一种带有阵列针肋的涡轮叶片尾缘扰流半劈缝冷却结构制造技术

本发明专利技术公开了一种带有阵列针肋的涡轮叶片尾缘扰流半劈缝冷却结构，将阵列针肋应用于半劈缝壁面，在不增加气膜出流量的前提下，通过扰流结构提高气膜对流换热系数以及换热面积、增强半劈缝气膜冷却的对流换热强度，从而提高叶片尾缘的综合冷却效果。带有连续阵列针肋的涡轮叶片尾缘扰流半劈缝冷却结构，是在叶片尾缘压力面切除部分壁面，保留叶片尾缘吸力面一侧的壁面与间隔的分隔肋形成多个半劈缝结构，冷却气流从冷流出口中喷射出覆盖在尾缘劈缝壁面上形成冷却气膜，结构简单；有效地降低吸力面的最高温度和平均温度，避免涡轮叶片的吸力面高温烧蚀。在半劈缝壁面布置直肋结构，具有良好的传热特性和较好的加工可实施性。

【技术实现步骤摘要】
一种带有阵列针肋的涡轮叶片尾缘扰流半劈缝冷却结构
本专利技术属于燃气轮机涡轮叶片冷却
，具体地说，涉及一种带有阵列针肋的涡轮叶片尾缘扰流半劈缝冷却结构。
技术介绍
提高涡轮进口温度是提高燃气轮机推力和效率的有效途径，但涡轮进口温度的提高会使得涡轮叶片承受更大的热负荷，过高的温度和热应力可能导致涡轮叶片无法正常工作。现代燃气轮机设计的进口温度已远远超过了所用材料的耐温极限，因此必须采用复杂的冷却技术来保证涡轮在高温的条件下正常运转。而涡轮叶片的尾缘处往往是高温部位，也最容易受热腐蚀而损坏，其冷却结构的设计难度更为突出，主要原因是叶片后部燃气侧流动往往已发展为湍流，使该部位外表面的换热强度很大，同时叶片吸力面的气膜冷却往往在前部，对后部产生的影响已经很小，在叶片内部，冷却气体经途中吸热到达尾部时温度也相对较高，冷却作用也相对较小。因此设计高效的尾缘气膜冷却结构是保证涡轮叶片稳定工作的重要措施。在专利CN203214109U中公开了“一种涡轮叶片尾缘冷却结构”，该结构通过对高温燃气涡轮发动机涡轮叶片尾缘采用双列排气缝冷却结构，在叶片尾缘实现外表面气膜冷却和内表面强迫对流冷却的复合冷却结构，从而解决叶片尾缘壁面温度偏高的技术问题。虽然该结构采用复合冷却来改善涡轮叶片尾缘冷却问题，但是从涡轮叶片气动性能的角度来看，在强度允许的条件下，叶片尾缘厚度应尽量地薄，以减小涡轮叶片的尾迹损失。受加工工艺的约束，该种双列排气缝冷却结构要求涡轮叶片尾缘必须有足够的厚度才可以实现。在文献“涡轮叶片尾缘劈缝气膜冷却特性实验研究”(《工程热物理学报》，2016年，第37期，1988页—1993页)中，采用热色液晶瞬态传热测量，研究了直肋和倒斜角肋两种不同的分隔肋结构对尾缘层板冷却结构劈缝气膜冷却特性的影响，虽然其结论表示叶片尾缘半劈缝的气膜冷效受到分隔肋的形状的影响，但是随着航空发动机燃气温度的不断提高，传统半劈缝结构的冷却能力逐渐地趋于极限，高压涡轮叶片尾缘烧蚀现象时常出现在叶片尾缘的吸力面侧，因此发展和创新涡轮叶片尾缘高效冷却结构，在不增加冷气用量的基础上进一步提升综合冷却效果，对于先进高性能航空发动机的研制是非常有必要和有意义的。
技术实现思路
为了避免现有技术存在的不足，本专利技术提出一种带有阵列针肋的涡轮叶片尾缘扰流半劈缝冷却结构，将阵列针肋应用到半劈缝壁面，在不增加气膜出流量的前提下，通过扰流结构提高气膜对流换热系数以及换热面积、增强半劈缝气膜冷却的对流换热强度，从而提高叶片尾缘的综合冷却效果。本专利技术解决其技术问题所采用的技术方案是:包括叶片尾缘吸力面、叶片尾缘压力面、尾缘半劈缝壁面、分隔肋、阵列针肋，其特征是在叶片尾缘压力面切除部分壁面，保留叶片尾缘吸力面一侧的壁面与间隔的分隔肋形成多个半劈缝结构，半劈缝结构的唇板厚度t与冷气出流缝高度s的比值为0.2～1.5，半劈缝倾斜角为0～15°,冷却气流从冷流出口中喷射出覆盖在尾缘半劈缝壁面上形成冷却气膜；所述阵列针肋均布设置在冷流出口部位的尾缘半劈缝壁面，且位于两个分隔肋之间错排排布或顺排排布；所述阵列针肋的针肋柱高h与冷气出流缝高度s比值为0.1～0.5，针肋柱截面直径D与针肋柱高h的比值为0.5～2，流向间距x与针肋柱截面直径D的比值为1.5～5，展向间距y与针肋柱截面直径D的比值为1.5～5。所述阵列针肋由若干针肋柱组成，阵列针肋为等高阵列或梯级阵列。所述阵列针肋的排数和列数根据半劈缝壁面的流向长度L、阵列针肋的流向间距x、展向间距y确定。有益效果本专利技术提出的一种带有阵列针肋的涡轮叶片尾缘扰流半劈缝冷却结构，将阵列针肋应用于半劈缝壁面，在不增加气膜出流量的前提下，通过扰流结构提高气膜对流换热系数以及换热面积、增强半劈缝气膜冷却的对流换热强度，从而提高叶片尾缘的综合冷却效果。带有连续阵列针肋的涡轮叶片尾缘扰流半劈缝冷却结构，是在叶片尾缘压力面切除部分壁面，保留叶片尾缘吸力面一侧的壁面与间隔的分隔肋形成多个半劈缝结构，冷却气流从冷流出口中喷射出覆盖在尾缘劈缝壁面上形成冷却气膜。在半劈缝壁面布置简单的阵列针肋结构，设计合理，且有效地降低吸力面的最高温度和平均温度，克服了涡轮叶片的吸力面高温烧蚀的问题。本专利技术带有阵列针肋的涡轮叶片尾缘扰流半劈缝冷却结构，不仅具有结构简单、良好的传热特性，而且具有较好的加工可实施性；可应用于各种涡轮叶片中。附图说明下面结合附图和实施方式对本专利技术一种带有阵列针肋的涡轮叶片尾缘扰流半劈缝冷却结构作进一步详细说明。图1为本专利技术带有阵列针肋的涡轮叶片尾缘扰流半劈缝冷却结构轴测图。图2为本专利技术带有阵列针肋的涡轮叶片尾缘扰流半劈缝冷却结构俯视图。图3为本专利技术图2的A-A剖视图。图4为本专利技术带有阵列针肋的涡轮叶片尾缘扰流半劈缝冷却结构侧视图。图5为应用于航空发动机涡轮叶片示意图。图6为二维尾缘半劈缝传热模型示意图。图7为扰流半劈缝冷却结构与常规尾缘半劈缝结构的半劈缝壁面的展向平均气膜冷却效率对比曲线。图8为扰流半劈缝冷却结构与常规尾缘半劈缝结构的半劈缝壁面的展向平均换热系数对比曲线。图中:1.叶片尾缘压力面2.分隔肋3.尾缘半劈缝壁面4.阵列针肋5.冷流出口6.叶片尾缘吸力面7.冷流入口8.尾缘区域具体实施方式本实施例是一种带有阵列针肋的涡轮叶片尾缘扰流半劈缝冷却结构。参阅图1～图6，本实施例带有阵列针肋的涡轮叶片尾缘扰流半劈缝冷却结构应用于航空发动机涡轮叶片中，该扰流半劈缝冷却结构应用在涡轮叶片的尾缘区域8，由叶片尾缘吸力面6、叶片尾缘压力面1、尾缘半劈缝壁面3、分隔肋2、阵列针肋4、冷流出口5、冷流入口7组成；其中，在叶片尾缘压力面1切除部分壁面，保留叶片尾缘吸力面6一侧的壁面与间隔的分隔肋2形成多个半劈缝结构；半劈缝结构的唇板厚度t与冷气出流缝高度s的比值为0.2～1.5，半劈缝倾斜角为0～15°,冷却气流从冷流出口5中喷射出覆盖在尾缘半劈缝壁面3上形成冷却气膜。阵列针肋4均布设置在冷流出口部位的尾缘半劈缝壁面3，且位于两个分隔肋2之间错排排布或顺排排布。阵列针肋4的针肋柱高h与冷气出流缝高度s比值为0.1～0.5，针肋柱截面直径D与针肋柱高h的比值为0.5～2，流向间距x与针肋柱截面直径D的比值为1.5～5，展向间距y与针肋柱截面直径D的比值为1.5～5。阵列针肋4由若干针肋柱组成，阵列针肋4为等高阵列或梯级阵列。阵列针肋4的排数和列数根据半劈缝壁面的流向长度L、阵列针肋的流向间距x、展向间距y确定。本实施例中，来自叶片内部冷却腔的冷却气流从冷流入口7进入尾缘区域8，从冷流出口5中沿尾缘劈缝壁面3吹出，并与叶片尾缘压力面1的高温主流混合，在对应的尾缘劈缝壁面3形成冷却气膜。通过在尾缘劈缝壁面3上布置阵列针肋4，使得该区域的冷却气膜发生流动、分离、再附，壁面扰流结构的加入对半劈缝气膜射流的近壁流动结构产生影响，改变尾缘表面的对流换热强度。半劈缝冷却结构对于叶片尾缘压力面1是气膜冷却，对于叶片尾缘吸力面6则是内部冷却，冷气膜一方面要隔绝叶片尾缘压力面1的燃气对尾缘区域8的加热，另一方面还要吸收叶片尾缘吸力面6的燃气通过尾缘壁导入的热量。通过扰流结构提高气膜对流换热系数以及换热面积、增强半劈缝气膜冷却的对流换热强度，提高尾缘的综合冷却效果。如图7和本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种带有阵列针肋的涡轮叶片尾缘扰流半劈缝冷却结构，包括叶片尾缘吸力面、叶片尾缘压力面、尾缘半劈缝壁面、分隔肋、阵列针肋，其特征在于:在叶片尾缘压力面切除部分壁面，保留叶片尾缘吸力面一侧的壁面与间隔的分隔肋形成多个半劈缝结构，半劈缝结构的唇板厚度t与冷气出流缝高度s的比值为0.2～1.5，半劈缝倾斜角为0～15°,冷却气流从冷流出口中喷射出覆盖在尾缘半劈缝壁面上形成冷却气膜；所述阵列针肋均布设置在冷流出口部位的尾缘半劈缝壁面，且位于两个分隔肋之间错排排布或顺排排布；所述阵列针肋的针肋柱高h与冷气出流缝高度s比值为0.1～0.5，针肋柱截面直径D与针肋柱高h的比值为0.5～2，流向间距x与针肋柱截面直径D的比值为1.5～5，展向间距y与针肋柱截面直径D的比值为1.5～5。

【技术特征摘要】
1.一种带有阵列针肋的涡轮叶片尾缘扰流半劈缝冷却结构，包括叶片尾缘吸力面、叶片尾缘压力面、尾缘半劈缝壁面、分隔肋、阵列针肋，其特征在于:在叶片尾缘压力面切除部分壁面，保留叶片尾缘吸力面一侧的壁面与间隔的分隔肋形成多个半劈缝结构，半劈缝结构的唇板厚度t与冷气出流缝高度s的比值为0.2～1.5，半劈缝倾斜角为0～15°,冷却气流从冷流出口中喷射出覆盖在尾缘半劈缝壁面上形成冷却气膜；所述阵列针肋均布设置在冷流出口部位的尾缘半劈缝壁面，且位于两个分隔肋之间错排排布或顺排排布；所述阵列针肋的针肋柱高h...

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