一种具有微通道的涡轮叶片尾缘半劈缝冷却结构制造技术

本发明专利技术公开了一种具有微通道的涡轮叶片尾缘半劈缝冷却结构；涡轮冷却叶片整体呈弧形结构地形成有叶盆部和叶背部；所述冷却结构被配置为双层结构；所述冷却结构的双层结构包括靠近所述叶盆部的第一冷却结构、以及靠近所述叶背部的第二冷却结构；所述第一冷却结构为沿所述扰流柱冷却段延伸的尾劈缝气膜出流通道，所述尾批锋气膜出流通道内固连有扰流柱；所述第二冷却结构为沿所述尾缘半劈缝出流段的微通道。在叶片尾缘尺寸限制的情况下，形成了扰流柱、气膜冷却与微通道组合的强化冷却结构，可有效解决涡轮叶片尾缘半劈缝冷却结构中存在的冷却效果弱、局部温度偏高等问题。

A Semi-Split Cooling Structure with Micro-Channels at the Tail Edge of Turbine Blades

The invention discloses a semi-split cooling structure of the trailing edge of a turbine blade with a microchannel; the turbine cooling blade is integrally arc-shaped to form a blade basin and a blade back; the cooling structure is configured as a double-layer structure; the double-layer structure of the cooling structure includes a first cooling structure close to the blade basin and a second cooling structure close to the blade back; The cooling structure is a tail wedge film outlet channel extending along the cooling section of the spoiler column, the tail batch front film outlet channel is fixed with a spoiler column, and the second cooling structure is a microchannel along the tail edge half wedge outlet section. Under the restriction of blade trailing edge size, the enhanced cooling structure composed of spoiler column, film cooling and microchannel is formed, which can effectively solve the problems of weak cooling effect and high local temperature in the semi-split cooling structure of turbine blade trailing edge.

【技术实现步骤摘要】
一种具有微通道的涡轮叶片尾缘半劈缝冷却结构
本专利技术涉及航空发动机、燃气轮机
，具体涉及一种具有微通道的涡轮叶片尾缘半劈缝冷却结构。
技术介绍
为了提高发动机的性能，需要提高压气机的增压比和涡轮进口燃气温度。随着涡轮进口燃气温度的提高，发动机涡轮叶片需要承受更大的热负荷。涡轮叶片的高效冷却设计被视为发动机的核心关键技术。其中涡轮叶片尾缘的冷却结构一直是叶片冷却设计的难点。叶片尾缘的冷却结构形式一般可分为半劈缝和全劈缝两种设计方案。从气动设计角度要求尾缘直径越小，气动损失也越小，但是这造成冷却设计难度大。从冷却设计角度，叶片尾缘采用全劈缝的设计有助于避免局部的温度超温，这样会导致叶片尾缘设计较厚，进而影响涡轮的气动性能。因此叶片尾缘的冷却结构设计突出的反映了涡轮叶片气动与冷却之间的矛盾。现有技术中，为了提高涡轮的气动效率，涡轮叶片尾缘会采用半劈缝冷却结构设计，如图1所示。这种半劈缝冷却结构通过可以避免叶片尾缘厚度偏厚、主流气动损失大等问题。但这种半劈缝冷却结构在冷气出口位置由于流道的突扩导致局部换热系数突然降低，而且在延伸段后半部由于存在与燃气的掺混，导致气流温度迅速升高。进而导致叶背侧壁面局部温度较高，在高燃气温度的情况下会导致叶片超温。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种结构新颖、有效解决涡轮叶片尾缘半劈缝冷却结构中存在的冷却效果弱、局部温度偏高的技术问题的具有微通道的涡轮叶片尾缘半劈缝冷却结构。为了实现上述目的，本专利技术提供如下技术方案：本专利技术公开的一种具有微通道的涡轮叶片尾缘半劈缝冷却结构，该冷却结构形成于涡轮冷却叶片的端部，该冷却结构主要包括：形成于所述涡轮冷却叶片一端的扰流柱冷却段；形成于所述扰流柱冷却段一端的尾缘半劈缝出流段；所述涡轮冷却叶片整体呈弧形结构地形成有叶盆部和叶背部；所述冷却结构被配置为双层结构；所述冷却结构的双层结构包括靠近所述叶盆部的第一冷却结构、以及靠近所述叶背部的第二冷却结构；所述第一冷却结构为沿所述扰流柱冷却段延伸的尾劈缝气膜出流通道，所述尾批锋气膜出流通道内固连有扰流柱；所述第二冷却结构为沿所述尾缘半劈缝出流段的微通道。进一步的，所述第一冷却结构的尾批锋气膜出流通道内固连有多根所述扰流柱；多根所述扰流柱间隔分布于所述尾批锋气膜出流通道内。进一步的，所述涡轮冷却叶片沿其高度方向阵列分布有多条所述微通道。进一步的，所述微通道靠近所述涡轮冷却叶片一端连通有集气腔，所述微通道的另一端连通外界。进一步的，所述集气腔被配置为开孔尺寸大于所述微通道开孔尺寸的结构。在上述技术方案中，本专利技术提供的一种具有微通道的涡轮叶片尾缘半劈缝冷却结构，具有以下有益效果：在涡轮冷却叶片尾缘将半劈缝冷却结构分成两层，靠近叶盆部的一层采用常规的扰流柱与尾劈缝气膜出流通道组合的冷却结构，充分利用扰流柱的强化换热及气膜覆盖的高效冷却效果；在靠近叶背部的壁面采用微通道强化冷却结构，该结构设置有集气腔和阵列微通道出流结构，充分利用这种微尺度通道结构在单位体积内具有非常高的流动换热表面积，通道内壁面可以在较小的冷气流量条件下产生极高的换热率的特点。这样就在叶片尾缘尺寸限制的情况下，形成了扰流柱、气膜冷却与微通道组合的强化冷却结构。附图说明为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。图1为现有技术中涡轮冷却叶片的结构示意图；图2为本专利技术实施例提供的一种具有微通道的涡轮叶片尾缘半劈缝冷却结构的截面结构示意图；图3为本专利技术实施例提供的一种具有微通道的涡轮叶片尾缘半劈缝冷却结构的冷却结构局部放大图；图4为本专利技术实施例提供的一种具有微通道的涡轮叶片尾缘半劈缝冷却结构的微通道的阵列分布示意图。附图标记说明：1、涡轮冷却叶片；2、第一冷却结构；3、第二冷却结构；101、叶盆部；102、叶背部；201、尾劈缝气膜出流通道；202、扰流柱；301、微通道；302、集气腔。具体实施方式为了使本领域的技术人员更好地理解本专利技术的技术方案，下面将结合附图对本专利技术作进一步的详细介绍。如图2～图4所示，本专利技术实施例提供的一种具有微通道的涡轮叶片尾缘半劈缝冷却结构，该冷却结构形成于涡轮冷却叶片1的端部，该冷却结构主要包括：形成于涡轮冷却叶片1一端的扰流柱冷却段；形成于扰流柱冷却段一端的尾缘半劈缝出流段；涡轮冷却叶片1整体呈弧形结构地形成有叶盆部101和叶背部102；冷却结构被配置为双层结构；冷却结构的双层结构包括靠近叶盆部101的第一冷却结构2、以及靠近叶背部102的第二冷却结构3；第一冷却结构2为沿扰流柱冷却段延伸的尾劈缝气膜出流通道201，尾批锋气膜出流通道201内固连有扰流柱202；第二冷却结构3为沿尾缘半劈缝出流段的微通道301。具体的，本实施例具体公开了一种应用于发动机的涡轮结构的涡轮冷却叶片1，且更为具体的是：上述的涡轮冷却叶片1整体结构与现有技术中的涡轮类似，都是呈弧形结构地形成有凹陷结构的叶盆部101、以及呈凸出结构的叶背部102；且上述的涡轮冷却叶片1的一端依次形成有上述的扰流柱冷却段和尾缘半劈缝出流段，为了提高冷却效果的同时，还能够避免叶背侧壁面局部温度较高，本实施例的冷却结构分为两部分，分别为上述的第一冷却结构2和第二冷却结构3；其中，第一冷却结构2为常规的扰流柱202冷却，而第二冷却结构3主要是以微通道301的形式形成强化冷却。这样，进入叶片尾缘的冷气也分成了两股：一股冷气经过扰流柱202冷却段对叶片尾缘强化冷却后经过尾缘半劈缝流出通道201流出；另一股冷却气自叶片根部或者上下端部进入叶片尾缘的集气腔302，然后通过密集阵列排布的微通道301结构流出叶片尾缘。优选的，上述的第一冷却结构2的尾批锋气膜出流通道201内固连有多根扰流柱202；多根扰流柱202间隔分布于尾批锋气膜出流通道201内。优选的，上述的涡轮冷却叶片1沿其高度方向阵列分布有多条微通道301。其中，本实施例中微通道301靠近涡轮冷却叶片1一端连通有集气腔302，微通道301的另一端连通外界。具体的，上述的集气腔302被配置为开孔尺寸大于微通道301开孔尺寸的结构。在上述技术方案中，本专利技术提供的一种具有微通道的涡轮叶片尾缘半劈缝冷却结构，具有以下有益效果：在涡轮冷却叶片1尾缘将半劈缝冷却结构分成两层，靠近叶盆部101的一层采用常规的扰流柱202与尾劈缝气膜出流通道201组合的冷却结构，充分利用扰流柱202的强化换热及气膜覆盖的高效冷却效果；在靠近叶背部102的壁面采用微通道301强化冷却结构，该结构设置有集气腔302和阵列微通道301出流结构，充分利用这种微尺度通道结构在单位体积内具有非常高的流动换热表面积，通道内壁面可以在较小的冷气流量条件下产生极高的换热率的特点。这样就在叶片尾缘尺寸限制的情况下，形成了扰流柱202、气膜冷却与微通道301组合的强化冷却结构。以上只通过说明的方式描述了本专利技术的某些示范性实施例，毋庸置疑，对于本领域的普通技术人员，在不偏离本专利技术的精神和范围的情况下，可以用各种不同的方式对所描述的实施例进行修正。因此，上述附图和描述在本质上是说明性的，不本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种具有微通道的涡轮叶片尾缘半劈缝冷却结构，该冷却结构形成于涡轮冷却叶片(1)的端部，其特征在于，该冷却结构主要包括：形成于所述涡轮冷却叶片(1)一端的扰流柱冷却段；形成于所述扰流柱冷却段一端的尾缘半劈缝出流段；所述涡轮冷却叶片(1)整体呈弧形结构地形成有叶盆部(101)和叶背部(102)；所述冷却结构被配置为双层结构；所述冷却结构的双层结构包括靠近所述叶盆部(101)的第一冷却结构(2)、以及靠近所述叶背部(102)的第二冷却结构(3)；所述第一冷却结构(2)为沿所述扰流柱冷却段延伸的尾劈缝气膜出流通道(201)，所述尾批锋气膜出流通道(201)内固连有扰流柱(202)；所述第二冷却结构(3)为沿所述尾缘半劈缝出流段的微通道(301)。

【技术特征摘要】
1.一种具有微通道的涡轮叶片尾缘半劈缝冷却结构，该冷却结构形成于涡轮冷却叶片(1)的端部，其特征在于，该冷却结构主要包括：形成于所述涡轮冷却叶片(1)一端的扰流柱冷却段；形成于所述扰流柱冷却段一端的尾缘半劈缝出流段；所述涡轮冷却叶片(1)整体呈弧形结构地形成有叶盆部(101)和叶背部(102)；所述冷却结构被配置为双层结构；所述冷却结构的双层结构包括靠近所述叶盆部(101)的第一冷却结构(2)、以及靠近所述叶背部(102)的第二冷却结构(3)；所述第一冷却结构(2)为沿所述扰流柱冷却段延伸的尾劈缝气膜出流通道(201)，所述尾批锋气膜出流通道(201)内固连有扰流柱(202)；所述第二冷却结构(3)为沿所述尾缘半劈缝出流段的微通道(301)。2.根据权利要求1所述的一种具有微通道的涡...

【专利技术属性】
技术研发人员：黄维娜，郭文，李海旺，苏云亮，娄德仓，马庆辉，路红康，
申请(专利权)人：中国航发四川燃气涡轮研究院，北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：四川,51