CN114109515A - 一种涡轮叶片吸力面冷却结构 - Google Patents

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Abstract

本申请属于航空发动机叶片领域，特别涉及一种涡轮叶片吸力面冷却结构。包括：冷却单元在叶片吸力面布置多个，在高度方向上，冷却单元通过隔肋分隔成多段，冷却单元设置有冲击区、横流区以及出口段，其中，冲击区开设有冲击孔以及与冲击孔连通的冲击腔；横流区设置有扰流柱，扰流柱之间具有扰流通道，扰流通道与冲击腔连通；出口段设置有节流柱，节流柱包括第一节流柱以及第二节流柱，第一节流柱与第二节流柱相邻的两个壁面呈同心圆形式，同心圆形式的两个壁面之间形成环形的节流通道，节流通道与扰流通道连通，出口段还开设有与节流通道连通的气膜缝；叶片内部的冷却气流依次经过冲击孔、冲击腔、扰流通道、节流通道后，由气膜缝流到叶片外部。

Description

一种涡轮叶片吸力面冷却结构
技术领域
本申请属于航空发动机叶片领域，特别涉及一种涡轮叶片吸力面冷却结构。
背景技术
随着航空技术的发展，航空发动机性能不断提升，涡轮前温度持续升高，涡轮前温度已从三代机的1700K级提高至了2000K级，极大地增加了涡轮叶片的热负荷；同时，为了追求发动机效率的提升，涡轮叶片的冷气用量却在不断减少。三四代机中普遍采用的复合冷却结构已经无法满足进口温度2000K以上时涡轮叶片的冷却需求。
当前绝大部分的复合冷却结构采用的是冲击对流+气膜的冷却方式，冷气通过导管上的冲击孔形成对基体内壁面的冲击冷却，而后，通过叶片上的气膜孔流出，形成对基体外壁面的气膜冷却。对于进口温度2000K以上的涡轮叶片而言，复合冷却结构存在以下不足：
a)受冷气用量和加工能力限制，综合冷却能力已基本达到极限；
b)冷气利用率较低，冷气用量偏高，冷气冲击壁面后直接从气膜孔排除，冷气在叶片内部停留时间短，温增有限；
c)单层壁结构，壁厚偏厚，导热热阻大，不利于叶片冷却；
d)普遍采用圆形气膜孔，气膜冷却效率较低。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本申请的目的是提供了一种涡轮叶片吸力面冷却结构，以解决现有技术存在的至少一个问题。
本申请的技术方案是：
一种涡轮叶片吸力面冷却结构，包括：
冷却单元，所述冷却单元在叶片吸力面布置多个，在高度方向上，所述冷却单元通过隔肋分隔成多段，所述冷却单元设置有冲击区、横流区以及出口段，其中，
所述冲击区开设有冲击孔以及与所述冲击孔连通的冲击腔；
所述横流区设置有扰流柱，所述扰流柱之间具有扰流通道，所述扰流通道与所述冲击腔连通；
所述出口段设置有节流柱，所述节流柱包括第一节流柱以及第二节流柱，所述第一节流柱与所述第二节流柱相邻的两个壁面呈同心圆形式，同心圆形式的两个壁面之间形成环形的节流通道，所述节流通道与所述扰流通道连通，所述出口段还开设有与所述节流通道连通的气膜缝；
叶片内部的冷却气流依次经过冲击孔、冲击腔、扰流通道、节流通道后，由气膜缝流到叶片外部。
在本申请的至少一个实施例中，所述冷却单元沿叶片前缘至后缘依次设置4排。
在本申请的至少一个实施例中，所述冷却单元在高度方向上通过两个所述隔肋分隔成三段。
在本申请的至少一个实施例中，所述扰流柱呈菱形，多个所述扰流柱交错分布。
在本申请的至少一个实施例中，所述气膜缝为斜缝。
在本申请的至少一个实施例中，所述气膜缝的倾斜角度为45度。
发明至少存在以下有益技术效果：
本申请的涡轮叶片吸力面冷却结构，能够大幅提升叶片综合冷却能力；提升冷气利用率，降低冷气用量；降低基体导热热阻，提高传热效率；显著提高气膜冷却效率。
附图说明
图1是本申请一个实施方式的涡轮叶片吸力面冷却结构布置示意图；
图2是本申请一个实施方式的冷却单元示意图；
图3是本申请一个实施方式的冷却单元剖视图。
其中：
1-冷却单元；2-隔肋；3-冲击孔；4-冲击腔；5-扰流柱；6-扰流通道；7-节流通道；8-气膜缝。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，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，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”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申请和简化描述，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申请保护范围的限制。
下面结合附图1至图3对本申请做进一步详细说明。
本申请提供了一种涡轮叶片吸力面冷却结构，包括：多个冷却单元1。
具体的，如图1所示，冷却单元1在叶片吸力面布置多个，在高度方向上，冷却单元1通过隔肋2分隔成多段，冷却单元1设置有冲击区、横流区以及出口段。如图2所示，冲击区开设有冲击孔3以及与冲击孔3连通的冲击腔4；横流区设置有扰流柱5，扰流柱5之间具有扰流通道6，扰流通道6与冲击腔4连通；出口段设置有节流柱，节流柱包括第一节流柱以及第二节流柱，第一节流柱与第二节流柱相邻的两个壁面呈同心圆形式，同心圆形式的两个壁面之间形成环形的节流通道7，节流通道7与扰流通道6连通，出口段还开设有与节流通道7连通的气膜缝8。
本申请的涡轮叶片吸力面冷却结构，如图3所示，叶片内部的冷却气流依次经过冲击孔3、冲击腔4、扰流通道6、节流通道7后，由气膜缝8流到叶片外部。
本申请的涡轮叶片吸力面冷却结构，冷却单元1由冲击区、横流区以及出口段三部分组成，冷气由冲击孔3进入冷却单元1内部的冲击腔4，形成对内壁的冲击冷却；而后，冷气进入扰流柱5之间的扰流通道6，增大换热面积，增强扰动，强化换热；最终冷气通过出口段的节流通道7汇合后由气膜缝8排出叶片，形成对外壁面的气膜冷却。
在本申请的优选实施方式中，冷却单元1沿叶片前缘至后缘依次设置4排。实际工程应用中可以根据冷却需求对单元数量进行调整。在高度方向上，冷却单元1通过2个隔肋2分隔成了三段，这是为了降低由于型芯过长在浇注时发生变形的风险，降低制造难度。
在本申请的优选实施例中，扰流柱5呈菱形，多个扰流柱5交错分布。本实施例中，气膜缝8为斜缝，倾斜角度为45度。
本申请的涡轮叶片吸力面冷却结构，整个冷却单元1在出口段节流，节流通道7为两个节流柱的同心圆壁面形成的环形通道，通过节流通道7后，冷气会突然扩张进入汇合区，流动速度会显著降低，最后通过气膜缝8排入主通道，在叶片的外表面形成缝式气膜冷却，有效增加气膜冷却效率。同时，该设计可以有效降低背侧气膜出流速度，提高气膜覆盖效果，避免高速气膜出流与燃气掺混带来较大的气动损失，降低涡轮效率。
本申请的涡轮叶片吸力面冷却结构，采用了冲击+横流式+气膜式的设计增强了冷气的换热强度，延长了冷气在叶片内的停留时间，显著提高了冷气利用率。与复合冷却结构不同的是，整个冷却通道设置在叶片基体内部，不需要通过导管来构建冷却通道，这样可以显著减小冷气与燃气之间的壁厚，降低导热热阻，提高传热效率。
本申请的涡轮叶片吸力面冷却结构，综合冷效高，承温能力强，冷气利用率高，冷气用量少，气膜冷却效率显著提升。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (6)

1.一种涡轮叶片吸力面冷却结构，其特征在于，包括：
冷却单元(1)，所述冷却单元(1)在叶片吸力面布置多个，在高度方向上，所述冷却单元(1)通过隔肋(2)分隔成多段，所述冷却单元(1)设置有冲击区、横流区以及出口段，其中，
所述冲击区开设有冲击孔(3)以及与所述冲击孔(3)连通的冲击腔(4)；
所述横流区设置有扰流柱(5)，所述扰流柱(5)之间具有扰流通道(6)，所述扰流通道(6)与所述冲击腔(4)连通；
所述出口段设置有节流柱，所述节流柱包括第一节流柱以及第二节流柱，所述第一节流柱与所述第二节流柱相邻的两个壁面呈同心圆形式，同心圆形式的两个壁面之间形成环形的节流通道(7)，所述节流通道(7)与所述扰流通道(6)连通，所述出口段还开设有与所述节流通道(7)连通的气膜缝(8)；
叶片内部的冷却气流依次经过冲击孔(3)、冲击腔(4)、扰流通道(6)、节流通道(7)后，由气膜缝(8)流到叶片外部。
2.根据权利要求1所述的涡轮叶片吸力面冷却结构，其特征在于，所述冷却单元(1)沿叶片前缘至后缘依次设置4排。
3.根据权利要求2所述的涡轮叶片吸力面冷却结构，其特征在于，所述冷却单元(1)在高度方向上通过两个所述隔肋(2)分隔成三段。
4.根据权利要求1所述的涡轮叶片吸力面冷却结构，其特征在于，所述扰流柱(5)呈菱形，多个所述扰流柱(5)交错分布。
5.根据权利要求1所述的涡轮叶片吸力面冷却结构，其特征在于，所述气膜缝(8)为斜缝。
6.根据权利要求5所述的涡轮叶片吸力面冷却结构，其特征在于，所述气膜缝(8)的倾斜角度为45度。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114575931A (zh) * 2022-03-16 2022-06-03 中国航发沈阳发动机研究所 一种高承温能力涡轮叶片冷却结构
CN114991880A (zh) * 2022-08-01 2022-09-02 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机高压涡轮双层壁转子叶片

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6071075A (en) * 1997-02-25 2000-06-06 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Cooling structure to cool platform for drive blades of gas turbine
US20010016162A1 (en) * 2000-01-13 2001-08-23 Ewald Lutum Cooled blade for a gas turbine
US20030049127A1 (en) * 2000-03-22 2003-03-13 Peter Tiemann Cooling system for a turbine blade
CN101126349A (zh) * 2007-07-13 2008-02-20 北京航空航天大学 古钱式扰流柱层板结构
US20120020787A1 (en) * 2009-01-30 2012-01-26 Alstom Technology Ltd Cooled blade for a gas turbine
US8414263B1 (en) * 2012-03-22 2013-04-09 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine stator vane with near wall integrated micro cooling channels
US20150176412A1 (en) * 2013-12-20 2015-06-25 Alstom Technology Ltd Rotor blade and guide vane airfoil for a gas turbine engine
CN110043326A (zh) * 2019-04-15 2019-07-23 西北工业大学 一种带椭圆型扰流柱及导流锥出口的网格缝气膜冷却结构
CN111156053A (zh) * 2020-01-14 2020-05-15 南京航空航天大学 一种基于燃气涡轮叶片的尾缘偏劈缝结构及冷却方法
CN113047912A (zh) * 2021-04-19 2021-06-29 南昌航空大学 一种带梅花形扰流柱的层板冷却结构

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6071075A (en) * 1997-02-25 2000-06-06 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Cooling structure to cool platform for drive blades of gas turbine
US20010016162A1 (en) * 2000-01-13 2001-08-23 Ewald Lutum Cooled blade for a gas turbine
US20030049127A1 (en) * 2000-03-22 2003-03-13 Peter Tiemann Cooling system for a turbine blade
CN101126349A (zh) * 2007-07-13 2008-02-20 北京航空航天大学 古钱式扰流柱层板结构
US20120020787A1 (en) * 2009-01-30 2012-01-26 Alstom Technology Ltd Cooled blade for a gas turbine
US8414263B1 (en) * 2012-03-22 2013-04-09 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine stator vane with near wall integrated micro cooling channels
US20150176412A1 (en) * 2013-12-20 2015-06-25 Alstom Technology Ltd Rotor blade and guide vane airfoil for a gas turbine engine
CN110043326A (zh) * 2019-04-15 2019-07-23 西北工业大学 一种带椭圆型扰流柱及导流锥出口的网格缝气膜冷却结构
CN111156053A (zh) * 2020-01-14 2020-05-15 南京航空航天大学 一种基于燃气涡轮叶片的尾缘偏劈缝结构及冷却方法
CN113047912A (zh) * 2021-04-19 2021-06-29 南昌航空大学 一种带梅花形扰流柱的层板冷却结构

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
吴海玲等: "《多孔多层板发散冷却特性__(二)横流作用》", 航空发动机, vol. 30, no. 2, pages 31 - 34 *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114575931A (zh) * 2022-03-16 2022-06-03 中国航发沈阳发动机研究所 一种高承温能力涡轮叶片冷却结构
CN114991880A (zh) * 2022-08-01 2022-09-02 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机高压涡轮双层壁转子叶片

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