CN114658492A - 一种基于棱柱形凸起的冲击气膜换热结构 - Google Patents
一种基于棱柱形凸起的冲击气膜换热结构 Download PDFInfo
- Publication number
- CN114658492A CN114658492A CN202210184233.6A CN202210184233A CN114658492A CN 114658492 A CN114658492 A CN 114658492A CN 202210184233 A CN202210184233 A CN 202210184233A CN 114658492 A CN114658492 A CN 114658492A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- impact
- prismatic
- air film
- heat exchange
- holes
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims abstract description 9
- 239000000112 cooling gas Substances 0.000 claims abstract description 6
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 4
- 230000004323 axial length Effects 0.000 claims description 2
- 238000001816 cooling Methods 0.000 abstract description 25
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 11
- 238000010835 comparative analysis Methods 0.000 description 2
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 2
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 2
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 2
- 239000000463 material Substances 0.000 description 2
- 230000008569 process Effects 0.000 description 2
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 2
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 2
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- 238000004378 air conditioning Methods 0.000 description 1
- 230000004075 alteration Effects 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000006467 substitution reaction Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
- F01D5/186—Film cooling
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
本发明一种基于棱柱形凸起的冲击气膜换热结构，属于航空发动机涡轮叶片冲击气膜冷却技术领域；包括进气腔、冲击板和冲击靶板，还包括设置于冲击靶板表面上的棱柱形凸起和气膜孔，所述棱柱形凸起与冲击板上的冲击孔相对设置；冷却气体通过冲击孔垂直射向冲击靶板的棱柱形凸起上，并沿棱柱形凸起的侧面向四周流动，对冲击靶板进行强化换热后从气膜孔流出。本发明较圆锥形凸台而言，棱柱形凸起的冲击换热结构的冷气流贴壁性好，高换热区域较大，可以提高靶板整体的换热效果。
Description
技术领域
本发明属于航空发动机涡轮叶片冲击气膜冷却技术领域，具体涉及一种基于棱柱形凸起的冲击气膜换热结构。
背景技术
对涡轮发动机而言，提高涡轮进口燃气温度对于改善发动机性能具有极其重要的意义，而涡轮进口燃气温度受涡轮材料的耐温能力限制。目前航空发动机涡轮进口燃气温度已达2000K，远远超出耐高温叶片材料的耐温极限，所以必须对涡轮叶片采取有效的冷却措施来降低叶片温度，保证涡轮叶片安全可靠地工作。
常用的涡轮叶片冷却形式分为内部冷却和外部冷却。在内部冷却技术中，冲击换热可以有效提升换热效果，低温气体经过冲击孔后，以很高的速度射流冲击到叶片内壁面，对其进行强化冷却。外部冷却主要是指气膜冷却，低温气体经过内部冲击换热后，通过气膜孔流入主流，在叶片外壁面形成一层冷气膜，降低叶片外表面温度。以往的涡轮叶片冷却主要采用这种冲击+气膜的复合冷却形式，以获得较高的综合冷却效率，降低涡轮叶片的温度。然而，随着航空发动机性能需求的升高，涡轮前温度也越来越高，继续提高涡轮叶片冷却效率很有必要。
近年来，国内外对冲击靶板布置凸起的研究逐渐增多，专利CN110145371A提出一种在冲击靶板上布置圆锥凸台的结构，专利CN112879103A提出一种基于椭球形凸起的阵列冲击气膜结构。这些结构在一定程度上可以增强气体扰动及局部湍流度，从而提高对凸台的冲击冷却效果，但是由于冷气冲击凸台后速度方向改为横向，导致在凸台以外区域的换热略有减弱，总的来看，凸台对叶片外表面的冷却效果提高不够明显。为解决该问题，本发明提出了一种基于三棱柱形凸起的冲击气膜换热结构，其中三棱柱的一个侧面与叶片内表面重合，冷气经过冲击孔射流冲击到另外两个侧面进行冲击换热后继续冲向叶片内壁面，加强叶片整体的冲击换热效果，此外本发明还可以通过调整棱柱凸起的排列方向，有针对性地加强叶片冷却薄弱位置的冷却，有效降低叶片外表面的最高温度。
发明内容
要解决的技术问题：
为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种基于棱柱形凸起的冲击气膜换热结构，通过在冲击靶板上设置棱柱形凸起和气膜孔，提高航空发动机涡轮叶片的冷却效果，降低叶片表面温度。
本发明的技术方案是：一种基于棱柱形凸起的冲击气膜换热结构，包括进气腔、冲击板和冲击靶板；其特征在于：还包括设置于冲击靶板表面上的棱柱形凸起和气膜孔，所述棱柱形凸起与冲击板上的冲击孔相对设置；冷却气体通过冲击孔垂直射向冲击靶板的棱柱形凸起上，并沿棱柱形凸起的侧面向四周流动，对冲击靶板进行强化换热后从气膜孔流出；
所述冲击板与冲击靶板之间的距离为冲击距离H，所述冲击孔的直径为D。
本发明的进一步技术方案是：所述棱柱形凸起为三棱柱，棱柱的侧壁位于冲击靶板的板面上，端面三角形为等腰三角形。
本发明的进一步技术方案是：所述棱柱形凸起的高度与冲击孔直径D的比值为0.5～2.0，顶角为60°～120°；棱柱的轴向长度与冲击孔直径D的比值为0.5～2.0，过其底边的矩形面贴合在冲击靶面，棱柱的侧棱与主流流动方向的夹角为0°～90°。
本发明的进一步技术方案是：所述冲击板厚度与冲击孔直径D的比值为0.2～5.0。
本发明的进一步技术方案是：所述冲击孔展向间距与冲击孔直径D的比值为2.0～6.0，冲击孔流向间距与冲击孔直径D的比值为2.0～8.0。
本发明的进一步技术方案是：所述棱柱形凸起沿流向和展向与气膜孔交错布置。
本发明的进一步技术方案是：所述气膜孔直径d与冲击孔直径D的比值为0.5～2.0，气膜孔轴线与冲击靶板板面的夹角为30°～60°。
本发明的进一步技术方案是：所述气膜孔展向间距与冲击孔直径D的比值为2.0～6.0，气膜孔流向间距与冲击孔直径D的比值为2.0～8.0。
本发明的进一步技术方案是：所述冲击靶板厚度与冲击孔直径D的比值为0.5～3.0。
本发明的进一步技术方案是：所述冲击板与冲击靶板之间的距离为0.8～5mm，冲击孔直径D为0.5～3mm。
有益效果
本发明的有益效果在于：
本发明提出了一种基于棱柱形凸起的冲击换热结构，即在涡轮叶片常规的冲击换热靶板上布置棱柱形凸起结构，并在冲击靶板上设置气膜孔。本发明的优势如下：
1、较圆锥形凸台而言，棱柱形凸起的冲击换热结构的冷气流贴壁性好，高换热区域较大，可以提高靶板整体的换热效果。对于圆锥形凸台，当冷气冲击在凸台顶的平面后，气流发生横向偏转，在凸台侧面区域形成低速涡(见图7)，导致在凸台与靶面平面交界附近位置换热较弱，仅在凸台顶部存在高换热区；而对于棱柱形凸起，由于顶部没有平台，当冷气射流冲击靶面的棱柱形凸起后，沿棱柱形侧面流向靶面其余位置，在凸起与靶面平面交界处形成二次冲击，进一步提高了冲击换热效果。
2、与圆锥形凸台相比，棱柱形凸起可以通过调整棱柱侧棱与主流流向之间的夹角，调节凸起与靶面平面交界处的二次冲击位置，弥补因外部气膜覆盖不充分导致冲击靶板存在局部高温的现象，提高叶片整体的冷却效果。
3、在冲击靶板上设置气膜孔，将内部冷却与外部冷却相结合，综合作用下冷却效果明显。
本发明是一种基于棱柱形凸起的冲击换热结构，在冲击靶板表面布置棱柱形凸起扰流元，具有良好的换热特性，可用于各种航空发动机及燃气轮机涡轮叶片冷却结构。
设定冲击孔进口速度20m/s、温度300K，主流速度为30m/s、温度400K的条件下，对基于本发明的棱柱形凸起的冲击换热结构和圆锥凸台换热结构进行了流固耦合数值模拟。冲击孔径D＝1.0mm，冲击距离H＝2.0mm，冲击板厚度与冲击孔径D的比值为2.0，冲击孔展向间距与冲击孔径D的比值为3.0，冲击孔流向间距与冲击孔径D的比值为6.0，气膜孔轴线与水平面的夹角为40°，气膜孔展向间距与冲击孔径D的比值为6.0，气膜孔流向间距与冲击孔径D的比值为6.0，冲击靶板厚度与冲击孔径D的比值为2.0，棱柱的侧棱与主流流动方向的夹角为0°。对比分析显示，本发明的棱柱形凸起冲击靶板表面的平均换热系数较圆锥凸台冲击靶板增加约7％，冲击靶板主流侧温度降低约1.5K。
附图说明
图1为本发明一种基于棱柱形凸起的冲击换热结构单元的正视图。
图2为本发明一种基于棱柱形凸起的冲击换热结构单元的右视图。
图3为本发明一种基于棱柱形凸起的冲击换热结构单元的俯视图。
图4为本发明一种基于棱柱形凸起的冲击换热结构单元的仰视图。
图5为本发明一种基于棱柱形凸起的冲击换热结构单元的截剖面图。
图6为本发明一种基于棱柱形凸起的冲击换热结构单元冲击靶板的立体图。
图7为本发明与圆锥凸台冲击位置流线图。
图8为本发明与圆锥凸台冲击靶板主流侧线平均温度随流向距离的对比曲线图。
附图标记说明：1.冲击靶板2.冲击板3.棱柱形凸起4.气膜孔5.冲击孔。
具体实施方式
下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”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。
参阅图1～图5，本实例一种基于棱柱形凸起的冲击换热结构应用于航空发动机涡轮叶片的冲击气膜结构，由冲击靶板1、冲击板2、棱柱形凸起3、气膜孔4、冲击孔5组成。冲击距离H，即冲击板与冲击靶板之间的距离为0.8～5mm，冲击孔直径D为0.5～3mm，冲击板厚度与冲击孔直径D的比值为0.2～5.0，冲击孔展向间距与冲击孔直径D的比值为2.0～6.0，冲击孔流向间距与冲击孔直径D的比值为2.0～8.0，气膜孔直径d与冲击孔直径D的比值为0.5～2.0，气膜孔轴线与冲击靶板的夹角为30°～60°。气膜孔展向间距与冲击孔直径D的比值为2.0～6.0，气膜孔流向间距与冲击孔直径D的比值为2.0～8.0。冲击靶板厚度与冲击孔直径D的比值为0.5～3.0。所述的冲击板与所述的冲击靶板平行。
所述棱柱形凸起是由一个三棱柱作为凸起布置于冲击靶板表面，三棱柱的三角形侧为等腰三角形，高度与冲击距离H的比值为0.2～0.6，顶角为60°～120°，棱柱长度与冲击距离H的比值为0.4～0.8，过其底边的矩形面贴合在冲击靶面，棱柱的侧棱与主流流动方向的夹角为0°～90°。结果表明，本发明的棱柱形凸起冲击靶板表面的平均换热系数较圆锥凸台冲击靶板增加约7％，冲击靶板主流侧温度降低约1.5K。
本实例中，冷却空气经过冲击板2，从冲击孔5中吹出，喷射至冲击靶板1表面的棱柱形凸起3上，随后沿棱柱形凸起的侧面射流向靶板其他区域，最终从气膜孔4流出，与涡轮叶片外部进行换热。棱柱形凸起结构破坏了冲击换热过程中在冲击靶面上的边界层，减小了边界层厚度，冷却空气与棱柱形凸起顶部进行冲击换热后，沿棱柱形凸起侧面流向冲击靶面，形成二次冲击，进一步增强叶片冲击换热强度，同时，棱柱形凸起可以通过调节棱柱与主流流向之间的角度，从而增强指定位置的换热，因此基于棱柱形凸起的冲击换热结构可以有效增强叶片内部的冲击换热效果。
具体参数为：设定冲击孔进口速度20m/s、温度300K，主流速度为30m/s、温度400K的条件下，对基于本发明的棱柱形凸起的冲击换热结构和圆锥凸台换热结构进行了流固耦合数值模拟。冲击孔径D＝1.0mm，冲击距离H＝2.0mm，冲击板厚度与冲击孔径D的比值为2.0，冲击孔展向间距与冲击孔径D的比值为3.0，冲击孔流向间距与冲击孔径D的比值为6.0，气膜孔轴线与水平面的夹角为40°，气膜孔展向间距与冲击孔径D的比值为6.0，气膜孔流向间距与冲击孔径D的比值为6.0，冲击靶板厚度与冲击孔径D的比值为2.0，棱柱的侧棱与主流流动方向的夹角为0°。对比分析显示，本发明的棱柱形凸起冲击靶板表面的平均换热系数较圆锥凸台冲击靶板增加约7％，冲击靶板主流侧温度降低约1.5K。
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不脱离本发明的原理和宗旨的情况下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 (10)
1.一种基于棱柱形凸起的冲击气膜换热结构，包括进气腔、冲击板和冲击靶板；其特征在于：还包括设置于冲击靶板表面上的棱柱形凸起和气膜孔，所述棱柱形凸起与冲击板上的冲击孔相对设置；冷却气体通过冲击孔垂直射向冲击靶板的棱柱形凸起上，并沿棱柱形凸起的侧面向四周流动，对冲击靶板进行强化换热后从气膜孔流出；
所述冲击板与冲击靶板之间的距离为冲击距离H，所述冲击孔的直径为D。
2.根据权利要求1所述基于棱柱形凸起的冲击气膜换热结构，其特征在于：所述棱柱形凸起为三棱柱，棱柱的侧壁位于冲击靶板的板面上，端面三角形为等腰三角形。
3.根据权利要求2所述基于棱柱形凸起的冲击气膜换热结构，其特征在于：所述棱柱形凸起的高度与冲击孔直径D的比值为0.5～2.0，顶角为60°～120°；棱柱的轴向长度与冲击孔直径D的比值为0.5～2.0，过其底边的矩形面贴合在冲击靶面，棱柱的侧棱与主流流动方向的夹角为0°～90°。
4.根据权利要求1所述基于棱柱形凸起的冲击气膜换热结构，其特征在于：所述冲击板厚度与冲击孔直径D的比值为0.2～5.0。
5.根据权利要求1所述基于棱柱形凸起的冲击气膜换热结构，其特征在于：所述冲击孔展向间距与冲击孔直径D的比值为2.0～6.0，冲击孔流向间距与冲击孔直径D的比值为2.0～8.0。
6.根据权利要求1所述基于棱柱形凸起的冲击气膜换热结构，其特征在于：所述棱柱形凸起沿流向和展向与气膜孔交错布置。
7.根据权利要求1所述基于棱柱形凸起的冲击气膜换热结构，其特征在于：所述气膜孔直径d与冲击孔直径D的比值为0.5～2.0，气膜孔轴线与冲击靶板板面的夹角为30°～60°。
8.根据权利要求1所述基于棱柱形凸起的冲击气膜换热结构，其特征在于：所述气膜孔展向间距与冲击孔直径D的比值为2.0～6.0，气膜孔流向间距与冲击孔直径D的比值为2.0～8.0。
9.根据权利要求1所述基于棱柱形凸起的冲击气膜换热结构，其特征在于：所述冲击靶板厚度与冲击孔直径D的比值为0.5～3.0。
10.根据权利要求1所述基于棱柱形凸起的冲击气膜换热结构，其特征在于：所述冲击板与冲击靶板之间的距离为0.8～5mm，冲击孔直径D为0.5～3mm。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN2021115371606 | 2021-12-13 | ||
| CN202111537160 | 2021-12-13 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN114658492A true CN114658492A (zh) | 2022-06-24 |
Family
ID=82027455
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202210184233.6A Pending CN114658492A (zh) | 2021-12-13 | 2022-02-23 | 一种基于棱柱形凸起的冲击气膜换热结构 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN114658492A (zh) |
Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20110095135A1 (en) * | 2009-10-27 | 2011-04-28 | Lockheed Martin Corporation | Prismatic-shaped vortex generators |
| CN108979754A (zh) * | 2018-09-10 | 2018-12-11 | 沈阳航空航天大学 | 一种阵列冲击射流冷却中的扰流结构 |
| EP3425174A1 (en) * | 2017-07-03 | 2019-01-09 | Siemens Aktiengesellschaft | Impingement cooling arrangement with guided cooling air flow for cross-flow reduction in a gas turbine |
| CN109737788A (zh) * | 2018-12-21 | 2019-05-10 | 西北工业大学 | 一种减小流动损失、强化冲击换热的凸起靶板结构 |
| US10641099B1 (en) * | 2015-02-09 | 2020-05-05 | United Technologies Corporation | Impingement cooling for a gas turbine engine component |
| CN111255525A (zh) * | 2020-03-09 | 2020-06-09 | 清华大学 | 燃气涡轮发动机、叶片及其内部冷却结构 |
| CN211924254U (zh) * | 2020-03-09 | 2020-11-13 | 清华大学 | 燃气涡轮发动机、叶片及其内部冷却结构 |
| CN112879103A (zh) * | 2021-03-10 | 2021-06-01 | 西北工业大学 | 一种基于椭球形凸起的阵列冲击气膜结构 |
-
2022
- 2022-02-23 CN CN202210184233.6A patent/CN114658492A/zh active Pending
Patent Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20110095135A1 (en) * | 2009-10-27 | 2011-04-28 | Lockheed Martin Corporation | Prismatic-shaped vortex generators |
| US10641099B1 (en) * | 2015-02-09 | 2020-05-05 | United Technologies Corporation | Impingement cooling for a gas turbine engine component |
| EP3425174A1 (en) * | 2017-07-03 | 2019-01-09 | Siemens Aktiengesellschaft | Impingement cooling arrangement with guided cooling air flow for cross-flow reduction in a gas turbine |
| CN108979754A (zh) * | 2018-09-10 | 2018-12-11 | 沈阳航空航天大学 | 一种阵列冲击射流冷却中的扰流结构 |
| CN109737788A (zh) * | 2018-12-21 | 2019-05-10 | 西北工业大学 | 一种减小流动损失、强化冲击换热的凸起靶板结构 |
| CN111255525A (zh) * | 2020-03-09 | 2020-06-09 | 清华大学 | 燃气涡轮发动机、叶片及其内部冷却结构 |
| CN211924254U (zh) * | 2020-03-09 | 2020-11-13 | 清华大学 | 燃气涡轮发动机、叶片及其内部冷却结构 |
| CN112879103A (zh) * | 2021-03-10 | 2021-06-01 | 西北工业大学 | 一种基于椭球形凸起的阵列冲击气膜结构 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN211715181U (zh) | 一种带开缝圆形扰流柱的层板冷却结构 | |
| CN108223022B (zh) | 一种阵列射流冷却中的扰流结构 | |
| CN110030036A (zh) | 一种涡轮叶片尾缘的冲击劈缝气膜冷却结构 | |
| CN110185554A (zh) | 一种用于喷气发动机矢量喷管的双层壁冷却结构 | |
| CN103277145A (zh) | 一种燃气涡轮冷却叶片 | |
| CN112879103A (zh) | 一种基于椭球形凸起的阵列冲击气膜结构 | |
| CN109931114A (zh) | 一种新型冲击冷却扰流结构 | |
| CN104712372B (zh) | 一种高性能冲击冷却系统 | |
| CN113047912A (zh) | 一种带梅花形扰流柱的层板冷却结构 | |
| CN114109516A (zh) | 一种涡轮叶片端壁冷却结构 | |
| CN114658492A (zh) | 一种基于棱柱形凸起的冲击气膜换热结构 | |
| CN110761846A (zh) | 气膜孔 | |
| CN115898693A (zh) | 一种波纹扰流平面冷却装置及应用 | |
| CN114412645B (zh) | 涡扇发动机燃烧室用带狭缝肋层板冷却结构及冷却方法 | |
| CN114542194A (zh) | 一种基于圆锥形凸起的冲击气膜换热结构 | |
| CN113374546A (zh) | 一种基于圆台加圆柱形凸起的阵列冲击结构 | |
| CN205618204U (zh) | 叶片叶尖冲击冷却结构以及航空发动机涡轮转子 | |
| CN114382553A (zh) | 涡轮叶片中弦区用高堵塞比肋片层板冷却结构及冷却方法 | |
| CN210599117U (zh) | 一种用于改善涡轮冷却效果的冷却结构 | |
| CN219262455U (zh) | 燃气轮机的透平叶片前缘冷却结构 | |
| US11952913B2 (en) | Turbine blade with improved swirl cooling performance at leading edge and engine | |
| CN216642214U (zh) | 涡轮叶片中弦区用高堵塞比肋片层板冷却结构 | |
| CN218117856U (zh) | 一种燃气轮机的叶片 | |
| CN213807771U (zh) | 一种用于增强壁面冷却性能的带冠漩涡发生器 | |
| CN216043896U (zh) | 一种带梅花形扰流柱的层板冷却结构 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| WD01 | Invention patent application deemed withdrawn after publication | ||
| WD01 | Invention patent application deemed withdrawn after publication |
Application publication date: 20220624 |