一种具有气膜冷却凹槽的涡轮叶片制造技术

本发明专利技术公开一种具有气膜冷却凹槽的涡轮叶片，叶片压力面侧壁和吸力面侧壁分别在上方设置压力侧肩壁和吸力侧肩壁，压力侧肩壁和吸力侧肩壁形成叶顶凹槽，叶顶凹槽中设置叶顶前缘肋条和叶顶尾缘肋条；叶顶前缘肋条连接压力侧肩壁和吸力侧肩壁，叶顶尾缘肋条一端连接压力侧肩壁，另一端位于叶片中弦线处。带气膜冷却凹槽的叶顶结构具有抑制间隙泄露流动，降低叶顶温度和改善叶顶换热的特性，提升冷气利用率、均匀叶顶温度分布、降低叶顶换热系数，从而减小热负荷，避免叶片高温氧化和腐蚀，延长叶片的使用寿命。叶顶结构简单，与机匣的接触面积小，更能承受叶尖与机匣表面的摩擦，实现更小的叶尖间隙，从而减少叶尖泄漏流与热负荷。从而减少叶尖泄漏流与热负荷。从而减少叶尖泄漏流与热负荷。

【技术实现步骤摘要】
一种具有气膜冷却凹槽的涡轮叶片


[0001]本专利技术涉及航空发动机涡轮叶片的冷却，尤其是一种具有气膜冷却凹槽的涡轮叶片。

技术介绍

[0002]航空发动机的效率一直是设计者和使用者非常关心的一项技术参数。而发动机的整机效率受发动机部件效率的影响非常大，如压气机效率、燃烧室效率、涡轮效率等。导致发动机部件效率下降有多方面的因素，其中涡轮的叶尖间隙泄漏流就是一个很大的气动损失源，影响涡轮效率。
[0003]首先，叶尖部分主流流体从压力侧进入到间隙中，这部分流体不跟随通道主流一起膨胀，对叶片不做功，从而导致转子的输出功率下降。其次，气流在间隙中流动会产生各种损失，包括：气流绕过叶顶的压力面后可能会形成分离泡，造成分离损失；来自叶尖压力面不同区域的泄漏流在间隙中掺混而形成的损失；间隙中的气流与叶顶表面、外机匣内壁面的摩擦损失。最后，泄漏流出叶尖间隙，从吸力侧流入到叶片通道后，受通道中切向逆压力梯度以及吸力面附面层径向移动的影响而形成的泄漏涡造成损失；泄漏涡流向下游时，与通道涡相互掺混造成损失。
[0004]除气动损失外，泄漏流的发生会对叶顶附近以及整个叶栅通道的换热特性产生重要影响：泄漏流加速流入间隙时叶尖压力侧的边界层很薄，从而使更多的热量传入叶片；泄漏流本身的高速混合会在难以冷却的叶尖表面引起较高的热负荷；泄漏流流出间隙引起的泄漏涡会冲击叶片吸力面，使其表面的换热系数很高。因此，间隙泄漏流动会使部分叶尖压力边出现烧蚀现象，从而限制涡轮进口温度的提高，间隙泄漏涡与上通道涡的相互作用还会加剧叶顶吸力面的高温氧化，不利于转子叶片寿命。
[0005]采用特殊的叶顶结构设计能够有效地抑制间隙泄露流动，降低叶尖泄露流带来的气动损失和热负荷，目前已知的一些方法包括凹槽叶尖、带冠叶尖、翼梢小翼以及叶尖修型等。事实上，叶尖附近的流动除了叶尖泄漏涡之外，还有刮削涡、通道涡以及特殊叶顶结构诱导出的角涡，这些涡系都可能导致局部高换热系数。综上，现有转子叶片叶顶结构形式虽然有一定的积极作用，但仍存在局限性。

技术实现思路

[0006]专利技术目的：针对以上缺点，本专利技术提供一种能够降低涡轮转子叶顶温度和热负荷的具有气膜冷却凹槽的涡轮叶片。
[0007]技术方案：为解决上述问题，本专利技术采用一种具有气膜冷却凹槽的涡轮叶片，叶身主体包括叶顶面、压力面侧壁和吸力面侧壁，叶顶面位于压力面侧壁和吸力面侧壁之间，压力面侧壁和吸力面侧壁均在上方设置肩壁，肩壁包括压力侧肩壁和吸力侧肩壁，压力侧肩壁沿压力面侧壁的叶顶曲线从前缘点开始至尾缘点结束，吸力侧肩壁沿吸力面侧壁的叶顶曲线从前缘点开始至尾缘点结束，压力侧肩壁和吸力侧肩壁形成叶顶凹槽，所述叶顶凹槽
中设置有叶顶肋条，叶顶肋条包括叶顶前缘肋条和叶顶尾缘肋条；所述叶顶凹槽的叶顶前缘部分至少设置一条叶顶前缘肋条，所述叶顶前缘肋条连接压力侧肩壁和吸力侧肩壁，叶顶凹槽的叶顶尾缘部分至少设置一条叶顶尾缘肋条，所述叶顶尾缘肋条一端连接压力侧肩壁，另一端位于叶片中弦线处。
[0008]有益效果：本专利技术相对于现有技术，其显著优点是在叶顶增加的肋条结构能够有效调控叶顶空腔涡、刮擦涡、肋后涡和冷气肾形涡的位置和路径，从而起到减小叶顶高换热系数区，提高叶顶平均气膜冷却效率的作用，同时有效降低了叶片压力侧前缘进入的泄露流量，使得泄露流引起的总压损失系数下降。凹槽尾缘压力侧半肋条结构具有最佳的气热性能，对泄露流的阻碍作用最好，其叶顶平均换热系数最低，叶顶平均气膜冷却效率最高，叶顶平均温度最低，比无肋条时下降了大约43K。另一方面，在凹槽内增加肋条会增强低速冷气和高速间隙泄漏流体的动量掺混，减小泄露流体的动能，其总压损失系数较全肋条凹槽叶顶结构下降。
[0009]进一步的，所述叶顶前缘肋条和叶顶尾缘肋条与叶片中弦线交点的切线方向的夹角保持固定角度，夹角范围为30
°
～90
°
。
[0010]进一步的，所述叶顶前缘肋条设置于叶片轴向弦长从叶顶前缘到叶顶尾缘的10％～40％范围之间，所述叶顶尾缘肋条设置于叶片轴向弦长从叶顶前缘到叶顶尾缘的50％～80％范围之间。
[0011]进一步的，所述叶顶凹槽的叶顶前缘部分设置两条叶顶前缘肋条，叶顶凹槽的叶顶尾缘部分设置两条叶顶尾缘肋条。
[0012]进一步的，所述叶顶肋条下游设置肋下游气膜孔，肋下游气膜孔包括第一气膜孔和第二气膜孔，每条所述叶顶前缘肋条下游设置第一气膜孔，每条所述叶顶尾缘肋条下游设置第二气膜孔。
[0013]进一步的，所述第一气膜孔和第二气膜孔设置于叶顶中弧线上或沿压力面侧壁排布。
[0014]进一步的，叶片前缘设置贯穿叶身主体内部的前缘冷却通道，叶片尾缘设置贯穿叶身主体内部的尾缘冷却通道，所述第一气膜孔与前缘冷却通道连通，所述第二气膜孔与尾缘冷却通道连通。
[0015]进一步的，涡轮叶片高度为S，所述肩壁高度H的范围为1.5％S～3.5％S，肩壁宽度W范围为0.2H～0.5H。
[0016]进一步的，所述叶顶肋条与肩壁的高度差均为0～0.5H，叶顶肋条的高宽比范围为1.5～3。
[0017]进一步的，所述肋下游气膜孔孔径d的取值范围为0.6mm～2mm，叶顶型面弦长为D，肋下游气膜孔设置于叶顶型面弦长从叶顶前缘到叶顶尾缘的4.2％D
‑
86.6％D。
附图说明
[0018]图1是本专利技术涡轮叶片的结构示意图；
[0019]图2是本专利技术涡轮叶片的俯视图；
[0020]图3是本专利技术涡轮叶片的主视图与机匣之间叶尖间隙示意图；
[0021]图4是本专利技术中冷却通道的供气示意图；
[0022]图5是本专利技术中叶顶凹槽前缘与间隙内的截面流线分布示意图。
具体实施方式
[0023]如图1和图2所示，本次专利技术的一种具有气膜冷却凹槽的涡轮叶片，该涡轮叶片用于燃气轮机或者航空发动机等涉及涡轮部件的产品中。该涡轮叶片叶身主体1包括叶顶面101、压力面侧壁102和吸力面侧壁103，叶顶面101位于压力面侧壁102和吸力面侧壁103之间，压力面侧壁102和吸力面侧壁103均在上方设置肩壁，肩壁包括压力侧肩壁2和吸力侧肩壁3，压力侧肩壁2沿压力面侧壁102的叶顶曲线从前缘点开始至尾缘点结束，吸力侧肩壁3沿吸力面侧壁103的叶顶曲线从前缘点开始至尾缘点结束，压力侧肩壁2和吸力侧肩壁3形成叶顶凹槽。
[0024]叶顶凹槽中设置有叶顶肋条，叶顶肋条与叶片中弦线相交，叶顶肋条与该交点切线方向的夹角保持固定角度，夹角范围为30
°
～90
°
，在本实施例中，叶顶肋条与叶片中弦线的切线方向垂直，叶顶肋条包括叶顶前缘肋条6和叶顶尾缘肋条7；叶顶凹槽的叶顶前缘部分至少设置一条叶顶前缘肋条，在本实施例中，叶顶凹槽的叶顶前缘部分设置两条叶顶前缘肋条6，两条叶顶前缘肋条6分别为第一叶顶前缘肋条601和第二叶顶前缘肋条602，第一叶顶前缘肋条601更靠近叶顶前缘点；叶顶前缘肋条6设置于叶片轴向弦本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种具有气膜冷却凹槽的涡轮叶片，叶身主体包括叶顶面、压力面侧壁和吸力面侧壁，叶顶面位于压力面侧壁和吸力面侧壁之间，压力面侧壁和吸力面侧壁均在上方设置肩壁，肩壁包括压力侧肩壁和吸力侧肩壁，压力侧肩壁沿压力面侧壁的叶顶曲线从前缘点开始至尾缘点结束，吸力侧肩壁沿吸力面侧壁的叶顶曲线从前缘点开始至尾缘点结束，压力侧肩壁和吸力侧肩壁形成叶顶凹槽，其特征在于，所述叶顶凹槽中设置有叶顶肋条，叶顶肋条包括叶顶前缘肋条和叶顶尾缘肋条；所述叶顶凹槽的叶顶前缘部分至少设置一条叶顶前缘肋条，所述叶顶前缘肋条连接压力侧肩壁和吸力侧肩壁，叶顶凹槽的叶顶尾缘部分至少设置一条叶顶尾缘肋条，所述叶顶尾缘肋条一端连接压力侧肩壁，另一端位于叶片中弦线处。2.根据权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于，所述叶顶前缘肋条和叶顶尾缘肋条与叶片中弦线交点的切线方向的夹角保持固定角度，夹角范围为30
°
～90
°
。3.根据权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于，所述叶顶前缘肋条设置于叶片轴向弦长从叶顶前缘到叶顶尾缘的10％～40％范围之间，所述叶顶尾缘肋条设置于叶片轴向弦长从叶顶前缘到叶顶尾缘的50％～80％范围之间。4.根据权利要求1或3所述的涡轮叶片，其特征在于，所述叶顶凹槽的...

【专利技术属性】
技术研发人员：谭晓茗，杨蓓洁，单勇，张靖周，王鹏飞，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：