CN117418906B - 一种基于分形理论的涡轮内部冷气结构 - Google Patents

Abstract

本发明提出了一种基于分形理论的涡轮内部冷气结构，属于涡轮内部冷气结构领域，主要目的是针对原有涡轮燃气温度提高导致叶片热负荷提高、热应力增大的情况，提供了一种基于分形理论的涡轮内部冷气结构设计，用于涡轮内部冷气结构的优化设计，该方法的特点是具有冷却效率高、叶片表面对流传热系数高、节省冷气成本等优点。本发明中，冷气分别从前后缘进入涡轮内部结构，一端通过前缘冷却腔体，再由前缘气膜冷却口排出，另一端进入尾缘冷却腔，经由蛇形通过多流程肋片换热后，尾缘劈缝冷却出流孔流出，很大程度地提高了涡轮内部冷气结构的冷却效率，增加了涡轮的使用寿命。

Description

一种基于分形理论的涡轮内部冷气结构

技术领域

本发明属于涡轮内部冷气结构领域，特别是涉及一种基于分形理论的涡轮内部冷气结构。

背景技术

航空燃气轮机技术是现代航空工业的核心技术，而燃气轮机-蒸汽轮机联合循环发电技术的发电效率远高于传统的火力发电方式，是未来经济可持续发展的新动力。现代燃气轮机为了获得更高的热效率，涡轮入口的温度不断提高。在21世纪初期，航空飞行器仍将以燃气轮机为主要动力装置，发动机将朝着提高性能、增加推重比和降低成本的方向发展，为了提高航空发动机的推力与效率，必须要提高涡轮入口的温度。对于使用化石燃料的地面燃气轮机，其循环效率与涡轮入口的温度直接相关，更高效的地面燃气轮机必然会有更高的涡轮入口的温度，而目前应用的地面燃气轮机的涡轮进口温度尚未达到燃烧化石燃料的燃烧温度极限，未来燃氢甚至应用核能的燃气轮机的涡轮入口的温度更会高于现有的水平。可以预见，采用更高的涡轮入口的温度是未来燃气轮机的发展趋势。

随着涡轮进口温度的不断提高，涡轮进口温度已经远远超过叶片材料的熔点温度，燃气温度提高导致叶片热负荷提高、热应力增大，这无疑对涡轮设计工作者提出了严峻的挑战——需要采用复杂的技术来保持涡轮叶片的正常工作。为此涡轮设计工作者采用多方法提高涡轮叶片的寿命，比如研究耐热耐高温材料、涡轮叶片表面加陶瓷涂层等，涡轮前入口温度以每年平均提高20K的速度增加，而金属耐热程度仅以每年8K的速度增加，材料技术跟不上发动机涡轮进口温度的增加趋势，需要由传热设计工作者发展冷却技术来解决问题。

发明内容

本发明的主要目的是针对原有涡轮燃气温度提高导致叶片热负荷提高、热应力增大的情况，提供了一种基于分形理论对涡轮内部肋条形状、肋高、肋间距与方向角进行冷气结构设计，用于涡轮内部冷气结构的优化设计，该结构的特点是具有冷却效率高、叶片表面对流传热系数高、节省冷气成本等优点。本发明很大程度地提高了涡轮内部冷气结构的冷却效率，增加了涡轮的使用寿命。

为实现上述目的，本发明采用以下技术方案：一种基于分形理论的涡轮内部冷气结构，包括前缘冷却腔、尾缘冷却腔、蛇形通道和动叶连接座，所述动叶连接座上安装有前缘冷却腔和尾缘冷却腔，尾缘冷却腔内安装有蛇形通道，

所述前缘冷却腔包括第一流路入口、前缘气膜冷却口和叶片，所述尾缘冷却腔包括第二流路入口和尾缘劈缝冷却出流孔，冷气分两流路进入叶片，第一流路从第一流路入口经前缘气膜冷却口从前缘流出叶片，第二流路从第二流路入口经由流程的蛇形通道从尾缘劈缝冷却出流孔流出。

更进一步地，所述蛇形通道包括一号蛇形通道流程、二号蛇形通道流程、三号蛇形通道流程和四号蛇形通道流程，所述一号蛇形通道流程、二号蛇形通道流程、三号蛇形通道流程和四号蛇形通道流程依次连接。

更进一步地，所述一号蛇形通道流程、二号蛇形通道流程、三号蛇形通道流程和四号蛇形通道流程结构相同，由多级扰流肋组成。

更进一步地，蛇形通道每个流程中的扰流肋布置方式由四个参数确定，四个参数分别为肋宽、肋高、肋间距和方向角，其中肋宽度b被设为定值1.0mm；所述一号蛇形通道流程和二号蛇形通道流程的通道截面形态采用相同的肋高与肋间距。

更进一步地，冷气从第一流路入口进入一号蛇形通道流程，在叶片中往复折转依次流过二号蛇形通道流程、三号蛇形通道流程以及四号蛇形通道流程，最后进入尾缘冷却腔从尾缘劈缝冷却出流孔流出。

更进一步地，前缘冷却腔中的前缘气膜冷却口基于分形模型中的标准科赫曲线或其变形曲线进行重新设计，标准科赫曲线的阶数阶数为2阶。

更进一步地，前缘气膜冷却口的气膜孔形状基于分形理论在局部进行优化设计，基于分形理论的气膜孔截面参数如下所示：初始元的边长设初始元的边长为，边数为/>=1，长度为/>，依次所得第n级科赫曲线构造的边长为/>，边数为/>，长度为/>，边长的计算方法为：/>，得到/>，边数/>的计算方法为:/>，得到，长度/>的计算方法为/>，得到/>。角度为60°，n取200，阶数为2阶。

更进一步地，所述叶片顶处开有两列排气孔。

更进一步地，两列排气孔中一列孔在弦长30%位置，孔直径为1.2mm。

更进一步地，第二列孔开在三号蛇形通道流程以及四号蛇形通道流程交汇处。

与现有技术相比，本发明所述的一种基于分形理论的涡轮内部冷气结构的有益效果是：

（1）本发明的主要目的是针对原有涡轮燃气温度提高导致叶片热负荷提高、热应力增大的情况，提供了一种基于分形理论对涡轮内部肋条形状、肋高、肋间距与方向角进行冷气结构设计，用于涡轮内部冷气结构的优化设计，使得涡轮内部冷气结构叶片表面对流传热系数提高、提高冷气流量、避免冷气孔堵塞等情况。

（2）本发明中，冷气分别从前后缘进入涡轮内部结构，一端通过前缘冷却腔体，再由前缘气膜冷却口排出，另一端进入尾缘冷却腔，经由蛇形通过多流程肋片换热后，尾缘劈缝冷却出流孔流出，很大程度地提高了涡轮内部冷气结构的冷却效率，增加了涡轮的使用寿命。

附图说明

构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为本发明基于分形理论的涡轮内部冷气结构设计的正视图；

图2为本发明基于分形理论的涡轮内部冷气结构设计的侧视图；

图3为本发明基于分形理论的涡轮内部冷气结构设计的俯视图；

图4为本发明基于分形理论的涡轮内部去掉动叶底座的动叶叶片外形图；

图5为本发明基于分形理论的涡轮内部去掉动叶底座的动叶内部冷气结构设计图；

图6为本发明基于分形理论的涡轮内部冷气孔设计；

图中标记为：1-前缘冷却腔，12-第一流路入口，13-前缘气膜冷却口；14-叶片；2-尾缘冷却腔，21-第二流路入口，22-尾缘劈缝冷却出流孔，23-排气孔；3-蛇形通道，31-一号蛇形通道流程，32-二号蛇形通道流程，33-三号蛇形通道流程，34-四号蛇形通道流程；4-动叶连接座。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地阐述。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。

参见图1-图6说明本实施方式，一种基于分形理论的涡轮内部冷气结构，包括前缘冷却腔1、尾缘冷却腔2、蛇形通道3、动叶连接座4，所述动叶连接座4上安装有前缘冷却腔1和尾缘冷却腔2，尾缘冷却腔2内安装有蛇形通道3。

所述前缘冷却腔1由第一流路入口12、多个前缘气膜冷却口13所组成；

所述尾缘冷却腔2由第二流路入口21、蛇形通道3、尾缘劈缝冷却出流孔22所组成；

所述蛇形通道3由多个蛇形通道流程所组成，每个蛇形通道流程由多级扰动组成。

具体的，所述蛇形通道3由一号蛇形通道流程31、二号蛇形通道流程32、三号蛇形通道流程33以及四号蛇形通道流程34依次连接，所述一号蛇形通道流程31、二号蛇形通道流程32、三号蛇形通道流程33和四号蛇形通道流程34结构相同。

所述内部冷气结构由前后两端（前缘冷却腔1、尾缘冷却腔2）进气。

其中前缘冷却腔1的冷气分两流路进入叶片14，第一流路经第一流路入口12经前缘气膜冷却口13的气膜孔从前缘流出叶片14；第二流路经第二流路入口21经由流程的蛇形通道3从尾缘劈缝冷却出流孔22流出。

所述蛇形通道3中的肋片形状基于分形理论进行重新优化设计，并根据数值模拟计算结果调整肋高、肋间距与方向角以提高叶片表面对流传热系数。

前缘冷却腔1中的前缘气膜冷却口13基于分形模型中的标准科赫曲线或其变形曲线进行重新设计，标准科赫曲线的阶数阶数为2阶。

前缘气膜冷却口13的气膜孔形状基于分形理论在局部进行优化设计，基于分形理论的气膜孔截面参数如下所示：初始元的边长设初始元的边长为，边数为/>=1，长度为，依次所得第n级科赫曲线构造的边长为/>，边数为/>，长度为/>。边长/>的计算方法为：/>，得到/>，边数/>的计算方法为:/>，得到/>，长度/>的计算方法为/>，得到/>，角度为60°，n取200，阶数为2阶。

尾缘冷却腔2中的蛇形通道3的肋片布置参考分形理论中大自然的树枝肋条分布形态进行重新设计，以提高冷气量以及换热效率。

首先对尾缘冷却腔2进行结构优化设计，基于分形理论对蛇形通道3的肋片形状以及肋片排布进行重新排布设计，蛇形通道3中布置平行扰流肋（也就是一号蛇形通道流程31、二号蛇形通道流程32、三号蛇形通道流程33和四号蛇形通道流程34），平行扰流肋的几何参数（肋条形状、肋高、肋间距与方向角）为设计优化的对象。同时通过对尾缘劈缝冷却出流孔22的孔型结构进行基于分形理论的重新布置，使其动叶内部冷却结构能够达到更高的冷却效率。

蛇形通道3每个流程中的扰流肋布置方式可以由四个参数（肋宽、肋高、肋间距、方向角）确定，其中肋宽度b被设为定值1.0mm，方向角为65，肋高设置为1.7mm；肋间距设置为4.11mm。由于优化中并没有给定的原型冷却结构，即冷却结构的设计参数不存在初始值，所以研究中直接给定了比较大的寻优范围，直接利用优化算法寻找到参数的最优值。

内部对流冷却是涡轮叶片内部通道的主要冷却方式。肋片是应用于内部通道的主要强化换热结构，使用肋片可以增大传热面积，降低对流换热热阻，增强换热性能。间断肋由于能够减小连续肋片通道的压力损失而被广泛的研究和应用。本发明基于分形理论对肋条形状、肋高、肋间距与方向角进行涡轮内部冷气结构优化设计，使得冷却方式对气流产生的扰动增强，使气体流动产生分离的程度变大，增强了流体的湍动度，强化叶片表面对流传热系数，降低压损。

为了简化冷却结构，叶片14内部全部采用了带肋的冷气通道，同时为了充分利用冷气，设计当中采用单条蛇形通道，该设计不适用冲击冷却，蛇形通道3折转较多，这主要是为了使冷气能够充分冷去叶片，同时使冷气流速增大，加大换热，叶片14采用了弦向与径向变壁厚的设计，叶片14弦向由前到后分为5个腔（一号蛇形通道流程31、二号蛇形通道流程32、三号蛇形通道流程33以及四号蛇形通道流程34和尾缘冷却腔2）；单股冷气从第一流路入口12进入一号蛇形通道流程31，在叶片14中往复折转依次流过二号蛇形通道流程32、三号蛇形通道流程33以及四号蛇形通道流程34，最后进入尾缘冷却腔2从尾缘劈缝冷却出流孔22流出。

叶片14顶处开有两列排气孔23，一列孔在弦长30%位置，孔直径为1.2mm，这里开孔除了保证叶顶冷却以及除尘以外，同时也考虑到降低动叶叶顶间隙泄露涡产生的损失，当在30%弦长位置喷出一股冷气时，能够有效抑制叶顶间隙泄露涡，从而提高效率。第二列孔开在三号蛇形通道流程33以及四号蛇形通道流程34交汇处，这里主要是为了能够保证叶顶冷却与除尘。这些排气孔23直径都相对其他设计较大，这主要时考虑到该发动机长期工作在沙漠，海洋等恶劣环境下，各个孔直径太小容易造成孔堵塞，同时，大孔径能够有效排尘。

动叶的冷却结构设计有以下几方面特点：

（1）腔室的大小进行了反复调整，最终确定的蛇形通道3大小既保证了高流速与高内换热强度，同时冷气用量不大。

（2）冷气在叶片内反复折转，充分利用冷气能头，控制了冷气流量，用较少的冷气量保证叶片中后部大范围低热负荷区域的冷却。

（3）单通道多折转通道能够有效利用冷气，以最小的冷气量实现最佳的冷却效果。

（4）叶顶排气孔23设计考虑到了气动与冷却的一体化设计，既能有效提高效率，同时又能达到冷却叶顶的效果，同时对于除尘效果，大孔径排尘孔也能够达到较好的效果。

以上公开的本发明实施例只是用于帮助阐述本发明。实施例并没有详尽叙述所有的细节，也不限制该发明仅为所述的具体实施方式。根据本说明书的内容，可作很多的修改和变化。本说明书选取并具体描述这些实施例，是为了更好地解释本发明的原理和实际应用，从而使所属技术领域技术人员能很好地理解和利用本发明。

Claims (7)

1.一种基于分形理论的涡轮内部冷气结构，其特征在于：包括前缘冷却腔（1）、尾缘冷却腔（2）、蛇形通道（3）和动叶连接座（4），所述动叶连接座（4）上安装有前缘冷却腔（1）和尾缘冷却腔（2），尾缘冷却腔（2）内安装有蛇形通道（3），

所述前缘冷却腔（1）包括第一流路入口（12）、前缘气膜冷却口（13）和叶片（14），所述尾缘冷却腔（2）包括第二流路入口（21）和尾缘劈缝冷却出流孔（22），冷气分两流路进入叶片（14），第一流路从第一流路入口（12）经前缘气膜冷却口（13）从前缘流出叶片（14）流出，第二流路从第二流路入口（21）经由蛇形通道（3）从尾缘劈缝冷却出流孔（22）流出；

所述蛇形通道（3）包括一号蛇形通道流程（31）、二号蛇形通道流程（32）、三号蛇形通道流程（33）和四号蛇形通道流程（34），所述一号蛇形通道流程（31）、二号蛇形通道流程（32）、三号蛇形通道流程（33）和四号蛇形通道流程（34）依次连接；

所述一号蛇形通道流程（31）、二号蛇形通道流程（32）、三号蛇形通道流程（33）和四号蛇形通道流程（34）结构相同，由多级扰流肋组成；

基于分形理论对蛇形通道（3）的肋片形状以及肋片排布进行重新排布设计，蛇形通道（3）中布置平行扰流肋，平行扰流肋的几何参数为设计优化的对象，几何参数包括肋条形状、肋高、肋间距与方向角，蛇形通道（3）每个流程中的扰流肋的肋宽度为1.0mm，方向角为65度，肋高设置为1.7mm；肋间距设置为4.11mm，同时通过对尾缘劈缝冷却出流孔（22）的孔型结构进行基于分形理论的重新布置。

2.根据权利要求1所述的基于分形理论的涡轮内部冷气结构，其特征在于：冷气从第一流路入口（12）进入一号蛇形通道流程（31），在叶片（14）中往复折转依次流过二号蛇形通道流程（32）、三号蛇形通道流程（33）以及四号蛇形通道流程（34），最后进入尾缘冷却腔（2）从尾缘劈缝冷却出流孔（22）流出。

3.根据权利要求1所述的基于分形理论的涡轮内部冷气结构，其特征在于：前缘冷却腔（1）中的前缘气膜冷却口（13）基于分形模型中的标准科赫曲线或其变形曲线进行重新设计，标准科赫曲线的阶数阶数为2阶。

4.根据权利要求3所述的基于分形理论的涡轮内部冷气结构，其特征在于：前缘气膜冷却口（13）的气膜孔形状基于分形理论在局部进行优化设计，基于分形理论的气膜孔截面参数为：初始元的边长设初始元的边长为，边数为/>=1，长度为/>，依次所得第n级科赫曲线构造的边长为/>，边数为/>，长度为/>，边长/>的计算方法为：/>，得到，边数/>的计算方法为:/>，得到/>，长度/>的计算方法为，得到/>，角度为60°，n取200，阶数为2阶。

5.根据权利要求1-4任一项所述的基于分形理论的涡轮内部冷气结构，其特征在于：所述叶片（14）顶处开有两列排气孔（23）。

6.根据权利要求5所述的基于分形理论的涡轮内部冷气结构，其特征在于：两列排气孔（23）中一列孔在弦长30%位置，孔直径为1.2mm。

7.根据权利要求6所述的基于分形理论的涡轮内部冷气结构，其特征在于：第二列孔开在三号蛇形通道流程（33）以及四号蛇形通道流程（34）交汇处。