CN210118169U - 一种小流量低展弦比高压涡轮冷却导叶 - Google Patents
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Abstract
本实用新型公开了一种小流量低展弦比高压涡轮冷却导叶，包括叶身和设在其内的冷气腔，导叶采用了两腔室结构，尾缘射流方式为圆柱扰流加压力面边劈缝形式，导叶叶身共有11排冷却孔；第一冷气流从叶片尖部的第一进气口进入第一腔室，并由叶片前缘4排冷却孔、叶背3排冷却孔和叶盆2排冷却孔排出；第二冷气流从叶片尖部的第二进气口进入第二腔室，一部分冷气流从叶盆2排冷却孔排出，其余部分冷气流通过5排交叉排列的扰流柱后从压力面边劈缝排出。此种叶片冷却腔结构简单，制造容易，费用低，在保证材料温度要求的前提下，消耗较少的冷气量使叶片的温度分布均匀，叶片冷却效果好，冷气掺混气动损失较小，工程实用价值高。
Description
技术领域
本发明涉及一种小流量低展弦比高压涡轮冷却导叶，属于叶轮机械领域。
背景技术
涡轮叶片是航空发动机的重要热端部件，尤其是高压涡轮导向叶片直接承受燃烧室出口高温、高压燃气的冲刷。目前，国外先进高功重比的涡轴/涡桨发动机涡轮前温度达到了1800K以上，涡轮进口温度远超过材料的允许工作温度，为保证叶片安全运行要采取相应的措施，大多采用高温涂层、空心叶片、叶片内表面对流冷却和冲击冷却、叶片外表面气膜冷却、粗糙表面强化换热、尾缘边劈缝冷却等。
叶片径向直流内冷通道是最简单的冷气形式，冷却气流在通道内流动，通过对流换热吸收热量，达到降低叶片本体温度的目的；气膜冷却是冷却空气通过冷却孔或槽缝流出形成冷气膜阻隔高温燃气对壁面加热的一种冷却方式且冷气膜可以保护叶片表面不被高温燃气烧蚀；冲击冷却属于对流换热，在冷气流冲击的驻点区壁面上有很高的换热系数，因此可以对表面施以重点冷却。对于先进高功重比的涡轴/涡桨发动机而言，高压涡轮导向叶片展弦比小，叶身高度约为20～30mm，叶片前缘、中弦区域和尾缘易发生高温烧蚀等故障，为了保证发动机工作的安全性和可靠性，叶片的工作温度不允许超过其材料的耐受温度，这就需要一种新型的涡轮冷却叶片。
发明内容
发明目的：为了克服现有技术中存在的不足，本发明提供一种小流量低展弦比高压涡轮冷却导叶，具有结构简单、制造容易、工作可靠等特点，且叶片冷却效率高，叶片冷却效果好，冷气掺混气动损失较小，工程实用价值高。
技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：
一种小流量低展弦比高压涡轮冷却导叶，包括叶身和设在其内的冷气腔；
其中，所述冷气腔包括布置于叶片前缘的第一腔室、布置于叶片尾缘的第二腔室，且第一腔室及第二腔室均从叶片尖部朝叶片根部方向延伸；所述叶片尖部设置有第一进气口、第二进气口，分别与第一腔室、第二腔室对应通入第一冷气流、第二冷气流；
所述第一腔室壁面处布置有叶片前缘4排冷却孔、叶背3排冷却孔和叶盆2排冷却孔，且第二腔室壁面处布置有叶盆2排冷却孔；所述叶片尾缘处设置有连通第二腔室的压力面边劈缝结构，且第二腔室内布置有5排沿尾缘向后交叉排列的扰流柱。
进一步的，所述第一腔室(5_1)处叶片前缘4排冷却孔(1_1、1_2、1_6、1_7)、叶背3排冷却孔(1_3、1_4、1_5)和叶盆2排冷却孔(1_8、1_9)具体几何结构参数如表1所示：
表1
叶片几何建模采用笛卡尔坐标系，其中X轴为发动机轴线，发动机进口至出口为X轴正方向，Z轴为叶片的积叠轴，即冷却导叶的高度方向，叶根至叶尖为Z轴正方向，Y轴与X轴和Z轴构成右手坐标系，α为冷却孔射流方向与Z轴的夹角，β为冷却孔射流方向与X轴的夹角。
进一步的，所述第二腔室(5_2)处叶片叶盆2排冷却孔(1_10和1_11)具体几何结构参数如表2所示：
表2
进一步的，所述扰流柱的高度为0.8～2.9mm，直径为1.0毫米，且扰流柱的纵向与横向间距比f/h为1.373。
进一步的，所述压力面边劈缝结构包括沿叶片根部朝叶片尖部间隔排列的多个劈缝，且各劈缝的缝宽L1为1.5mm，相邻劈缝之间的间距L2为2.725mm，缝高L3为0.21～0.47mm。
有益效果：本发明提供的一种小流量低展弦比高压涡轮冷却导叶，相对于现有技术，具有以下优点：1、由于高压涡轮冷却导叶直接承受燃烧室出口高温、高压燃气的冲刷，为了保证叶片前缘能抵抗1800K燃气冲击烧蚀，设置独立的第一腔室以对叶片前缘进行对流冷却和气膜冷却；
2、叶片的中弦至尾缘区域较长，受热冲击负荷也较大，故而叶身上还设有供第二冷气流通过尾缘第二腔室，一部分冷气流从叶盆2排冷却孔排出，其余部分冷气流通过交叉排列的扰流柱后从压力面边劈缝排出；
3、冷却腔结构简单、制造容易、费用低，在保证材料温度要求的前提下，消耗较少的冷气量使叶片的温度分布均匀，叶片冷却效果好，冷气掺混气动损失较小，工程实用价值高。
附图说明
图1为本发明中高压涡轮冷却导叶的实体模型图；
图2为本发明中高压涡轮冷却导叶的剖面结构图；
图3为本发明中冷却孔射流方向定义图；
图4为本发明中尾缘处扰流住的分布示意图；
图5a和5b均为本发明中边劈缝的几何参数示意图；
图6为本发明中高压涡轮冷却导叶叶型和流道子午面高度的示意图；
图中包括：1_1、1_2、1_6和1_7为前缘四排冷却孔的编号，1_3、1_4和1_5为叶背三排冷却孔的编号，1_8、1_9、1_10和1_11为叶盆四排冷却孔的编号，2为叶身，3为扰流柱，4为压力面边劈缝结构，4_1为劈缝，5_1为第一腔室，5_2为第二腔室，h为扰流柱横向间距，f为扰流柱纵向间距，L1为劈缝宽度，L2为相邻劈缝之间的间距，L3为劈缝高度。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作更进一步的说明。
如图1所示为一种先进高功重比涡轴发动机燃气高压涡轮冷却导叶，主要用于长航时涡桨运输机等飞行器动力装置中的涡轮部件。高压涡轮冷却导向器总共21片，叶身平均高度为25.35mm，轴向弦长23.00mm，叶根轮毂截面至发动机轴线的平均距离为112.33mm，高压涡轮冷却导叶叶型和子午面高度见图6。
如图2所示为一种小流量低展弦比高压涡轮冷却导叶，包括叶身2和设在其内的冷气腔；
其中，所述冷气腔包括布置于叶片前缘的第一腔室5_1、布置于叶片尾缘的第二腔室5_2，且第一腔室5_1及第二腔室5_2均从叶片尖部朝叶片根部方向延伸；所述叶片尖部设置有第一进气口、第二进气口，分别与第一腔室5_1、第二腔室5_2对应通入第一冷气流、第二冷气流；
所述第一腔室5_1壁面处布置有叶片前缘4排冷却孔(编号为1_1、1_2、1_6、1_7)、叶背3排冷却孔(编号为1_3、1_4、1_5)和叶盆2排冷却孔(编号为1_8、1_9)，且第二腔室5_2壁面处布置有叶盆2排冷却孔(编号为1_10、1_11)；所述叶片尾缘处设置有用于冷却叶片尾缘的压力面边劈缝结构4，且第二腔室5_2内布置有5排沿尾缘向后交叉排列的扰流柱3。
如图3所示，叶片几何建模采用笛卡尔坐标系，其中X轴为发动机轴线，发动机进口至出口为X轴正方向，Z轴为叶片的积叠轴，即冷却导叶的高度方向，叶根至叶尖为Z轴正方向，Y轴与X轴和Z轴构成右手坐标系，α为冷却孔射流方向与Z轴的夹角，β为冷却孔射流方向与X轴的夹角。
高压涡轮冷却导叶上前缘4排冷却孔(1_1、1_2、1_6和1_7)、叶背3排冷却孔(1_3、1_4和1_5)和叶盆2排冷却孔(1_8和1_9)具体几何结构参数如表1所示：
表1
高压涡轮冷却导叶上叶盆2排冷却孔(1_10和1_11)具体几何结构参数如表2所示：
表2
如图4所示，所述扰流柱3的高度为0.8～2.9mm，直径为1.0毫米，且扰流柱3的纵向与横向间距比f/h为1.373。
如图5a-5b所示，所述压力面边劈缝结构4包括沿叶片根部朝叶片尖部间隔排列的多个劈缝4_1，且各劈缝4_1的缝宽L1为1.5mm，相邻劈缝4_1之间的间距L2为2.725mm，各劈缝4_1的高度L3为0.21～0.47mm。高压涡轮冷却导叶外形结构能等比例放大或缩小。
第一冷气流从叶片尖部的第一进气口进入第一腔室5_1，并由叶片前缘4排冷却孔1_1、1_2、1_6和1_7、叶背3排冷却孔1_3、1_4和1_5和叶盆2排冷却孔1_8和1_9排出；第二冷气流从叶片尖部的第二进气口进入第二腔室5_2，一部分冷气流从叶盆2排冷却孔1_10和1_11排出用于冷却叶片的中弦区域，其余部分冷气流通过5排交叉排列的用于干扰气流以增加换热面积提高换热效果的扰流柱3后从边劈缝4结构向外流出。导叶采用了两腔室结构，尾缘射流方式为圆柱扰流加压力面边劈缝形式。
本发明中涡轮导叶以最小的损失将高温高压的燃气势能偏转加速到一定的角度和速度，转换为动能，与此同时，涡轮导叶直接承受燃烧室出口高达1800K燃气的冲刷，为了保证叶片在金属材料所允许的工作温度内安全运行就必须满足许多具体的要求，包括叶片冷却腔结构简单、制造容易，叶片冷却效果好，冷气掺混气动损失较小等要求，本发明的高压涡轮冷却导叶能满足这些关键要求。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。
Claims (5)
1.一种小流量低展弦比高压涡轮冷却导叶，其特征在于，包括叶身(2)和设在其内的冷气腔；
其中，所述冷气腔包括布置于叶片前缘的第一腔室(5_1)、布置于叶片尾缘的第二腔室(5_2)，且第一腔室(5_1)及第二腔室(5_2)均从叶片尖部朝叶片根部方向延伸；所述叶片尖部设置有第一进气口、第二进气口，分别与第一腔室(5_1)、第二腔室(5_2)对应通入第一冷气流、第二冷气流；
所述第一腔室(5_1)壁面处布置有叶片前缘四排冷却孔(1_1、1_2、1_6、1_7)、叶背三排冷却孔(1_3、1_4、1_5)和叶盆两排冷却孔(1_8、1_9)，且第二腔室(5_2)壁面处布置有叶盆两排冷却孔(1_10、1_11)；所述叶片尾缘处设置有连通第二腔室(5_2)的压力面边劈缝结构(4)，且第二腔室(5_2)内布置有五排沿尾缘向后交叉排列的扰流柱(3)。
2.根据权利要求1所述的一种小流量低展弦比高压涡轮冷却导叶，其特征在于，所述第一腔室(5_1)处叶片前缘四排冷却孔(1_1、1_2、1_6、1_7)、叶背三排冷却孔(1_3、1_4、1_5)和叶盆两排冷却孔(1_8、1_9)的具体几何结构参数如下表所示：
表中冷却孔的位置采用笛卡尔坐标系进行描述，其中X轴为发动机轴线，发动机进口至出口为X轴正方向，Z轴为叶片的积叠轴，即冷却导叶的高度方向，叶根至叶尖为Z轴正方向，Y轴与X轴和Z轴构成右手坐标系，α为冷却孔射流方向与Z轴的夹角，β为冷却孔射流方向与X轴的夹角。
3.根据权利要求2所述的一种小流量低展弦比高压涡轮冷却导叶，其特征在于，所述第二腔室(5_2)处叶片叶盆两排冷却孔(1_10和1_11)具体几何结构参数如下表所示：
4.根据权利要求3所述的一种小流量低展弦比高压涡轮冷却导叶，其特征在于，所述扰流柱(3)的高度为0.8～2.9mm，直径为1.0毫米，且扰流柱(3)的纵向与横向间距比f/h为1.373。
5.根据权利要求4所述的一种小流量低展弦比高压涡轮冷却导叶，其特征在于，所述压力面边劈缝结构(4)包括沿叶片根部朝叶片尖部间隔排列的多个劈缝(4_1)，且各劈缝(4_1)的缝宽L1为1.5mm，相邻劈缝(4_1)之间的间距L2为2.725mm，各劈缝(4_1)的高度L3为0.21～0.47mm。
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Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111783306A (zh) * | 2020-07-06 | 2020-10-16 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 涡轮叶片冷气量与冷效特性分析方法 |
| CN111927564A (zh) * | 2020-07-31 | 2020-11-13 | 中国航发贵阳发动机设计研究所 | 一种采用高效冷却结构的涡轮导向器叶片 |
| CN112268012A (zh) * | 2020-10-10 | 2021-01-26 | 浙江理工大学 | 带尾翼射流装置的无蜗壳离心通风机叶轮及其工作方法 |
| CN113586167A (zh) * | 2021-07-30 | 2021-11-02 | 西安交通大学 | 一种具有气膜冷却结构的涡轮叶片 |
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Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111783306A (zh) * | 2020-07-06 | 2020-10-16 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 涡轮叶片冷气量与冷效特性分析方法 |
| CN111783306B (zh) * | 2020-07-06 | 2022-11-18 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 涡轮叶片冷气量与冷效特性分析方法 |
| CN111927564A (zh) * | 2020-07-31 | 2020-11-13 | 中国航发贵阳发动机设计研究所 | 一种采用高效冷却结构的涡轮导向器叶片 |
| CN112268012A (zh) * | 2020-10-10 | 2021-01-26 | 浙江理工大学 | 带尾翼射流装置的无蜗壳离心通风机叶轮及其工作方法 |
| CN112268012B (zh) * | 2020-10-10 | 2022-02-11 | 浙江理工大学 | 带尾翼射流装置的无蜗壳离心通风机叶轮及其工作方法 |
| CN113586167A (zh) * | 2021-07-30 | 2021-11-02 | 西安交通大学 | 一种具有气膜冷却结构的涡轮叶片 |
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