一种用于涡轮叶片的侧向气膜壁冷结构制造技术

本发明专利技术公开了一种用于涡轮叶片的侧向气膜壁冷结构，用于涡轮叶片冷却。在靠近涡轮叶片内冷却通道设置冲击冷却孔，冷气通过布置于叶片内部的壁冷腔对叶片外表面进行冲击冷却；气膜冷却孔位于壁冷腔侧壁面与冷气侧叶片壁面处，气膜冷却孔入口设置在壁冷腔侧壁面上且与壁冷腔连通,由壁冷腔供气。气膜冷却孔进气方式的改变使得冷却气流在气膜孔内靠近气膜孔下壁面，使得气膜出流后贴附壁面更强，气膜冷却效率大大提升。冷却气经过多次换热，首先通过冲击冷却孔对叶片外表面进行冲击冷却，然后流经气膜冷却孔对叶片进行内冷，最后在叶片外表面形成冷却气膜，冷气利用效率高，冷却效果好。气膜壁冷结构具有结构简单，易于加工的特点。

Lateral gas film wall cold structure for turbine blade

The present invention discloses a lateral film wall cold structure for a turbine blade, used for cooling a turbine blade. Near the turbine blade internal cooling passage is arranged impingement cooling holes, through cold blade internal wall is arranged on the outer surface of the blade of the cold shock cooling; film cooling holes in the wall of the side wall and the air cooling cavity side wall surface of blade, the film cooling hole entrance is arranged on the wall surface and the side wall of the cold cavity with the cold wall cavity connected by cold gas cavity wall. In the gas film cooling holes because of the change of cooling airflow in the film hole near the film hole surface of the inferior wall, makes the film flow after attachment to the wall is stronger, the film cooling efficiency is greatly improved. The cooling gas after several heat transfer, first by the impact of cooling holes on blade surface of impingement cooling, then flows through the film cooling holes on blade internal cooling, finally in the blade is formed on the external surface of the cooling gas film cooling, high utilization efficiency, good cooling effect. The cold structure of gas film wall has the characteristics of simple structure and easy processing.

【技术实现步骤摘要】
一种用于涡轮叶片的侧向气膜壁冷结构
本专利技术涉及燃气轮机涡轮叶片的冷却技术，具体地说，涉及一种用于涡轮叶片的侧向气膜壁冷结构。技术背景燃气轮机广泛应用于航空器推进器，陆用、船用发电等各种工业用途。提高转子进口温度是改善燃气轮机发动机特性的关键技术，先进燃气轮机转子进口温度远比叶片材料的熔点高，因此涡轮叶片中需要先进的冷却技术。目前，涡轮叶片冷却中广泛采用冲击冷却、内部对流冷却和气膜冷却等冷却方式。冲击冷却是指低温气体通过冲击孔对叶片内部表面进行射流冲击。冷却气流冲击驻点区壁面上有很高的换热系数，因此可利用这种冷却方式进行重点冷却。内部对流冷却是指在叶片内部冷却气流经叶片内腔，通过对流换热吸收热量，从而达到降低叶片温度的目的。气膜冷却是指冷却气通过气膜孔流出，在叶片表面形成温度较低的冷气膜将壁面与高温燃气隔离，带走燃气的热量，从而起到对叶片的保护作用。目前，涡轮叶片气膜冷却中主要采用圆柱型气膜孔，上世纪八十年代，国外学者(Goldstein,R.J.,Eckert,E.R.G.,andBurggraf,F.1974,“EffectsofHoleGeometryandDensityonThree-DimensionalFilmCooling,”Int.JournalofHeat&MassTransfer,Vol.17,pp.595-607.)对圆柱型气膜孔内涡结构进行了分析研究，结果发现冷却气体从供气腔进入气膜孔时发生较大的气流转向，在气膜孔进口处气体弯管效应明显，在气膜孔内会形成较强的分离涡，从而影响气膜出流后的冷却效率。冲击冷却，内部冷却和气膜冷却通常在涡轮叶片中分别应用，叶片前缘等需要较强冷却的位置应用冲击冷却方式，叶片内部设置带绕流注的内冷通道，叶片压力面及吸力面应用气膜冷却。专利技术专利201410300743.0中公开了“一种应用于燃气轮机的冲击冷却结构”，通过布置与待冷却壁面相对的冲击衬套形成冲击通道，在冲击通道内设置气体回流口与导出区域，减少了横流作用，进而提高冷却效果。专利技术专利201510187277.4中公开了“一种箭头型的气膜冷却孔”，通过改变气膜孔型面，进而影响气体在气膜孔内及流出孔后的发展，从而提高气膜冷却效果。然而这些改进结构中，冷却气通常只经过一次利用即与主流燃气掺混，利用率较低；且气膜孔进气方式基本相同，孔内涡结构无明显改进。
技术实现思路
为了避免现有技术存在的不足，充分利用冷却气，提高涡轮叶片综合冷却效率，本专利技术提出一种用于涡轮叶片的侧向气膜壁冷结构。本专利技术解决其技术问题所采用的技术方案是:包括冲击冷却孔、壁冷腔、气膜冷却孔，涡轮叶片壁厚为H，其特征在于所述壁冷腔位于涡轮叶片壁内部；壁冷腔高度Hi的取值范围为0.4～0.6H，壁冷腔宽度W的取值范围为3～5mm；所述冲击冷却孔位于涡轮叶片内冷却通道与壁冷腔底面处,且冲击冷却孔垂直于冷气侧叶片壁面与壁冷腔相连通；冲击冷却孔直径Di的取值范围为0.2～0.3mm，冲击冷却孔长度Li的取值范围为0.2～0.3H，两排冲击冷却孔间距为1/3W；所述气膜冷却孔位于壁冷腔侧壁面与冷气侧叶片壁面处,气膜冷却孔入口设置在壁冷腔侧壁面上且与壁冷腔相连通,入口中心位置沿壁冷腔高度取值范围为0.3～0.7Hi，气膜冷却孔直径Df的取值范围为0.2～0.3mm，气膜冷却孔流向倾角θ的取值范围为20～60°。所述冲击冷却孔与所述气膜冷却孔沿叶片展向间距相同。有益效果本专利技术提出的一种用于涡轮叶片的侧向气膜壁冷结构,相对于现有技术的优点在于:(1)气膜冷却孔位于壁冷腔侧壁面，气膜孔进气方式的改变使得冷却气流在气膜孔内靠近气膜孔下壁面，使得气膜出流后更容易贴附壁面，气膜冷却效率大大提升。(2)由于冲击、内冷、气膜三种冷却方式逐级分开的设计方法，冷却气体被充分利用，提高了涡轮叶片的综合冷却效率，具有较好的冷却效果。附图说明下面结合附图和实施方式对本专利技术一种用于涡轮叶片的侧向气膜壁冷结构作进一步详细说明。图1为本专利技术用于涡轮叶片的侧向气膜壁冷结构轴测图。图2为本专利技术用于涡轮叶片的侧向气膜壁冷结构示意图。图3为本专利技术用于涡轮叶片的侧向气膜壁冷结构俯视图。图中1.冷气侧叶片壁面2.燃气侧叶片壁面3.冲击冷却孔4.壁冷腔5.壁冷腔内壁面6.壁冷腔侧壁面7.壁冷腔底面8.气膜冷却孔A.主流燃气B.冷却气流C.冲击冷却气D.对流换热冷却气E.冷却气膜Di.冲击孔直径Li.冲击孔长度Hi.壁冷腔高度W.壁冷腔宽度Df.气膜孔直径θ.气膜孔流向倾角S.气膜孔展向间距H.涡轮叶片厚度具体实施方式本实施例是一种用于涡轮叶片的侧向气膜壁冷结构。侧向气膜壁冷结构位于涡轮叶片壁面内部，涡轮叶片厚度为H，在涡轮叶片中部设置壁冷腔4；在冲击腔底面7垂直于涡轮叶片壁面冷气侧1沿叶高方向设置冲击冷却孔3与壁冷腔4相连通；在壁冷腔侧壁面6上设置气膜冷却孔8，由冲击冷却孔3、壁冷腔4以及气膜冷却孔8组合形成侧向气膜壁冷结构。其中，壁冷腔高度为Hi，壁冷腔宽度为W。冲击孔孔径为Di，冲击孔长度为Li，两排冲击孔间距为1/3W，位于冲击腔底面7中部。气膜冷却孔直径为Df，气膜孔流向倾角为θ。冲击冷却孔与气膜冷却孔沿叶片展向间距相同，同为S。冷却气流B沿着冲击冷却孔3从涡轮叶片内冷通道流入壁冷腔4，冲击到壁冷腔上壁面，在壁冷腔内部形成冲击冷却。经过冲击换热后，冲击冷却气C流经位于壁冷腔侧壁面6处的气膜冷却孔8，在气膜孔内部，冷却气流与气膜孔壁面形成内部对流冷却。对流换热冷却气D流出气膜孔后与主流燃气A相互作用，在涡轮叶片表面形成冷却气膜。侧向气膜冷却孔位于壁冷腔侧壁面，冷却气流的进气方式与传统气膜冷却相比有较大改变，冷却气流经偏转后于气膜孔上壁面处形成分离涡，冷气集中靠近下壁面，冷气流出气膜孔后在主流壁面上贴附能力较强，气膜冷却效率有较大提高。冷却气经由冲击、内冷、气膜三种冷却逐级分开的设计方法，冷却气经过多次换热，冷却气体被充分利用，提高了涡轮叶片的综合冷却效率，具有较好的冷却效果。参阅图1、图2、图3，本实施例用于涡轮叶片的侧向气膜壁冷结构由冲击冷却孔3、壁冷腔4、气膜冷却孔8组成，涡轮叶片壁厚为H。壁冷腔4位于涡轮叶片壁内部；壁冷腔高度Hi的取值范围为0.4～0.6H，壁冷腔宽度W的取值范围为3～5mm。冲击冷却孔3位于涡轮叶片内冷却通道与壁冷腔底面7处,且冲击冷却孔垂直于冷气侧叶片壁面与壁冷腔4相连通；冲击冷却孔直径Di的取值范围为0.2～0.3mm，冲击冷却孔长度Li的取值范围为0.2～0.3H，两排冲击冷却孔间距为1/3W。气膜冷却孔8位于壁冷腔侧壁面6与冷气侧叶片壁面1处,气膜冷却孔8入口设置在壁冷腔侧壁面上且与壁冷腔4相连通,入口中心位置沿壁冷腔高度取值范围为0.3～0.7Hi，气膜冷却孔直径Df的取值范围为0.2～0.3mm，气膜冷却孔流向倾角θ的取值范围为20～60°。冲击冷却孔3与所述气膜冷却孔8沿叶片展向间距相同。实施例一本实施例是应用于某型涡轮叶片上的侧向气膜壁冷结构。由冲击冷却孔3、壁冷腔4和侧向气膜冷却孔8共同组合形成，冲击冷却孔3位于涡轮叶片内冷却通道与壁冷腔底面7处,且冲击冷却孔垂直于冷气侧叶片壁面与壁冷腔4相连通。气膜冷却孔8位于壁冷腔侧壁面6与本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于涡轮叶片的侧向气膜壁冷结构，包括冲击冷却孔、壁冷腔、气膜冷却孔，涡轮叶片壁厚为H，其特征在于:所述壁冷腔位于涡轮叶片壁内部；壁冷腔高度H

【技术特征摘要】
1.一种用于涡轮叶片的侧向气膜壁冷结构，包括冲击冷却孔、壁冷腔、气膜冷却孔，涡轮叶片壁厚为H，其特征在于:所述壁冷腔位于涡轮叶片壁内部；壁冷腔高度Hi的取值范围为0.4～0.6H，壁冷腔宽度W的取值范围为3～5mm；所述冲击冷却孔位于涡轮叶片内冷却通道与壁冷腔底面处,且冲击冷却孔垂直于冷气侧叶片壁面与壁冷腔相连通；冲击冷却孔直径Di的取值范围为0.2～0.3mm，冲击冷却孔长度Li的取值范围为0.2～0...

【专利技术属性】
技术研发人员：朱惠人，孟通，魏建生，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：陕西,61