CN114592922B - 一种双层壁冷却加气膜冷却组合式透平叶片 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种双层壁冷却加气膜冷却组合式透平叶片，所述透平叶片包括叶片前缘区、叶身主体区和叶片尾缘区，所述透平叶片的叶身主体区设有沿叶片展向延伸的冷气腔，其中，所述冷气腔包括设置在叶盆侧的第一冷气腔和设置在叶背侧的第二冷气腔，所述第一冷气腔和第二冷气腔均包括通过连通孔连接的多个子腔室，所述冷气腔外侧壁设有离散气膜孔。该透平叶片，采用多腔并联式结构，消除了蛇形通道的180°弯头结构，大幅降低了冷气通道的阻力和流道损失，在本发明提供的双层壁冷却加气膜冷却组合式透平叶片中，冷气通过阵列的连通孔进入下游通道，对外侧壁面形成冲击冷却效果。

Description

一种双层壁冷却加气膜冷却组合式透平叶片
技术领域
本发明属于燃气轮机叶片冷却技术领域，具体涉及一种双层壁冷却加气膜冷却组合式透平叶片。
背景技术
透平叶片是透平机械中用以引导流体按一定方向流动，并推动转子旋转的重要部件。装在壳体上的叶片称静叶或导叶，装在转子上的叶片称为动叶。燃气轮机透平动叶常采用对流冷却加气膜冷却的复合冷却方式。该复合冷却方式可以使叶片金属平均温度降低300-500K。蛇形通道是透平叶片常用的一种内部冷却结构，该结构可以看做是由若干直通道流程与U形拐角相连接组合而成的冷却结构，通常有两流程通道、三流程通道和四流程通道，该结构在目前的冷却要求下冷却效果较好。
但是，随着燃气轮机的发展，未来燃气轮机的透平进口温度降达到1973K。而传统的带肋蛇形通道在上游通道进入下游通道时采用了180°弯头，这就使得在弯头区域形成了很大的流动阻力，冷气在此产生了很大的压力损失，很难进一步提高叶片冷却通道强化换热能力，很难满足未来燃气轮机透平进口温度进一步提高的要求。
因此，需提供一种在不显著提高冷气量的条件下，能提升综合冷放的一种透平叶片。
发明内容
为了解决现有透平叶片冷却设计中，蛇形冷却通道结构流动阻力大的缺点和不足。本发明目的在于提供一种双层结构的横流式复合冷却结构。
为了达到上述目的，本发明提供了一种双层壁冷却加气膜冷却组合式透平叶片，所述透平叶片包括叶片前缘区、叶身主体区和叶片尾缘区，所述透平叶片的叶身主体区设有沿叶片展向延伸的冷气腔，其中，所述冷气腔包括设置在叶盆侧的第一冷气腔和设置在叶背侧的第二冷气腔，所述第一冷气腔和第二冷气腔均包括通过连通孔连接的多个子腔室，所述冷气腔外侧壁设有离散气膜孔。
本发明所提供的双层壁冷却加气膜冷却组合式透平叶片，还具有这样的特征，所述冷气腔的叶盆侧和叶背侧壁面上设有扰流肋片。
本发明所提供的双层壁冷却加气膜冷却组合式透平叶片，还具有这样的特征，所述扰流肋片为肋条或凸包。
本发明所提供的双层壁冷却加气膜冷却组合式透平叶片，还具有这样的特征，所述连通孔为沿展向阵列的圆形孔或椭圆孔，所述连通孔为斜孔，所述斜孔用于对外侧壁面形成冲击冷却。
本发明所提供的双层壁冷却加气膜冷却组合式透平叶片，还具有这样的特征，所述斜孔沿当地主流流向的夹角为20°-60°。
本发明所提供的双层壁冷却加气膜冷却组合式透平叶片，还具有这样的特征，所述气膜孔为圆柱孔或扩张孔。
本发明所提供的双层壁冷却加气膜冷却组合式透平叶片，还具有这样的特征，所述气膜孔沿当地主流流向的夹角为30°-90°。
本发明所提供的双层壁冷却加气膜冷却组合式透平叶片，还具有这样的特征，所述冷气腔的外侧壁上设有沿叶高方向阵列的多个冷气孔。
有益效果：
本发明所提供的双层壁冷却加气膜冷却组合式透平叶片，采用多腔并联式结构，消除了蛇形通道的180°弯头结构，大幅降低了冷气通道的阻力和流道损失，在本发明提供的双层壁冷却加气膜冷却组合式透平叶片中，冷气通过阵列的连通孔进入下游通道，对外侧壁面形成冲击冷却效果。
附图说明
为了更清楚地说明本发明的技术方案，下面将对实施例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为常规蛇形通道冷却叶片结构示意图；
图2为常规蛇形通道冷却叶片的工作示意图；
图3为本发明所提供的双层壁冷却加气膜冷却组合式透平叶片结构示意图；
图4为本发明所提供的双层壁冷却加气膜冷却组合式透平叶片的工作示意图。
具体实施方式
为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，以下实施例结合附图对本发明所提供的透平叶片作具体阐述。
在本发明实施例的描述中，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”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创造和简化描述，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创造的限制。
此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于描述目的，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”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明创造的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
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，可以通过具体情况理解上述术语在本发明创造中的具体含义。
如图1-2，为现有复合冷却透平动叶片采用的蛇形带肋通道结构，第1路冷气用于冷却前缘，冷气从腔b进入叶片，通过横向的通气孔进入腔a，在腔a内再通过排气膜孔流出；第2路冷气用于冷却叶中，冷气从叶根进入内腔c后，到达腔c的顶部后，在弯头处转弯180°进入下游腔d，在下游通道中再从腔室顶部流入根部，后续腔室也是类似特点，第2路冷气从叶中气膜孔流出；第3路冷气用于叶片尾缘，从叶根进入腔g，通过横向的通气孔进入尾缘劈缝，然会从劈缝流出。
如图3所示，提供了一种双层壁冷却加气膜冷却组合式透平叶片，所述透平叶片包括叶片前缘区、叶身主体区和叶片尾缘区，透平叶片的前缘和尾缘的冷却结构形式保持不变，前缘区域采用喷淋冷却结构，尾缘区域采用劈缝冷却结构，所述透平叶片的叶身主体区设有沿叶片展向延伸的冷气腔，其中，所述冷气腔包括设置在叶盆侧的第一冷气腔和设置在叶背侧的第二冷气腔，所述第一冷气腔和第二冷气腔均包括通过连通孔14连接的多个子腔室，分别为腔室3、腔室4、腔室5、腔室6、腔室7、腔室8、腔室9、腔室10和腔室11，所述冷气腔外侧壁设有离散气膜孔。设计为横流式通道结构后，通道内冷气沿程压力损失显著减小，将第一冷气腔室和第二冷气腔室设为连通的多个子腔室的可以减小旋涡大小及流动死区。连通孔在叶片铸造过程中直接铸造成型，
在部分实施例中，所述冷气腔的两侧壁面上设有扰流肋片15。扰流肋片15用于增加壁面换热系数。扰流肋片15在叶片铸造过程中直接铸造成型。
在部分实施例中，所述扰流肋片为肋条或凸包。
在部分实施例中，所述连通孔14为沿展向阵列的圆形孔或椭圆孔，所述连通孔14为斜孔，所述斜孔用于对外侧壁面形成冲击冷却。
在部分实施例中，所述斜孔沿当地主流流向的夹角β为20°-60°。当地指该透平叶片工作时的所在地。
在部分实施例中，所述气膜孔为圆柱孔或扩张孔。气膜孔采用电火花或激光工艺加工而成。
在部分实施例中，所述气膜孔沿当地主流流向的夹角α为30°-90°。当地指该透平叶片工作时的所在地。
在部分实施例中，所述冷气腔的外侧壁上设有沿叶高方向阵列的多个冷气孔16。
如图4所示，为前述实施例所提供的双层壁冷却加气膜冷却组合式透平叶片的工作示意图，第一路冷气用于冷却前缘，冷气从腔2进入叶片，通过横向的通气孔进入腔1，在腔1内再通过排气膜孔流出。设置在叶盆侧的第一冷气腔分为五个冷气腔，分别为腔室3、腔室4、腔室5、腔室6和腔室7，第二冷气腔分为四个冷气腔，分别腔室8、腔室9、腔室10和腔室11。与现有叶片不同，无需在冷却通道顶部或底部设置180°弯头，采用了横向的连通孔14，冷气通过连通孔14在第一冷气腔的四个冷气腔中流动，进而进入尾缘冷气腔12和劈缝13，形成第二条冷气流路；冷气同时通过连通孔在第二冷气腔的四个冷气腔中流动，进而进入尾缘冷气腔12和劈缝13，构成第三条冷气流路。
综上所述，本发明提供的双层壁冷却加气膜冷却组合式透平叶片与常规叶片的不同在于，叶中冷气腔被分为了叶盆侧的一组小腔体以及叶背侧的一组小腔体，上下游腔之间采用一排横向连通孔14进行连通；由于孔的方向是向外侧壁面倾斜设计的，所以冷气从上游腔室进入下游腔室时，会对叶片外侧壁面产生冲击冷却效果。相比传统蛇形通道设计，可以规避蛇形通道中180°弯头处的压力损失，并把这部分压力势能利用在新结构中，冷气通过连通孔进入下游腔室形成的冲击冷却中。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变型，这些改进和变型也应视为本发明的保护范围。

Claims (5)

1.一种双层壁冷却加气膜冷却组合式透平叶片，其特征在于，所述透平叶片包括叶片前缘区、叶身主体区和叶片尾缘区，所述透平叶片的叶身主体区设有沿叶片展向延伸的冷气腔，其中，所述冷气腔包括设置在叶盆侧的第一冷气腔和设置在叶背侧的第二冷气腔，所述第一冷气腔和第二冷气腔均包括通过连通孔连接的多个子腔室，所述冷气腔外侧壁设有离散气膜孔，
所述冷气腔的叶盆侧和叶背侧壁面上设有扰流肋片，
所述连通孔为沿展向阵列的圆形孔或椭圆孔，所述连通孔为斜孔，所述斜孔用于对外侧壁面形成冲击冷却，
所述斜孔沿当地主流流向的夹角为20°-60°，
所述第一冷气腔分为五个子腔室，
所述第二冷气腔分为四个子腔室，
第一路冷气用于冷却前缘，冷气从前缘位置处的第2腔进入叶片，通过横向的通气孔进入前缘位置处的第1腔，在前缘位置处的第1腔内通过气膜孔流出；
冷气通过连通孔在第一冷气腔的五个子腔室中流动，进而进入尾缘冷气腔和劈缝，形成第二路冷气；
冷气同时通过连通孔在第二冷气腔的四个子腔室中流动，进而进入尾缘冷气腔和劈缝，形成第三路冷气。
2.根据权利要求1所述的双层壁冷却加气膜冷却组合式透平叶片，其特征在于，所述扰流肋片为肋条或凸包。
3.根据权利要求1所述的双层壁冷却加气膜冷却组合式透平叶片，其特征在于，所述气膜孔为圆柱孔或扩张孔。
4.根据权利要求3所述的双层壁冷却加气膜冷却组合式透平叶片，其特征在于，所述气膜孔沿当地主流流向的夹角为30°-90°。
5.根据权利要求1所述的双层壁冷却加气膜冷却组合式透平叶片，其特征在于，所述冷气腔的外侧壁上设有沿叶高方向阵列的多个冷气孔。
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Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2002242607A (ja) * 2001-02-20 2002-08-28 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン冷却翼
US7530789B1 (en) * 2006-11-16 2009-05-12 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with a serpentine flow and impingement cooling circuit
JP2011208625A (ja) * 2010-03-31 2011-10-20 Hitachi Ltd ガスタービン翼
CN111425261A (zh) * 2020-04-27 2020-07-17 中国科学院工程热物理研究所 适应一体化打印成型的涡轮叶片冷却结构及发动机
CN111927564A (zh) * 2020-07-31 2020-11-13 中国航发贵阳发动机设计研究所 一种采用高效冷却结构的涡轮导向器叶片

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8944763B2 (en) * 2011-08-18 2015-02-03 Siemens Aktiengesellschaft Turbine blade cooling system with bifurcated mid-chord cooling chamber

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2002242607A (ja) * 2001-02-20 2002-08-28 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン冷却翼
US7530789B1 (en) * 2006-11-16 2009-05-12 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with a serpentine flow and impingement cooling circuit
JP2011208625A (ja) * 2010-03-31 2011-10-20 Hitachi Ltd ガスタービン翼
CN111425261A (zh) * 2020-04-27 2020-07-17 中国科学院工程热物理研究所 适应一体化打印成型的涡轮叶片冷却结构及发动机
CN111927564A (zh) * 2020-07-31 2020-11-13 中国航发贵阳发动机设计研究所 一种采用高效冷却结构的涡轮导向器叶片

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