CN116428017A - 一种航空发动机高压涡轮端壁气膜孔布置结构 - Google Patents

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王黎明
刘春媛
张靖周
孙文静
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    • 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
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Abstract

本发明公开了一种航空发动机高压涡轮端壁气膜孔布置结构，包括航空发动机涡轮第一级静叶端壁上划分的叶片前缘上游及通道三角形区、叶片前缘区、叶片压力侧区、叶片压力侧喉部下游区、叶片吸力侧喉部下游区，利用不同分区下的流动特性对气膜孔进行分区布置，其气膜孔构型能够随意替换，适用于多种吹风比下的航空发动机和燃气轮机第一级静叶端壁；通过引入冷却空气，降低端壁表面的温度，并对叶片前缘及叶片压力面侧进行冷却强化，保护叶片防止烧蚀，同时最大程度上减少对端壁流场边界层的破坏，提高冷却效率和工作温度极限。本发明能够通过调整复合角和气膜孔构型满足对叶片和端壁的不同冷却需求，使得整体的设计更加具有应用价值。

Description

一种航空发动机高压涡轮端壁气膜孔布置结构
技术领域
本发明涉及涡轮叶栅端壁气膜冷却技术，特别是一种航空发动机高压涡轮端壁气膜孔布置结构。
背景技术
基于热力学基本原理，提高热力循环最高温度是提升循环效率的根本技术途径，因此，对于航空发动机而言，提升涡轮进口温度是提高发动机的推重比、推进高性能航空发动机技术进步的必然趋势，而更高的涡轮进口温度会使得热端部件在高温的工作环境中的故障率急剧增加，尽管耐温材料也经历了不断发展，但其发展水平或技术成熟度尚达不到实际应用需求，因此热端部件的冷却逐渐成为一项制约性的关键技术，引起了广泛的重视。涡轮中常用的冷却方式主要分为内部冷却和外部冷却两种。外部冷却中最常使用的为气膜冷却，其原理是使内部对流换热的冷却气体通过孔或者槽缝流至表面，在壁面上形成一层冷气覆盖，从而减少壁面和燃气的直接接触，通过冷气和主流高温气体的掺混使壁面燃气温度降低，从而减少传热。
基于端壁附近的流动特征、对流换热系数分布和通道涡的核心线，可以将端壁划分为五个区域，如图1所示，分别为叶片前缘上游及通道三角形区1，叶片前缘区2，叶片压力侧区3，叶片压力侧喉部下游区4，叶片吸力侧喉部下游区5。受涡轮叶栅结构、高温主流燃气和叶栅通道中复杂的二次流的影响，五个分区中有三个区域热负荷较高，分别为：
叶片前缘区：马蹄涡对该区域的影响最大，冷气也更容易与马蹄涡发生相干作用，从而难以对这一区域形成有效的冷却；
叶片压力侧区：该区域有近壁面流体的横向流动，有通道涡和较薄的边界层造成的主流卷至壁面的流动，该区域的流体偏转较小；
叶片压力侧喉部下游区：该区域的热负荷非常大，流体经过喉部加速后在此区域速度较大，由于边界层迁移，该处的边界层较薄。
上述三个热负荷较高、换热系数较大的区域，一来传统的多排孔气膜冷却方式难以对这些区域产生有效的冷却，二来这些区域上的端壁表面热障涂层容易发生脱落从而引起局部高温，使得端壁基体氧化。虽然过去研究者试图对端壁气膜孔进行重新布局，但结果来看，冷却的空气用量过大、气膜孔布局结构过于单一，有些设计没有结合叶栅通道的流动特征，在实际的设计应用中，某些冷却孔的作用和布置有待考量。
发明内容
发明目的：本发明的目的是提供一种航空发动机高压涡轮端壁气膜孔布置结构，从而提升端壁局部高换热区和端壁整体的气膜冷却效率，在节约冷气的同时保证端壁的流动换热情况受气膜孔的影响达到最小，减小流体在叶栅中的流动损失，提升整体的工作效率。
技术方案：本发明所述的一种航空发动机高压涡轮端壁气膜孔布置结构，包括航空发动机涡轮第一级静叶端壁上根据通道涡核心线、马蹄涡分离线和近端壁处流体的流动特征划分的五个区域，所述区域分别为叶片前缘上游及通道三角形区、叶片前缘区、叶片压力侧区、叶片压力侧喉部下游区、叶片吸力侧喉部下游区；其中叶片前缘上游及通道三角形区以马蹄涡压力面分支、马蹄涡吸力面分支和叶片吸力面为边界围成，直至喉部；叶片前缘区是以马蹄涡的吸力面分支、马蹄涡压力面分支和叶片前缘为边界围成的区域；叶片压力侧区以马蹄涡的压力面分支、通道涡核心线和叶片的压力面为边界围成，直至喉部；叶片压力侧喉部下游区自压力侧下游喉部开始，以通道涡核心线和叶片压力面为边界围成；叶片吸力侧喉部下游区自吸力侧下游喉部开始，以通道涡核心线和叶片吸力面为边界围成；所述端壁上设有8排连续的气膜孔和3个离散的气膜孔，其中在叶片前缘上游及通道三角形区布置两排气膜孔，第一排共布置16个气膜孔，第二排布置6个气膜孔，两排孔的布置方向均沿着展向；在叶片前缘区布置3个离散的气膜孔；在叶片的压力面侧区沿着流向布置5排气膜孔，每排气膜孔的布置方向与主流流向垂直，每排孔的孔数为3个；在叶片的吸力侧喉部下游区布置一排气膜孔，布置方向与主流流向垂直，孔数为3个。8排连续的气膜孔的冷气出流与二次流动量合成后形成对端壁压力面侧下游位置的气膜覆盖，冷却端壁压力面区域；3个离散的气膜孔位于叶片前缘，冷却叶片前缘的高换热区。
涡轮叶栅结构的轴向弦长Cax为72.53mm。
气膜孔的形状为圆柱形孔，同一排的气膜孔之间的孔间距P/d为4，孔排与当地极限流线位置垂直，其中P为气膜孔间距，d为气膜孔直径。
所述气膜孔的气源统一。
有益效果：与现有技术相比，本发明具有如下优点：
1、本发明实现了对端壁的高热负荷区域和端壁整体的气膜冷却效率提升，同时，在一定程度上减少了对端壁整体结构的破坏，增强了端壁的结构强度，优化了叶栅的气动特性；
2、本发明能够应用于燃气轮机和航空发动机，在实际应用中，能够根据实际情况调整气膜孔的喷射角和展向角，优化端壁的气膜冷却效率，满足对叶片和端壁的不同冷却需求，使得整体的设计更加具有普适的应用价值。
附图说明
图1为航空发动机高压涡轮叶栅端壁分区的示意图；
图2为端壁处气膜孔的布置位置；
图3为端壁处气膜孔的布置位置；
图4为端壁极限流线图；
图5为基准组的端壁表面气膜冷却效率分布云图；
图6为本实施例的端壁表面气膜冷却效率分布云图；
图7为端壁表面展向平均气膜冷却效率分布曲线图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的技术方案作进一步说明。
如图1所示，一种航空发动机高压涡轮端壁气膜孔布置结构，包括航空发动机涡轮第一级静叶端壁上根据通道涡核心线、马蹄涡分离线和近端壁处流体的流动特征划分的五个区域，所述区域分别为叶片前缘上游及通道三角形区1、叶片前缘区2、叶片压力侧区3、叶片压力侧喉部下游区4、叶片吸力侧喉部下游区5；其中叶片前缘上游及通道三角形区1以马蹄涡压力面分支、马蹄涡吸力面分支和叶片吸力面为边界围成，直至喉部；叶片前缘区2是以马蹄涡的吸力面分支、马蹄涡压力面分支和叶片前缘为边界围成的区域；叶片压力侧区3以马蹄涡的压力面分支、通道涡核心线和叶片的压力面为边界围成，直至喉部；叶片压力侧喉部下游区4自压力侧下游喉部开始，以通道涡核心线和叶片压力面为边界围成；叶片吸力侧喉部下游区5自吸力侧下游喉部开始，以通道涡核心线和叶片吸力面为边界围成。
如图2所示，在叶片前缘上游及通道三角形区布置两排气膜孔，第一排气膜孔的布置方式主要是基于对端壁前缘以及整体的冷却的考虑，该位置直接受到高温高压的燃气影响，为了提高端壁和通道下游的整体冷却水平，在此处布置一排共16个气膜孔，第二排设置6个气膜孔，两排孔的布置方向均沿着展向；在叶片前缘区布置3个离散的气膜孔是因为该位置热负荷水平较高，而且此处区域的面积较小，马蹄涡对该区域的影响最大，冷气也更容易与马蹄涡发生相干作用，从而难以对这一区域形成有效的冷却；在叶片的压力面侧区沿着流向布置5排气膜孔，每排气膜孔的布置方向与主流流向垂直，孔数为3个，该区域有近壁面流体的横向流动，有通道涡和较薄的边界层造成的主流卷至壁面的流动，该区域的流体偏转较小，区域面积较大，气膜孔容易产生叠加效应，并且由于通道中存在的压力差，该区域较难受到冷气的有效覆盖，热负荷水平较高；在叶片的吸力侧喉部下游区布置一排气膜孔，布置方向与主流流向垂直，孔数为3个，该区域的热负荷相比压力侧下游区有所降低，由于边界层前移，该处的边界层厚度较厚，布置一排的原因是该区域已经能较好的受到压力侧区和前缘区的冷气影响，为了使得冷气覆盖更均匀，只需布置一排孔即可；在端壁下游处不再设置气膜孔，原因有二，其一，叶片吸力面侧中的端壁区域热负荷较低，其二，上游的气膜孔出流在横流的作用下向吸力面迁移，有利于形成气膜叠加效应。
图3显示了气膜孔的具体结构参数，图中的单位为mm。气膜孔的入射角均为30°，展向角均为0°，冷气腔的厚度为3.33d，气膜孔的厚度为3.33d，长径比L/d为6.67，其中入射角为气膜孔中心线与端壁表面的夹角，展向角为气膜孔中心线方向在壁面上的投影与主流方向的夹角。
如图4所示，端壁附近存在强烈的二次流动，这是由于叶片前缘的马蹄涡以及端壁附近的压力梯度引起的。通道上游的压力差使得气流流向端壁，并且在端壁上游经过鞍点形成两个分开的马蹄涡压力面分支和马蹄涡吸力面分支并进入叶栅通道；由于叶片的压力面和吸力面的巨大压力差，端壁的马蹄涡分支的流动方向会受到极大的影响，使得马蹄涡的两分支均有向压力更小的吸力面区域移动的趋势；马蹄涡的压力面分支在抵达相邻叶片的吸力面时，与叶片附近的低动量涡汇合从而形成通道涡，通道涡朝着相邻叶片后缘的吸力面侧移动；马蹄涡的吸力面分支在抵达该叶片的吸力面时，会依附在该吸力面上，并沿着主流的流向紧贴吸力面向下游移动。同时在端壁和叶片连接处形成尺度较小的角涡。叶栅通道的复杂涡系结构对端壁附近的流动和通道中的压力分布带来极大的影响。因此能够针对叶片压力面这些冷气难以覆盖的位置，直接开每排3个的多排气膜孔进行针对性的冷却。
如图5～7所示，可以看到本发明排布的气膜孔，能有效地提高端壁的各高热负荷区域的气膜冷却效率，并且端壁下游和整体的气膜冷却效果也有明显提升，经计算，此时端壁表面冷却效率提升了15％。该发明布置方案结构简单，同时增加了叶片端壁结构强度，可以通过调整复合角的大小以满足对不同叶片的冷却效果，使得整体的设计能够具有更加普适的应用价值，提升多类型透平的使用效率，满足工业生产的需求。
综上，本发明所述结构能够有效提升端壁整体和局部高热负荷区域的气膜冷却效率。通过引入冷却空气，降低端壁表面整体的温度，强化压力面根部的冷却效率，保护叶片防止烧蚀，最大程度上减少对端壁流场边界层的破坏，增强了端壁的结构强度。此外，也可以根据实际情况灵活调整气膜孔喷射角、展向角、气膜孔构型等，进一步优化整体的气膜冷却效率。

Claims (4)

1.一种航空发动机高压涡轮端壁气膜孔布置结构，其特征在于，包括航空发动机涡轮第一级静叶端壁上根据通道涡核心线、马蹄涡分离线和近端壁处流体的流动特征划分的五个区域，所述区域分别为叶片前缘上游及通道三角形区(1)、叶片前缘区(2)、叶片压力侧区(3)、叶片压力侧喉部下游区(4)、叶片吸力侧喉部下游区(5)；其中叶片前缘上游及通道三角形区(1)以马蹄涡压力面分支、马蹄涡吸力面分支和叶片吸力面为边界围成，直至喉部；叶片前缘区(2)是以马蹄涡的吸力面分支、马蹄涡压力面分支和叶片前缘为边界围成的区域；叶片压力侧区(3)以马蹄涡的压力面分支、通道涡核心线和叶片的压力面为边界围成，直至喉部；叶片压力侧喉部下游区(4)自压力侧下游喉部开始，以通道涡核心线和叶片压力面为边界围成；叶片吸力侧喉部下游区(5)自吸力侧下游喉部开始，以通道涡核心线和叶片吸力面为边界围成；所述端壁上设有8排连续的气膜孔和3个离散的气膜孔，其中在叶片前缘上游及通道三角形区(1)布置两排气膜孔，第一排共布置16个气膜孔，第二排布置6个气膜孔，两排孔的布置方向均沿着展向；在叶片前缘区(2)布置3个离散的气膜孔；在叶片的压力面侧区(3)沿着流向布置5排气膜孔，每排气膜孔的布置方向与主流流向垂直，每排孔的孔数为3个；在叶片的吸力侧喉部下游区布置一排气膜孔，布置方向与主流流向垂直，孔数为3个。
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机高压涡轮端壁气膜孔布置结构，其特征在于，涡轮叶栅结构的轴向弦长Cax为72.53mm。
3.根据权利要求1所述的一种航空发动机高压涡轮端壁气膜孔布置结构，其特征在于，气膜孔的形状为圆柱形孔，同一排的气膜孔之间的孔间距P/d为4，孔排与当地极限流线位置垂直。
4.根据权利要求1所述的一种航空发动机高压涡轮端壁气膜孔布置结构，其特征在于，所述气膜孔的气源统一。
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