用于涡轮叶片的扰流肋结构及涡轮叶片制造技术

本实用新型专利技术提供了一种用于涡轮叶片的扰流肋结构及一种涡轮叶片，该涡轮叶片具有沿叶片径向延伸的内通道用于冷气的流通以实现对流换热，该扰流肋结构包括设置在内通道的内壁上的扰流肋，用于对流过该内通道的冷气进行扰流，该扰流肋上设有至少一个从扰流肋前缘穿透至后缘的通孔。

【技术实现步骤摘要】

本技术涉及燃气轮机叶片冷却
，尤其涉及用于涡轮叶片的扰流肋结构及涡轮叶片。
技术介绍
提高燃气涡轮发动机的热效率和推重比的最有效方法就是提高涡轮前温度。当前涡轮前温度最高已经超过2100K，远超现有金属材料的许用温度。不仅如此，涡轮叶片在高转速下(通常可达10000rpm以上)工作，承受非常大的离心力。在如此恶劣的工作环境下，要保证叶片正常可靠工作，就必须对涡轮叶片进行有效冷却，降低其温度水平。在现代燃气涡轮叶片冷却中，带扰流肋的内冷通道是一种常见而有效的冷却结构。详言之，通过在叶片内设置回转通道使冷却气体与叶片进行对流换热，并通过在回转通道内布置扰流肋结构，通过增大换热面积和增强气流扰动的方式来进一步强化换热。这种冷却布局虽可降低叶片平均温度水平，但其引入往往也会例如在扰流肋后缘导致局部高温区的产生。
技术实现思路
为了克服上述缺陷，本技术旨在提供一种扰流肋结构及具有这种扰流肋结构的涡轮叶片。根据本技术的一方面，提供了一种用于涡轮叶片的扰流肋结构，该涡轮叶片具有沿叶片径向延伸的内通道用于冷气的流通以实现对流换热，该扰流肋结构包括设置在内通道的内壁上的扰流肋，用于对流过该内通道的冷气进行扰流，该扰流肋上设有至少一个从扰流肋前缘穿透至后缘的通孔。在一实例中，该涡轮叶片具有多个内通道，每个内通道的内壁上皆设置有该扰流肋。在一实例中，该内通道的内壁上设有沿叶片径向布置的多个该扰流肋。在一实例中，该扰流肋的截面形状为方形。在一实例中，该通孔在位于1/5至1/2的肋高位置穿透该扰流肋。在一实例中，该通孔的孔径为该扰流肋的肋高的1/5至1/3。在一实例中，该通孔的截面形状为圆形或方形。在一实例中，该扰流肋的肋高为0.5mm至1.5mm。在一实例中，该扰流肋的延伸方向与冷气流向呈一角度，该角度大于0度且小于等于90度。根据本技术的另一方面，提供了一种包括前述扰流肋结构的涡轮叶片。根据本技术的方案，由于扰流肋上通孔结构的存在，削弱了冷气在通过扰流肋时的流动分离现象，减小了气动损失。通孔结构有效改善了扰流肋后缘的冷气回流，有利于改善扰流肋后缘区域的换热，降低该区域局部温度水平。另一方面，通孔结构一定程度上增大了冷气与扰流肋的换热面积，提高了换热水平。总体来说，本技术的扰流肋结构能够提升扰流肋的换热效果，改善扰流肋后缘出现的局部高温区，提高了冷气利用率，对叶片冷却更有利。附图说明在结合以下附图阅读本公开的实施例的详细描述之后，更能够更好地理解本技术的上述特征和优点。图1是示出了根据本技术的一方面的涡轮叶片的立体图；图2是示出了图1的涡轮叶片沿叶片径向的截面剖视图；图3是示出了沿图1的涡轮叶片的A-A方向的截面剖视图；图4是示出了图3中的区域X的局部放大图；图5a是示出了沿图3中的涡轮叶片的B-B方向的截面剖视图；图5b是示出了常规扰流肋结构的气流示意图。为清楚起见，以下给出附图标记的简要说明：100：涡轮叶片110：内通道120：扰流肋121：通孔具体实施方式以下结合附图和具体实施例对本技术作详细描述。注意，以下结合附图和具体实施例描述的诸方面仅是示例性的，而不应被理解为对本技术的保护范围进行任何限制。图1是示出了根据本技术的一方面的涡轮叶片100的立体图，以及图2是示出了图1的涡轮叶片沿叶片径向的截面剖视图。在图1和图2中，涡轮叶片的叶片径向大致为上下竖直方向。涡轮叶片100内部设有内通道110以用于换热之用。如图1、2所示，内通道110沿涡轮叶片100的径向延伸，用于对流交换的冷气从涡轮叶片100的底部送入，可从端部送出，从而实现与涡轮叶片100的对流交换，从而起到为涡轮叶片100降温的效果。一般地，涡轮叶片100内可如图中所示地设有多个内通道以增强热交换的效果。为了进一步增强热交换效果，在涡轮叶片上增设了一种扰流肋结构。具体而言，该扰流肋结构首先包括扰流肋120。扰流肋120设在内通道110的内壁上，扰流肋120的延伸方向不在叶片径向上，因为冷气流向基本与叶片径向平行，所以为了起到扰流的作用，扰流肋120需要拦截冷气，所以扰流肋120的延伸方向与冷气流向呈一定角度，该角度可以大于0度且小于等于90度。在特定实施例中，该角度可以小于90度，例如45-60度，更具体而言可以是图2中所示的45度。多个扰流肋120可沿叶片径向布置在内通道110的内壁上。图3是示出了沿图1的涡轮叶片100的A-A方向的截面剖视图，图4是示出了图3中的区域X的局部放大图。如图3、4所示，可以清晰地看到在扰流肋120上设有从扰流肋前缘穿透至后缘的通孔121。这里的方位名词“前缘”和“后缘”是相对于冷气流向而言的，扰流肋120面对气流的一面称为扰流肋前缘，背对气流的一面称为扰流肋后缘。本技术的通孔121的设置使扰流肋120的前缘后缘之间有通道以供冷气通过。每个扰流肋120上的通孔121的数目可以是一个，也可以是多个，可根据冷气需要进行设置。图5a是示出了沿图3中的涡轮叶片100的B-B方向的截面剖视图。从该截面图中，可以更清楚地看到通孔121从扰流肋前缘穿透至后缘。在特定实施例中，扰流肋120的截面形状基本为方形，如图5a中所示，当然也可以是任何其他合适的形状。扰流肋120的肋高e通常为0.5mm～1.5mm。通孔121可在位于约1/5至1/2的肋高位置穿透扰流肋120，通孔121的孔径尺寸可为肋高e的约1/5至1/3。通孔121的截面形状可为圆形、方形或其他有利于冷却的异形结构。本技术的扰流肋结构可通过通过整体铸造或3D打印的方法加工而成。图5b是示出了常规扰流肋结构的气流示意图，从图5b与图5a的对比中可以看到本技术的扰流肋结构具有明显的优势，其中黑体粗箭头代表冷气流向。在如图5b所示的常规扰流肋结构中，冷气在通过扰流肋120时发生了边界层的分离和再附着，一部分从主流分离出的气体在肋的后缘局部区域(由Y表示)形成回流区，使得该区域换热效果变差，出现局部高温区。为应对这一问题，本技术在扰流肋120上开有多个通孔121，使得冷气在通过扰流肋120时分流成两股，一股横越肋，一股从通孔121中直接穿过扰流肋120达到肋后缘的Y区域，从而有效地解决了扰流肋120后缘局部低换热区的问题。本技术也提供了一种带有上述扰流肋结构的涡轮叶片。根据本技术的方案，由于扰流肋上通孔结构的存在，削弱了冷气在通过扰流肋时的流动分离现象，减小了气动损失。通孔结构有效改善了扰流肋后缘的冷气回流，有利于改善扰流肋后缘区域的换热，降低该区域局部温度水平。另一方面，通孔结构一定程度上增大了冷气与扰流肋的换热面积，提高了换热水平。总体来说，本技术的扰流肋结构能够提升扰流肋的换热效果，改善扰流肋后缘出现的局部高温区，提高了冷气利用率，对叶片冷却更有利。提供之前的描述是为了使本领域中的任何技术人员均能够实践本文中所
描述的各种方面。但是应该理解，本技术的保护范围应当以所附权利要求为准，而不应被限定于以上所解说实施例的具体结构和组件。本领域技术人员在本技术的精神和范围内，可以对各实施例进行各种变动和修改，这些变动和修改也落在本技术的保护范围之内。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于涡轮叶片的扰流肋结构，所述涡轮叶片具有沿叶片径向延伸的内通道用于冷气的流通以实现对流换热，其特征在于，所述扰流肋结构包括设置在内通道的内壁上的扰流肋，用于对流过所述内通道的冷气进行扰流，所述扰流肋上设有至少一个从扰流肋前缘穿透至后缘的通孔。

【技术特征摘要】
1.一种用于涡轮叶片的扰流肋结构，所述涡轮叶片具有沿叶片径向延伸的内通道用于冷气的流通以实现对流换热，其特征在于，所述扰流肋结构包括设置在内通道的内壁上的扰流肋，用于对流过所述内通道的冷气进行扰流，所述扰流肋上设有至少一个从扰流肋前缘穿透至后缘的通孔。2.如权利要求1所述的扰流肋结构，其特征在于，所述涡轮叶片具有多个内通道，每个内通道的内壁上皆设置有所述扰流肋。3.如权利要求1所述的扰流肋结构，其特征在于，所述内通道的内壁上设有沿叶片径向布置的多个所述扰流肋。4.如权利要求1所述的扰流肋结构，其特征在于，所述扰流肋的截面形状为方形。5.如权利要求1所述...

【专利技术属性】
技术研发人员：张洪，
申请(专利权)人：中航商用航空发动机有限责任公司，
类型：新型
国别省市：上海;31