伸至压力面70～80％轴向弦长位置所做的垂线的位置。

上述的一种用于涡轮导向器端壁的微肋和气膜孔相结合的冷却结构，其特征在于，所述微肋的高度h为0.5mm～1.0mm，所述微肋底部宽度w为0.5mm～1.0mm，所述微肋结构的微肋条数为5～10条。

上述的一种用于涡轮导向器端壁的微肋和气膜孔相结合的冷却结构，其特征在于，所述微肋的前缘和尾缘均为圆弧形，所述微肋的截面形状为三角形、梯形、矩形和圆弧形中的一种。

上述的一种用于涡轮导向器端壁的微肋和气膜孔相结合的冷却结构，其特征在于，所述气膜孔结构包括第一排气膜孔和第二排气膜孔，所述第二排气膜孔位于第一排气膜孔的下游，所述第一排气膜孔和第二排气膜孔均与端壁下侧的供气腔相连通。

上述的一种用于涡轮导向器端壁的微肋和气膜孔相结合的冷却结构，其特征在于，所述第一排气膜孔和第二排气膜孔均由多个结构相同的气膜孔组成，所述气膜孔为圆柱形孔，所述气膜孔的孔径为d，d的取值为0.8mm～1.5mm。

上述的一种用于涡轮导向器端壁的微肋和气膜孔相结合的冷却结构，其特征在于，所述相邻两个气膜孔之间的间距为p，p的取值为2.8d，所述气膜孔与壁面的夹角为20°～50°。

上述的一种用于涡轮导向器端壁的微肋和气膜孔相结合的冷却结构，其特征在于，所述第一排气膜孔上任一气膜孔位于其下游对应的第二排气膜孔中相邻两个气膜孔之间中点的上游，即两排气膜孔为叉排布置。

上述的一种用于涡轮导向器端壁的微肋和气膜孔相结合的冷却结构，其特征在于，所述涡轮导向器端壁为涡轮导向器下端壁和/或涡轮导向器上端壁。

本发明与现有技术相比具有以下优点：

1、本发明改善了涡轮导向器端壁外部气膜冷却结构容易受复杂来流条件影响的问题，并有效强化端壁的气膜冷却效果。

2、本发明的微肋结构能够有效削弱来流攻角引起的横向流动对冷气的输运作用，削弱马蹄涡压力侧、吸力侧分支以及通道涡的强度，改善冷气在端壁分布的均匀性，并降低端壁的对流换热强度。

3、本发明在端壁前缘上游布置双排叉排布置气膜孔，在大冷气量(冷气与主流质量流量比≥2％)条件下能够实现端壁冷气的全覆盖，有效避免了端壁通道内气膜孔的布局需求，为方便端壁微肋结构的布局提供支撑。

4、本发明提出的微肋布局能够从强化气膜冷却效率和降低对流换热强度两个角度来强化冷气对端壁的保护效果；初步数值仿真结果表明，在-30°～30°攻角范围内，本发明提出的方法均可以有效强化端壁的气膜冷却效率并降低对流换热系数。

附图标记说明:

1—导叶； 2—导向器端壁； 3—导向器端壁通道；

4—供气腔； 5—微肋结构； 5-1—微肋；

6—气膜孔结构； 6-1—第一排气膜孔； 6-2—第二排气膜孔。

附图说明

图1为本发明在涡轮导向器上的位置关系立体示意图。

图2为图1的俯视图。

图3为本发明微肋在端壁10％轴向弦长位置的分布示意图。

图4为本发明微肋的起点及终点在导向器端壁通道内的位置关系示意图。

图5为本发明微肋截面尺寸标注示意图。

图6为本发明与已有冷却结构气膜冷却效率对比图。

图7为本发明与已有冷却结构对流换热系数对比图。

图8为本发明与已有冷却结构净热流量变化量对比图。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合，为了使本技术领域的人员更好的理解本发明的方案，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、完整的描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分的实施例，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，都应该属于发明保护的范围。

涡轮导向器包括导叶1，导叶1设置在导向器端壁2上，相邻两个导叶1之间为导向器端壁通道3，与气膜孔相连通的供气腔4位于端壁内用于将来自压气机的高压气体从气膜孔流出后，在端壁表面形成冷却气膜。本发明提供的用于涡轮导向器端壁的微肋和气膜孔相结合的冷却结构，其包括设置在导向器端壁2上的微肋结构5，所述微肋结构5位于气膜孔结构6下游的导向器端壁通道3内，所述微肋结构5由多条微肋5-1组成，所述微肋5-1是根据导向器通道3内未受二次流扰动的叶高截面二维流线分布规律布置。

如图1和图2所示，本发明提出了一种基于未受二次流扰动叶高截面二维流线的端壁微肋结构布局方法。其二维流线可以利用粒子图像测速仪PIV测试或计算流体动力学仿真获得。未受二次流扰动叶高截面的二维流线是不存在横向压力梯度与粘性时端壁流动的理想状态。因此该微肋布局方法能够保证在不同攻角范围内，均有效削弱端壁横向流动对双排气膜孔出流冷气的输运作用，保证冷气对端壁的覆盖性能，同时该布局方法能够抑制攻角引起的吸力面流动分离和压力面向吸力面的强横向流动，削弱端壁的对流换热系数。因此，本发明提出的微肋布局能够从强化气膜冷却效率和降低对流换热强度两个角度强化冷气对端壁的保护效果，可有效削弱复杂来流条件对端壁冷却效果的影响，改善端壁冷却结构的可靠性，降低冷气用量，提高发动机的效率和服役寿命。

如图3所示，所述多个微肋5-1，在端壁10％轴向弦长位置，从压力面到吸力面各个微肋5-1之间等间距布置。

如图4所示，所述微肋5-1沿导向器端壁通道3延伸至压力面70％～80％轴向弦长位置所做的垂线的位置。所述微肋5-1优选的圆沿导向器端壁通道3延伸至压力面80％轴向弦长位置所做的垂线的位置。

如图5所示，所述微肋(5-1)的高度h为0.5mm～1.0mm，所述微肋(5-1)底部宽度w为0.5mm～1.0mm，所述微肋结构(5)的微肋条数为5～10条。所述微肋(5-1)优选的高度h为0.5mm，底部宽度w为0.5mm，条数为7条

如图4所示，所述微肋5-1的前缘和尾缘均为圆弧形。如图5所示，所述微肋的截面形状为所述微肋的截面形状为三角形、梯形、矩形和圆弧形中的一种。优选的为矩形。

如图1和图2所示，所述气膜孔结构6包括第一排气膜孔6-1和第二排气膜孔6-2，所述第二排气膜孔6-2位于第一排气膜孔6-1的下游，所述第一排气膜孔6-1和第二排气膜孔6-2均与端壁下侧的供气腔4相连通。来自压气机的高压空气从两排气膜孔流出后，在导向器端壁2的表面形成冷却气膜，并流过导向器端壁2上布置的微肋5-1。所述微肋5-1能够有效削弱来流攻角引起的横向流动对冷气的输运作用，削弱马蹄涡压力侧、吸力侧分支以及通道涡的强度，改善冷气在端壁分布的均匀性，并降低端壁的对流换热强度。

如图4所示，在本实施例中所述第一排气膜孔6-1和第二排气膜孔6-2均由多个结构相同的气膜孔组成，所述气膜孔为圆柱形孔，所述气膜孔的孔径为d，d的取值为0.8mm～1.5mm。气膜孔的孔径优选的取值为1.2mm。

如图4所示，在本实施例中所述相邻两个气膜孔之间的间距为p，p的取值为2.8d，所述气膜孔与壁面的夹角为20°～50°。气膜孔出气与高温燃气流动方向的夹角为锐角。所述气膜孔与壁面的夹角优选的为40°

如图4所示，所述第一排气膜孔6-1上任一气膜孔位于其下游对应的第二排气膜孔6-2中相邻两个气膜孔之间中点的上游。即两排气膜孔在周向呈叉排布置，第二排气膜孔6在周向位置位于第一排5两个气膜孔之间的中点位置。本实施例中的双排气膜冷却孔为圆形孔，气膜冷却孔位于导向器端壁前缘上游，呈叉排布置，在大冷气量条件下，气膜冷气能够穿过端壁区域的流动分离线，对整个端壁区域形成有效冷却。

本实施例中，所述微肋结构5可以设置在涡轮导向器下端壁上或者涡轮导向器上端壁上，也可以涡轮导向器下端壁上和涡轮导向器上端壁上均设置微肋结构5。

为了进一步说明本发明的有效性，这里选取高度h为0.5mm、底部宽度w为0.5mm，条数为7条、截面形状为矩形、截止线位于压力面80％轴向弦长位置所做的垂线的位置、设置在涡轮导向器下端壁上的微肋5-1与孔径为1.2mm、气膜孔与壁面的夹角为40°的气膜孔组成的冷却结构，基于计算流体动力学仿真，通过求解RANS方程，对比了已有冷却结构的冷却效果。这里的已有冷却结构指图1中去掉微肋(5)后，所剩余的冷却结构。选择对比的参数为导叶(1)之间的端壁的面积平均绝热气膜冷却效率，对流换热系数和净热流量的变化量NHFR。这里，进行面积平均的区域为：导叶(1)之间，导叶尾缘上游和气膜孔6-1下游之间的区域。

这里，绝热气膜冷却效率定义为：

T_w指壁面温度，T_c为冷却空气温度，T_∞为导向器进口主流温度。对流换热系数定义为：

q为热流量，T_aw指绝热壁面温度。净热流量变化量定义为：

q_f指有气膜冷却孔时端壁的热流量，q₀指没有气膜冷却孔时端壁的热流量。

如图6所示，本发明在-30°，0°和30°攻角时，相比已有结构均提高了端壁的气膜冷却效率，最大增加了46.33％，改善了气膜孔出气对端壁的冷却效果。

如图7所示，本发明在-30°，0°和30°攻角时，相比已有结构均降低了了端壁的对流换热系数，削弱了高温主流向端壁的换热强度，有利于端壁冷却。

如图8所示，本发明在-30°，0°和30°攻角时，相比已有结构均增加了了端壁净热流量的变化量，最大增加了108.43％，表明本发明可以有效增强气膜孔出气对端壁的冷却效果，因此能够改善涡轮导向器端壁的气膜冷却效果。

同时，本发明在-30°，0°和30°攻角时对应的气膜冷却效率，对流换热系数和净热流量变化量的差异性明显变小，说明本发明提出的冷却结构受来流条件变化的影响变小，鲁棒性明显变好。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明作任何限制，凡是根据本发明技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、变更以及等效结构变换，均仍属于本发明技术方案的保护范围内。

Claims (10)

1.一种用于涡轮导向器端壁的微肋和气膜孔相结合的冷却结构，其特征在于，包括设置在导向器端壁(2)上的微肋结构(5)，所述微肋结构(5)位于气膜孔结构(6)下游的导向器端壁通道(3)内，所述微肋结构(5)由多条微肋(5-1)组成，多条所述微肋(5-1)是根据导向器通道(3)内未受二次流扰动的叶高截面二维流线分布规律布置。

2.按照权利要求1所述的一种用于涡轮导向器端壁的微肋和气膜孔相结合的冷却结构，其特征在于，所述多个微肋(5-1)在端壁10％轴向弦长位置，从压力面到吸力面各个微肋(5-1)之间等间距布置。

3.按照权利要求1所述的一种用于涡轮导向器端壁的微肋和气膜孔相结合的冷却结构，其特征在于，所述微肋(5-1)沿导向器端壁通道(3)延伸至压力面70％～80％轴向弦长位置所做的垂线的位置。

4.按照权利要求1所述的一种用于涡轮导向器端壁的微肋和气膜孔相结合的冷却结构，其特征在于，所述微肋(5-1)的高度h为0.5mm～1.0mm，所述微肋(5-1)底部宽度w为0.5mm～1.0mm，所述微肋结构(5)的微肋条数为5～10条。

5.按照权利要求1所述的一种用于涡轮导向器端壁的微肋和气膜孔相结合的冷却结构，其特征在于，所述微肋(5-1)的前缘和尾缘均为圆弧形，所述微肋的截面形状为三角形、梯形、矩形和圆弧形中的一种。

6.按照权利要求1至5中任一项权利要求所述的一种用于涡轮导向器端壁的微肋和气膜孔相结合的冷却结构，其特征在于，所述气膜孔结构(6)包括第一排气膜孔(6-1)和第二排气膜孔(6-2)，所述第二排气膜孔(6-2)位于第一排气膜孔(6-1)的下游，所述第一排气膜孔(6-1)和第二排气膜孔(6-2)均与端壁下侧的供气腔(4)相连通。

7.按照权利要求6所述的一种用于涡轮导向器端壁的微肋和气膜孔相结合的冷却结构，其特征在于，所述第一排气膜孔(6-1)和第二排气膜孔(6-2)均由多个结构相同的气膜孔组成，所述气膜孔为圆柱形孔，所述气膜孔的孔径为d，d的取值为0.8mm～1.5mm。

8.按照权利要求7所述的一种用于涡轮导向器端壁的微肋和气膜孔相结合的冷却结构，其特征在于，所述相邻两个气膜孔之间的间距为p，p的取值为2.8d，所述气膜孔与壁面的夹角为20°～50°。

9.按照权利要求7所述的一种用于涡轮导向器端壁的微肋和气膜孔相结合的冷却结构，其特征在于，所述第一排气膜孔(6-1)上任一气膜孔位于其下游对应的第二排气膜孔(6-2)中相邻两个气膜孔之间中点的上游，且两排气膜孔为叉排布置。

10.按照权利要求7所述的一种用于涡轮导向器端壁的微肋和气膜孔相结合的冷却结构，其特征在于，所述涡轮导向器端壁(2)为涡轮导向器下端壁和/或涡轮导向器上端壁。

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