CN115419469A - 一种双层壁叶片冷却结构、叶片、航空发动机及燃气轮机 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种双层壁叶片冷却结构、叶片、航空发动机及燃气轮机，在叶片内壁和叶片外壁之间设置冷气通道，设置于叶片内壁之上的供气孔将叶片冷气腔内的气流引入冷气通道内，通过冷气通道内的流向冲击孔和扰流柱的对流换热作用，提高内部换热能力，冷却气在冲击叶片外壁后通过叶片外壁之上的气膜孔流出，从而实现了对叶片外壁的冷却，改进了涡轮叶片的冷却效果，并提高涡轮叶片的寿命。

Description

一种双层壁叶片冷却结构、叶片、航空发动机及燃气轮机

技术领域

本发明涉及涡轮领域，具体涉及一种双层壁叶片冷却结构、叶片、航空发动机和燃气轮机。

背景技术

为了追求更好的整机热效率，根据布雷顿循环原理，航空发动机及燃气轮机的涡轮前温度不断提升，燃烧室出口的燃气温度已经远超涡轮叶片金属材料的许用温度。自十九世纪四五十年代首次提出冷却叶片方案以来，依靠涡轮叶片冷却技术，涡轮叶片可以工作在超过叶片金属长久工作的温度环境下。

叶片冷却技术主要包含内部强化换热冷却和外部气膜冷却，经过长久的发展和积累，内部强化换热和外部气膜冷却的效率已经达到很高的水平，通过常规的冷却方法难以支撑未来航空发动机和燃气轮机涡轮前温度的进一步提升。双层壁冷却作为一种高效紧凑式的冷却结构，具有很大的潜力应用在当前的航空发动机或燃气轮机涡轮叶片冷却当中。近年来，受加工技术的进步、实验能力的进步以及计算机数值模拟能力的提升，双层壁冷却结构已成功的应用在国内外航空发动机的研制中。未来，通过改进双层壁设计方法，能够极大地提升航空发动机或燃气轮机的整机性能和寿命。

发明内容

有鉴于此，本说明书实施例提供一种双层壁叶片冷却结构、叶片、航空发动机和燃气轮机，用于改进涡轮叶片的冷却效果，提高涡轮叶片的寿命。

本说明书实施例提供以下技术方案：一种双层壁叶片冷却结构，其特征在于，包括：双层壁冷却结构本体，设置有供气孔和位于内部的冷气通道，供气孔设置在双层壁冷却结构本体的内壁处，供气孔的两端分别连通冷气通道与双层壁冷却结构本体的外侧；流向冲击板，设置在冷气通道内部，所述流向冲击板上设置有流向冲击孔，流向冲击孔的轴向与冷气通道内的气体流向平行；扰流柱，设置在冷气通道内并位于所述流向冲击板远离供气孔的一侧；气膜孔，设置在双层壁冷却结构本体的外壁处，气膜孔的一端与扰流柱处的冷气通道连通，气膜孔的另一端与双层壁冷却结构本体的外侧连通。

进一步地，流向冲击孔的截面形状包括圆形、椭圆型和矩形。

进一步地，扰流柱的截面形状包括圆形、椭圆型、矩形、水滴形和三角形。

进一步地，气膜孔的截面形状为圆形、楔形和缝形。

本说明书实施例还提供一种叶片，所述叶片包括所述双层壁叶片冷却结构。

进一步地，所述叶片包括叶身，叶身内部设置有冷气腔，所述双层壁叶片冷却结构设置在叶身的压力面和/或吸力面，所述冷气腔通过供气孔与所述双层壁冷却结构本体连通。

进一步地，所述供气孔为多个，多个供气孔沿叶身的高度方向间隔设置。

进一步地，所述流向冲击板上设置有多个流向冲击孔，所述叶片还包括多个扰流柱，多个流向冲击孔与多个扰流柱一一对应设置。

进一步地，多个扰流柱沿叶身的高度方向间隔设置并形成扰流柱排。

进一步地，所述扰流柱排为多排，相邻所述扰流柱排中的多个扰流柱呈顺排或者叉排布置。

本说明书实施例还提供一种航空发动机，所述航空发动机包括带双层壁冷却结构的叶片。

本说明书实施例还提供一种燃气轮机，所述燃气轮机包括带双层壁冷却结构的叶片。

与现有技术相比，本说明书实施例采用的上述至少一个技术方案能够达到的有益效果至少包括：通过提供一种双层壁叶片冷却结构，在叶片内壁和叶片外壁之间设置冷气通道，设置于叶片内壁之上的供气孔将冷气腔内的气流引入冷气通道内，通过冷气通道内的流向冲击孔和扰流柱提高内部换热能力，从而实现改进涡轮叶片的冷却效果，提高涡轮叶片的寿命的技术效果。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，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申请的一些实施例，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它的附图。

图1是本发明实施例所提供的双层壁叶片冷却结构示意图；

图2是本发明实施例所提供的双层壁叶片冷却结构剖面图；

图3是本发明实施例所提供的叶片结构示意图；

图4是本发明实施例所提供的叶片型面示意图。

图中附图标记：1、叶片结构；11、叶身；12、缘板；13、根部；14、冷气腔；110、前缘；111、压力面；112、吸力面；113、尾缘；200、双层壁冷却结构本体；201、供气孔；202、冷气通道；203、流向冲击孔；204、扰流柱；205、气膜孔；206、叶身内壁；207、叶身外壁；208、侧壁。

具体实施方式

下面结合附图对本申请实施例进行详细描述。

以下通过特定的具体实例说明本申请的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本申请的其他优点与功效。显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。本申请还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本申请的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。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。

如图1所示，本发明实施例提供了一种双层壁叶片冷却结构，包括：双层壁冷却结构本体200，设置有供气孔201和位于内部的冷气通道202，供气孔201设置在双层壁冷却结构本体200的内壁处，供气孔201的两端分别连通冷气通道202与双层壁冷却结构本体200的外侧；流向冲击板，设置在冷气通道202内部，所述流向冲击板上设置有流向冲击孔203，流向冲击孔203的轴向与冷气通道202内的气体流向平行；扰流柱204，设置在冷气通道202内并位于所述流向冲击板远离供气孔201的一侧；气膜孔205，设置在双层壁冷却结构本体200的外壁处，气膜孔205的一端与扰流柱204处的冷气通道202连通，气膜孔205的另一端与双层壁冷却结构本体200的外侧连通。

本实施例通过供气孔201将气流引入冷气通道202内，通过冷气通道202内的流向冲击孔203和扰流柱204提高内部换热能力，从而实现改进涡轮叶片的冷却效果，提高涡轮叶片的寿命的目的。

具体地，如图1和图2所示，双层壁冷却结构本体200由供气孔201、冷气通道202、流向冲击孔203、扰流柱204和气膜孔205构成。图2为图1中双层壁冷却结构本体200的内部剖面图，即B-B面的截面图。其中，所述冷气通道由叶身内壁206、叶身外壁207和侧壁208组合而成。供气孔201为多个，设于所述叶身内壁206之上，冷气通道202内的冷却气通过叶身内壁206设置的供气孔201流入，通过叶身外壁207设置的气膜孔205流出，冲击涡轮叶片叶身外壁207，对叶身外壁207起到强化换热的效果。所述流向冲击板上的多个流向冲击孔203与多个扰流柱204相对设置于冷气通道202内，且扰流柱204设置于远离供气孔201的一侧。冷却气在冷气通道202内首先经过流向冲击孔203，继而冲击下游扰流柱204，从而强化了扰流柱204的换热能力，使得扰流柱204的换热由常规气流扫掠换热变为冲击扫掠的换热，增加了扰流柱204的导热能力。气膜孔205是一种气膜冷却孔结构，气流流经气膜孔205后在所述涡轮叶片叶身外壁207外表面形成一层温度较低的气流，能够起到阻隔高温燃气侵蚀涡轮叶片叶身的功能，所述气膜孔205设置于叶身外壁207。冷气流经扰流柱204后经气膜孔205流出，对叶身外壁208起到气膜冷却的效果。

优选地，所述供气孔201的直径尺寸为0.5mm～2mm，且相邻供气孔201的孔距与各供气孔201直径的比值范围为3～15。

可选择地，所述供气孔201的截面形状包括圆形、椭圆形、矩形等形状。

可选择地，所述流向冲击孔203的截面形状包括圆形、椭圆形、矩形等形状。

可选择地，所述扰流柱204的截面形状包括圆形、椭圆型、矩形、水滴形、三角形等形状。

可选择地，所述气膜孔205的截面形状包括圆形、楔形和缝形等形状，对应孔型包括圆柱形孔、扩张形孔、楔形孔、缝形孔等。其中，所述扩张型孔包括小端面和大端面，小端面、大端面的形状可以为任意形状，且沿小端面向大端面延伸方向扩张形孔的截面面积逐渐增大。

优选地，当所述气膜孔205的截面形状为圆形时，所述气膜孔205的直径范围为0.3mm～1.5mm。

如图3和图4所示，其中，图4为叶片型面图，即图3中A-A面的截面图。本发明实施例还提供了一种叶片结构1，所述叶片结构1包括所述双层壁冷却结构本体200。所述叶片结构1包括：叶身11、缘板12和根部13。涡轮转子叶片结构1内部具有供冷却气通过的通道，冷气通过根部13上的通道进入涡轮叶片叶身11的内部。叶身11内部具有冷气腔14，所述叶身11包括前缘110、压力面111、吸力面112和尾缘113。其中，前缘110和尾缘113相对设置，压力面111和吸力面112通过所述前缘110和尾缘113相连接。本发明提出的所述双层壁冷却结构本体200设置在叶身11的压力面111和/或吸力面112，所述冷气腔14通过供气孔201与所述双层壁冷却结构本体200连通。

具体地，涡轮叶片属于一种换热器器件，内部具有空气通道。所述叶身11是一种翼型件，所述缘板12内部形成燃气流动通道，所述根部13具有波浪形轮廓。所述双层壁冷却结构本体200应用于所述叶身11中，在叶片叶身11的厚度方向形成所述冷气通道202，从而构成叶身内壁206和叶身外壁207，冷气通道202内的冷却气通过所述叶身内壁206设置的供气孔201流入，通过所述叶身外壁207设置的气膜孔205流出，实现对涡轮叶片叶身外壁207的冷却。

优选地，所述叶身内壁206的厚度尺寸为0.5mm～2mm，所述叶身外壁207的厚度尺寸为0.5mm～2mm，所述冷气通道202沿叶身壁厚方向的高度为0.5mm～2mm。

优选地，叶身内壁206上的多个供气孔201沿叶身11的高度方向间隔设置，包括均匀间隔和非均匀间隔设置，设置方式依据叶片叶身外壁的热负荷而定。通过改变供气孔201的形状和尺寸，能够有效调节冲击换热强度，调节供气孔201沿叶身11高度方向的布局，可提高叶身不同部位的冲击换热效果。

优选地，所述流向冲击板上设置有多个流向冲击孔203，所述叶身11还包括多个扰流柱204，多个流向冲击孔203与多个扰流柱204一一对应设置。

优选地，多个扰流柱204沿叶身11的高度方向间隔设置并形成扰流柱排。

优选地，所述扰流柱排为多排，相邻所述扰流柱排中的多个扰流柱204呈顺排或者叉排布置。

具体地，流向冲击孔203下游的扰流柱204可以设计为双排，进一步强化换热能理。并且，两排扰流柱204的布局可以采用叉排或顺排的方式，提高下游的扰流柱204的导热能力。

可选择地，气膜孔205可以设计为圆柱形孔、扩张形孔或缝形孔，在叶身11的不同位置应用不同的孔型，提高整体冷却效果。

优选地，通过改进所述冷气通道202内冷气的排气方式，由通过出气孔排气改为通过尾缘劈缝排气，所述尾缘劈缝结构可以应用在涡轮叶片叶身11的吸力面112靠近尾缘113的位置。

进一步地，本发明实施例中，具体的冷气流路及提高冷却效果的方案为：冷气经涡轮转子叶片根部13内部的冷气通道流入叶片内部，供给双层壁冷却结构本体200冷却所需的气源。冷气到达叶身11的冷气腔14，由于冷气腔14中的冷气压力较高，在压力的驱动下，冷气经过叶身内壁206上的供气孔201冲击到叶身外壁207，对叶身外壁207起到强化换热的效果，通过改变供气孔201的形状和尺寸，能够有效调节冲击换热强度，调节供气孔201沿叶身11高度方向的布局，可提高叶身不同部位的冲击换热效果。冲击过后的冷气到达冷气通道202，沿叶片流向流动。气流在冷气通道202内首先经过流向冲击孔203，冲击下游扰流柱204，起到强化扰流柱204的换热能力。扰流柱204的换热由常规气流扫掠换热变为冲击扫掠的换热，增加了扰流柱204的导热能力，流向冲击孔203下游扰流柱204可以设计为双排，进一步强化换热能理。并且，两排扰流柱204的布局可以采用叉排或顺排的方式，提高下游的扰流柱204的导热能力。冷气流经扰流柱204后经气膜孔205流出，对叶身外壁207起到气膜冷却的效果。气膜孔205可以设计为圆柱形孔、扩张形孔和缝形孔，在叶身11的不同位置应用不同的孔型，提高整体冷却效果。

另外，本发明实施例还提供了一种具有上述叶片结构1的航空发动机和燃气轮机，其中，所述叶片结构1为带有双层壁冷却结构本体200的叶片。本发明的航空发动机或燃气轮机新型双层壁冷却结构，改进了双层壁冷却结构布局，大大提高了内部换热效果，弱化外部气膜冷却效果，提高冷却效果的同时，降低了外部温度梯度过大造成的热应力问题，对航空发动机或燃气轮机的整机热效率和寿命起到积极有效的作用。

综上所述，本申请实施例中所提供的一种双层壁叶片冷却结构、叶片、航空发动机及燃气轮机，与现有技术相比所能够实现的技术效果至少包括：

(1)通过引入流向冲击孔，提高了内部冷却的换热系数；

(2)通过提高内部换热系数，提高了冷气温度，降低了外部气膜孔的温度，从而降低了气膜孔造成的热应力过大等问题。

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权利要求的保护范围为准。

Claims (12)

1.一种双层壁叶片冷却结构，其特征在于，包括：

双层壁冷却结构本体(200)，设置有供气孔(201)和位于内部的冷气通道(202)，供气孔(201)设置在双层壁冷却结构本体(200)的内壁处，供气孔(201)的两端分别连通冷气通道(202)与双层壁冷却结构本体(200)的外侧；

流向冲击板，设置在冷气通道(202)内部，所述流向冲击板上设置有流向冲击孔(203)，流向冲击孔(203)的轴向与冷气通道(202)内的气体流向平行；

扰流柱(204)，设置在冷气通道(202)内并位于所述流向冲击板远离供气孔(201)的一侧；

气膜孔(205)，设置在双层壁冷却结构本体(200)的外壁处，气膜孔(205)的一端与扰流柱(204)处的冷气通道(202)连通，气膜孔(205)的另一端与双层壁冷却结构本体(200)的外侧连通。

2.根据权利要求1所述的一种双层壁叶片冷却结构，其特征在于，流向冲击孔(203)的截面形状包括圆形、椭圆型和矩形。

3.根据权利要求1所述的一种双层壁叶片冷却结构，其特征在于，扰流柱(204)的截面形状包括圆形、椭圆型、矩形、水滴形和三角形。

4.根据权利要求1所述的一种双层壁叶片冷却结构，其特征在于，气膜孔(205)的截面形状为圆形、楔形和缝形。

5.一种叶片，包括双层壁叶片冷却结构，其特征在于，所述双层壁叶片冷却结构为权利要求1至4中任一项所述的双层壁叶片冷却结构。

6.根据权利要求5所述的一种叶片，其特征在于，所述叶片包括叶身(11)，叶身(11)内部设置有冷气腔(14)，所述双层壁叶片冷却结构设置在叶身(11)的压力面(111)和/或吸力面(112)，所述冷气腔(14)通过供气孔(201)与所述双层壁冷却结构本体(200)连通。

7.根据权利要求6所述的一种叶片，其特征在于，供气孔(201)为多个，多个供气孔(201)沿叶身(11)的高度方向间隔设置。

8.根据权利要求6所述的一种叶片，其特征在于，所述流向冲击板上设置有多个流向冲击孔(203)，所述叶片还包括多个扰流柱(204)，多个流向冲击孔(203)与多个扰流柱(204)一一对应设置。

9.根据权利要求8所述的一种叶片，其特征在于，多个扰流柱(204)沿叶身(11)的高度方向间隔设置并形成扰流柱排。

10.根据权利要求9所述的一种叶片，其特征在于，所述扰流柱排为多排，相邻所述扰流柱排中的多个扰流柱(204)呈顺排或者叉排布置。

11.一种航空发动机，包括带双层壁冷却结构的叶片，其特征在于，所述叶片为权利要求5至10中任一项所述的叶片。

12.一种燃气轮机，包括带双层壁冷却结构的叶片，其特征在于，所述叶片为权利要求5至10中任一项所述的叶片。

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