一种涡轮叶片尾缘曲线式排气劈缝结构制造技术

本发明专利技术属于航空发动机涡轮冷却技术领域，涉及一种涡轮叶片尾缘曲线式排气劈缝结构。所述的曲线式排气劈缝结构包括空心涡轮叶片、内腔冷气通道、尾缘排气劈缝通道和尾缘劈缝隔肋；所述空心涡轮叶片内部设有内腔冷气通道，供低温冷却气体在叶片内部流动，对叶片进行冷却。空心涡轮叶片尾缘设有并排排列的尾缘劈缝隔肋，并排排列的尾缘劈缝隔肋之间形成尾缘排气劈缝通道，以供冷却气排出叶片。本发明专利技术通过将叶片尾缘劈缝设计成倾斜曲线式排气，减小冷却气在劈缝内的转折角，使得转折过程连续而缓和，从而减小叶片内腔冷气流动阻力和损失，可以使流阻减小约20％。

A curved exhaust split structure of turbine blade trailing edge

【技术实现步骤摘要】
一种涡轮叶片尾缘曲线式排气劈缝结构
本专利技术属于航空发动机涡轮冷却
，涉及一种涡轮叶片尾缘曲线式排气劈缝结构。
技术介绍
提高涡轮前燃气温度可以大幅提高航空发动机和燃气轮机的效能，但当前涡轮前燃气温度已远远超出所用材料所能承受的极限，故发展更为有效的涡轮叶片冷却技术十分迫切。目前对于涡轮叶片普遍采用中空设计，并利用冷却气在其内部的强化对流换热带走热量以及排出叶片时形成气膜覆盖隔绝燃气加热，是涡轮叶片冷却问题的主要解决手段，同时要求叶片“内部换热面积更大”、“冷气流动阻力更小”、“换热效率更高”、“气膜覆盖面积更大”、“对结构强度破坏更小”等是叶片冷却设计的重点和所追求的目标。涡轮叶片的尾缘区域，同时受到叶片盆侧和背侧两方面燃气的加热，加之结构上较薄难以形成中空冷却结构，因此是叶片中较难冷却的区域，同时也是在工作中壁面温度较高和容易发生烧蚀的区域，是叶片冷却设计中需要重点解决的难题。目前叶片尾缘冷却常采用半开的水平排气劈缝结构，该结构可以把叶片内部冷却通道中沿径向流动的冷气转成沿弦向，在通道壁面和肋结构处形成强化对流冷却后，再从叶片盆侧边缘的窄缝(称为劈缝)中排出，并对尾缘局部形成气膜覆盖隔绝燃气的加热，典型的结构如图1所示，其基本特征为劈缝水平排气。此类尾缘劈缝冷却结构具有较大的流动阻力、较低的冷却效果，同时也对叶片结构强度有一定的破坏。
技术实现思路
针对现有水平排气尾缘劈缝冷却技术存在的不足，提供了一种涡轮叶片尾缘曲线式排气劈缝结构，通过将涡轮叶片尾缘劈缝设计为曲线式倾斜排气，可以有效减小冷却气转折角度、提高冷气流动的顺畅度、减小流动阻力、增大气膜覆盖宽度、强化换热效果，提高结构抗载荷能力，改善叶片铸造工艺性。本专利技术的技术方案：一种涡轮叶片尾缘曲线式排气劈缝结构，包括空心涡轮叶片、内腔冷气通道、尾缘排气劈缝通道和尾缘劈缝隔肋；所述空心涡轮叶片内部设有内腔冷气通道，供低温冷却气体在叶片内部流动，对叶片进行冷却。空心涡轮叶片尾缘设有并排排列的尾缘劈缝隔肋，并排排列的尾缘劈缝隔肋之间形成尾缘排气劈缝通道，以供冷却气排出叶片，同时对叶片尾缘进行气膜覆盖冷却。尾缘劈缝隔肋的结构除了可以增大叶片内部换热面积以外，还对叶片内腔冷却气进行导向，使其流动方向发生转折。所述尾缘劈缝隔肋的结构形状由隔肋中心线控制，隔肋中心线为圆弧或样条曲线，对应尾缘劈缝隔肋形成圆弧状或样条曲线状。尾缘劈缝隔肋的宽度沿隔肋中心线对称分布。尾缘排气劈缝中心线在空心涡轮叶片的冷气入口端和出口端的切线方向与水平面夹角分别为入射角∠A1和出射角∠A2，且∠A1>∠A2，冷气进入尾缘劈缝之后的流动方向与进入尾缘劈缝之前的流动方向之间的夹角小于90°。进一步的，所述的入射角∠A1可以为15～45°，出射角∠A2可以为和0～30°，此时冷气转折角∠A为。原有结构中，如图1所示，隔肋中心线为水平直线，冷气在尾缘劈缝中进/出气角∠A1和∠A2均为0°，此时冷气转折角∠A约为90°，转折角度过大导致流动损失较大，以及气膜覆盖面积较小和对强度破坏较大。而在本专利技术方案中，当隔肋中心线变为倾斜曲线后，冷气在尾缘劈缝中进/出气角∠A1和∠A2均为锐角，则冷气转折角也相应的变为锐角，且冷气在曲线式通道内流动，转折过程更加连续和缓和，流动更为顺畅，从而减小流动阻力和损失，同时会增大气膜覆盖面积，提高尾缘空心结构的抗载荷能力。本专利技术的原理：1本专利技术倾斜曲线式结构减小叶片内腔冷气流动阻力和损失：本专利技术相对于原有的水平排气尾缘劈缝结构，其有益效果首先是减小冷气流动阻力和损失。对于水平排气尾缘劈缝结构，冷却气需要在狭窄的空间内高速的完成90°的方向转折，此类流动会在隔肋的端部背风侧形成近似台阶流动，产生低速的漩涡，如图3所示，漩涡流动不仅因为其强烈的摩擦而产生能量耗散，还会挤压主流迫使其产生额外的方向转折和能量损失。而冷气流动的驱动是需要从发动机整机中提取能量，因此该类高阻力流动会为整机增加功耗，从而导致效率的下降。当劈缝的隔肋由水平变为倾斜曲线式结构后，冷却气在劈缝内的转折角由近似直角变为锐角，数值上约有40％以上的减小。且冷气在曲线式通道内流动，其转折过程变得更加连续和缓和，特别是隔肋背风侧不再形成明显的台阶，漩涡无法形成，使流动变得更为顺畅，在同样的流量下，减小流动阻力和损失的同时，也将带来发动机整机效率的提高。2本专利技术倾斜曲线式结构提高叶片尾缘区气膜覆盖效果：当冷却气经尾缘劈缝排出后，会对叶片尾缘结构形成气膜覆盖，隔绝叶片盆侧燃气对其的加热。对于水平排气尾缘劈缝，其冷气出流的方向与燃气近乎平行，冷气不会再燃气的裹挟下发生沿径向的偏转，因此对于单个劈缝来说，其气膜覆盖的宽度与劈缝实际宽度接近相同。而两个相邻劈缝之间的隔肋区域，则气膜几乎无法覆盖，这种气膜无法覆盖的区域称为气膜覆盖“死区”，此处的冷却效果较差，容易引起高温烧蚀。对于倾斜曲线式排气尾缘劈缝，其气膜出流方向与燃气流动方向呈一定夹角，可近似认为是∠A2，因为燃气对气膜出流的裹挟作用，使冷气在流动方向上呈现偏转并逐步与燃气流动方向平行的趋势，由此实现了对于部分隔肋区域的覆盖，使得实际气膜出流的覆盖宽度相对于劈缝宽度来说大幅度增加了，如图4所示。甚至可以通过优化设计使得原有的相邻两劈缝之间的气膜覆盖“死区”被完全消除，形成气膜对叶片尾缘的全部覆盖，在不增加冷气用量的情况下降低叶片的温度水平，从而在保证经济性的前提下实现发动机安全性的提高。3本专利技术倾斜曲线式结构提高叶片尾缘空心结构抗载荷能力：涡轮叶片在工作中主要承受以下方面的载荷：由高速旋转引起的离心载荷、由燃气气流施加的气动载荷、由于振动引起的振动载荷，这些载荷施加在叶片基体上呈现了拉伸、扭转和弯曲等变形趋势以及产生了相应的应力，另外还有由于热膨胀不均匀而引起的热应力。这些应力耦合在一起，长时间且交变地作用于构件，在超出了材料所能承受的极限后，则会发生破坏。而叶片结构设计则需要优化的使用最少的材料去承受这些载荷，避免高应力区域存在以及叶片出现损伤。尾缘劈缝结构是涡轮叶片中应力水平较高的易损区域，该区域首先位于叶型中的最薄处，加之劈缝的空心结构又对强度产生了大幅度削弱，从而在劈缝开口处会产生应力的集中。如图5(b)所示，尾缘劈缝结构的应力水平在径向拉伸载荷的作用下沿叶高方向呈现周期性规律，在劈缝开口处呈现应力的波峰，而在隔肋处则呈现波谷。对于水平排气尾缘劈缝，因为在如图5(a)所示的截面位置上，尾缘处材料的空心化程度高、缺少有效的支撑和加强，因此这种周期性规律也更明显，且波峰的数值也较高。当采用倾斜曲线式排气尾缘劈缝结构后，如图5(c)所示，可以实现在任何一个截面位置处均有隔肋结构连结叶片的盆背两侧，从而强化了尾缘结构，改善了应力水平，提高了结构抗载荷的能力，也就提高了整机的安全性和可靠性。由图5(b)所示的尾缘应力沿叶高分布的对比可以看出，倾斜曲线式排气尾缘劈缝结构的峰值应力明显小于水平排气形式。4本专利技术倾斜曲线式结构提高叶片铸造工艺性：涡轮叶片是一种制造本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种涡轮叶片尾缘曲线式排气劈缝结构，其特征在于，包括空心涡轮叶片(1)、内腔冷气通道(2)、尾缘排气劈缝通道(3)和尾缘劈缝隔肋(4)；/n所述空心涡轮叶片(1)内部设有内腔冷气通道(2)，空心涡轮叶片(1)尾缘设有并排排列的尾缘劈缝隔肋(4)，并排排列的尾缘劈缝隔肋(4)之间形成尾缘排气劈缝通道(3)，尾缘劈缝隔肋(4)的结构形状由隔肋中心线(5)控制，隔肋中心线(5)为圆弧或样条曲线，对应尾缘劈缝隔肋(4)形成圆弧状或样条曲线状；尾缘劈缝隔肋(4)的宽度沿隔肋中心线(5)对称分布。/n

【技术特征摘要】
1.一种涡轮叶片尾缘曲线式排气劈缝结构，其特征在于，包括空心涡轮叶片(1)、内腔冷气通道(2)、尾缘排气劈缝通道(3)和尾缘劈缝隔肋(4)；
所述空心涡轮叶片(1)内部设有内腔冷气通道(2)，空心涡轮叶片(1)尾缘设有并排排列的尾缘劈缝隔肋(4)，并排排列的尾缘劈缝隔肋(4)之间形成尾缘排气劈缝通道(3)，尾缘劈缝隔肋(4)的结构形状由隔肋中心线(5)控制，隔肋中心线(5)为圆弧或样条曲线，对应尾缘劈缝隔肋(4)形成圆弧状或样条曲线状；尾缘劈缝隔肋(4)的宽...

【专利技术属性】
技术研发人员：吕东，孔星傲，王晓放，王楠，孙一楠，
申请(专利权)人：大连理工大学，
类型：发明
国别省市：辽宁;21