CN114961874A

CN114961874A - 一种航空发动机气冷涡轮叶片强化冷却结构

Info

Publication number: CN114961874A
Application number: CN202210439041.5A
Authority: CN
Inventors: 杨小权; 吴忱韩; 唐小龙; 丁珏; 翁培奋
Original assignee: University of Shanghai for Science and Technology
Current assignee: University of Shanghai for Science and Technology
Priority date: 2022-04-22
Filing date: 2022-04-22
Publication date: 2022-08-30

Abstract

本发明公开一种航空发动机气冷涡轮叶片强化冷却结构，叶片上设有若干气体通道，所述通道的壁面为波纹形状，该波纹的延伸方向与气体流动方向平行，优化后的冷却结构称为波纹壁冷却通道，波峰波谷的交替出现可诱导通道内出现强烈周期性扰动，从而能够增强通道内的湍流程度，加强主流冷却气体与叶片内表面的对流换热效果，换热系数可增大300％，最终可带来更强的叶片冷却效果。该结构简单可靠，对叶片内部设计改动较小，在工程应用上便于实现和维护。

Description

一种航空发动机气冷涡轮叶片强化冷却结构

技术领域

本发明涉及航空发动机内部流动传热领域，具体涉及一种具有波纹壁的冷却结构，用于强化涡轮等高温部件的冷却散热。

背景技术

高推力、低油耗一直是航空发动机孜孜以求的目标，飞机推力直接关系到飞机的飞行速度和机动性，油耗则与飞机的最大航程及飞行成本直接挂钩。为满足航空发动机高推力、低油耗的要求，提高涡轮前温度是最直接方式。然而，涡轮前温度的提高对叶片材料的耐热性能提出了挑战，在耐高温材料研究缓慢的情况下，为了确保涡轮叶片在高温环境下稳定运行，必须对其采取高效的冷却结构设计。

叶片冷却主要分为外部冷却及内部冷却，其中内部冷却结构设计的重点在于强化对流换热、增大换热面积，主要方式有带肋通道冷却、柱肋冷却、凹坑冷却、冲击冷却等。带肋通道结构较大程度增加换热面积，而且扰流肋的存在使得冷气湍流强度增大，破坏其传热边界层，故而使换热系数增大。柱肋冷却是一种利用圆柱扰流来强化湍流换热的高效叶片内部冷却结构，主要应用于叶片尾缘，肋柱的排列方式、肋柱形状、高度直径比、间距比等对其性能有较大影响。此外，由于具有比带肋通道更小的压力损失，且其受通道高宽比和入口雷诺数影响较小，带壁面凹坑冷却通道近年来也受到研究者的广泛关注。冲击冷却是指冷气从孔缝等位置以一定速度冲击叶片内壁面，通过强化表面换热系数来达到叶片内壁面降温效果，主要应用于叶片前缘冷却。

发动机叶片内部冷却结构设计的重点在于强化内部扰动换热，同时降低流动阻力。波纹通道作为一种在工业散热领域应用的换热结构，相对传统带肋通道具有如下优点：1.管内扰动效果强，换热效率高，波纹形状带来的换热面积大；2.流动阻力较小，管内滞流区小；3.结构简单可靠，易于加工；4.波形截面具有良好的力学性能，可抗拉应力，降低热应力；5.强烈的管内扰动和微量的轴向伸缩变形使得波纹管具有一定的表面自洁能力，不易结垢。以往的波纹管多应用于中低雷诺数的换热器内，在叶片散热领域的应用较少，尤其缺少在叶片内部高雷诺数复杂湍流的冷却通道中的应用。

发明内容

本发明的目的是提出一种基于冷却通道波纹壁设计的航空发动机气冷涡轮叶片强化冷却结构，其将波纹结构引入涡轮叶片内部的冷却散热，达到在较低流动阻力的同时带来更好的叶片冷却效果。

本发明可通过以下技术方案予以实现：

一种航空发动机气冷涡轮叶片强化冷却结构，所述叶片上设有若干气体通道，所述通道的壁面为波纹形状，该波纹的延伸方向与气体流动方向平行。

进一步地，所述波纹的种类为正弦波形或余弦波形、半正弦波形或余弦波形、三角波形、尖部倒圆角的三角波形中的一种或两种以上。

进一步地，所述的波纹壁波高H取0～0.15D，波高H/波长L取0～0.3，波纹区域流道长度C除以波长L可得波纹周期数。

进一步地，所述通道包括圆柱型通道、S型通道、蛇型通道中的一种或一种以上。

进一步地，所述通道的截面包括但不限于圆形、矩形、带倒圆角的矩形。

有益效果

本发明属于新型被动冷却技术，传统扰流肋、扰流柱等结构容易形成尺度较大的二次流动，流动阻力较大，而波纹壁对叶片腔内的流动阻力影响较小，无需大幅改动腔内结构，几乎不会给叶片带来任何额外质量，波纹结构优秀的力学性能使得其能适用于叶片高应力场，具有结构简单可靠、换热效果显著等优点。

波纹壁强化散热是基于流体力学领域内涡动力学原理，牵涉到壁面边界层失稳和转捩、附着涡的形成和发展，附着涡的存在不仅引发的边界层与势流区的流体参混，也会对势流区形成扰动。这些流动参混、扰动现象有利于冷却通道内流体充分且均匀的吸收叶身的热量。具体来讲，波纹通道具有周期性的特点，波峰、波谷的交替出现会对边界层流场产生强烈扰动，即使流速很低也能迅速使得流动转换为湍流，破坏传热边界层，从而大幅度提高换热系数。此外，湍流也能更迅速的增强边界层与主流区的对流换热，使得从叶片吸收的热量能快速均匀地传导到整个冷气流中。波纹壁面易使得通道流动转为湍流状态，壁面附近产生的小漩涡也可不断冲刷边界层，形成局部强烈的冲击冷却效果。此外，由于波纹的存在，使得换热面积比光滑壁面显著增大，更大的换热面积能带来更大的换热量。波纹形壁面不同于扰流肋，未对主流流动造成明显阻碍，管道内不存在流动停滞区，带来的流动阻力较小，流动损失也更小。

附图说明

图1是MarkⅡ静叶的三维模型；

图2为某动叶的三维模型；

图3是叶片内部圆管通道结构示意图；

图4是叶片内部S形通道结构示意图；

图5是波纹形状参数图；

图6是带波纹的圆管通道；

图7是带波纹的S型通道。

具体实施方式

以下通过特定的具体实施例说明本发明的实施方式，本领域的技术人员可由本说明书所揭示的内容轻易地了解本发明的其他优点及功效。

本发明以MarkⅡ静叶和某涡轮动叶为例，介绍基于波纹壁强化叶片散热的方法，以使本领域的技术人员可以更好地理解本发明并能予以实施。其中图1为MarkⅡ静叶的三维模型，其静叶顶部至底部分布布置有十个冷却通道，在初始模型中冷却通道内壁面为光滑的圆柱面，如图3所示。图2为某动叶的三维模型，其内部冷却通道如图4所示(其中标记3为内部冷却通道，4为气膜冷却，5为尾缘冷却，6为扰流肋，7为扰流柱)，沿冷气流动方向呈现S型结构，其通道截面为矩形。图1中标记1表示压力面、标记2表示吸力面。

利用波纹壁强化叶片散热的具体实施内容如下：

实施内容一：结合图5说明本实施方式，首先需要确定所设计通道的水力直径D及截面形状，为减小波纹带来的流动阻力，波高取0～0.15D，波高H/波长L取0～0.3。

实施内容二：将设计好的波纹引入冷却通道，对圆柱型通道，可得波纹管，如图6所示；对于矩形通道，只取靠近吸力面及压力面侧的内壁面布置波纹,如图7所示。图中黑色箭头表示内部冷却气体的流动方向。

实施内容三：对不同的H/L组合开展数值计算或实验，通过改变入口流量来调节冷却气体入口雷诺数。随后测量叶片温度场，计算换热系数、阻力系数及综合冷却效率，建立冷却性能随H/L比值的变化曲线图，寻找具体雷诺数下最佳波纹形状。

实施内容四：带波纹壁叶片的浇铸加工简介。将设计好的波纹加工在陶瓷型芯上，将制作好的带波纹陶瓷型芯放入压蜡机中注射成型，制备成蜡模叶片；在蜡模叶片表明涂上陶瓷涂料和沙石，形成陶瓷型壳；将型壳进行高温处理使得内部蜡融化脱除，形成空腔；随后在熔炼炉中浇铸镍基合金，形成叶片毛坯；最后在特殊碱性溶液中溶解叶片内部陶瓷型芯，得到带有波纹型冷却内壁面的叶片。

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。

Claims

1.一种航空发动机气冷涡轮叶片强化冷却结构，其特征在于：所述叶片上设有若干气体通道，所述通道的壁面为波纹形状，该波纹的延伸方向与气体流动方向平行。

2.根据权利要求1所述的一种航空发动机气冷涡轮叶片强化冷却结构，其特征在于：所述波纹的种类为正弦波形或余弦波形、半正弦波形或余弦波形、三角波形、尖部倒圆角的三角波形中的一种或两种以上。

3.根据权利要求1所述的一种航空发动机气冷涡轮叶片强化冷却结构，其特征在于：所述的波纹壁波高H取0～0.15D，波高H/波长L取0～0.3，波纹区域流道长度C除以波长L可得波纹周期数。

4.根据权利要求1的一种航空发动机气冷涡轮叶片强化冷却结构，其特征在于：所述通道包括圆柱型通道、S型通道、蛇型通道中的一种或一种以上。

5.根据权利要求4的一种航空发动机气冷涡轮叶片强化冷却结构，其特征在于：所述通道的截面包括但不限于圆形、矩形、带倒圆角的矩形。