一种应用于涡轮导叶吸力面的变孔径冲击冷却结构制造技术

技术编号:37136545 阅读:11 留言:0更新日期:2023-04-06 21:36
本发明专利技术公开一种应用于涡轮导叶吸力面的变孔径冲击冷却结构,包括若干冲击薄板,任意相邻两冲击薄板之间通过分隔肋连接,冲击薄板顶部开设若干排冲击孔,任意相邻两排冲击孔之间安装有扰流部,扰流部一端与分隔肋抵接,冲击薄板内设有若干冲击腔,冲击薄板与分隔肋垂直的一侧设有冲击靶面,冲击靶面一端开设有冷气出口,冷气出口位于冲击腔内。本发明专利技术具有方法简单,加工方便,效果明显的特点,可应用于各种涡轮叶片吸力面内部冲击结构。种涡轮叶片吸力面内部冲击结构。种涡轮叶片吸力面内部冲击结构。

【技术实现步骤摘要】
一种应用于涡轮导叶吸力面的变孔径冲击冷却结构


[0001]本专利技术涉及燃气轮机涡轮叶片冷却
,特别是涉及一种应用于涡轮导叶吸力面的变孔径冲击冷却结构。

技术介绍

[0002]燃气涡轮发动机是一种基于布雷顿循环的热动力装置,依靠其强大的输出功率和高热效率已广泛应用于现代军事和工业。经验表明,在发动机尺寸不变的前提下,涡轮进口温度每提高56K,燃气轮机的推力可增加8

13%,循环效率可提高2

4%。目前先进航空发动机的涡轮前温度已经超过2000K,而涡轮叶片材料的耐温极限却远小于涡轮进口温度,因此必须采用高效冷却技术以保证其正常工作。涡轮导向叶片吸力面下游区域存在流动分离和转捩现象,对流换热强度高,是除了前缘和尾缘外热负荷最高的区域。此外,导叶吸力面是面积较大的薄壁结构,温度过高或者温度梯度较大都可能导致吸力面结构破坏,影响涡轮正常工作。因此,吸力面区域的冷却设计不仅要求冷却量大,还需要冷却均匀性好,是涡轮叶片上冷却设计重难点区域。
[0003]涡轮导向叶片吸力面区域一般采用内部冲击冷却方式进行冷却,冲击冷却通过在叶片内部增设带有阵列冲击孔的薄板实现,冷气由内部腔体流过薄板上的冲击孔,形成冲击射流,射流冲击壁面后由于急剧的流动转向以及速度变化会在冲击靶面上产生局部的高换热区域。同时为了支撑冲击薄板,在冲击薄板和叶片内表面之间通常设置有多个支撑肋结构,分割出多个冲击腔结构。由上所述,由于吸力面冲击冷却面积较大,因此单个冲击腔往往需要多个冲击孔形成阵列结构来强化叶片内表面整体的换热强度,但是阵列冲击后的冷气会向出口方向汇聚,形成所谓的横流流动,这一方面影响冲击效果,同时也会导致沿着流动方向的换热强度发生变化,这对降低吸力面的温度梯度是不利的。因此,发展和改进吸力面侧阵列冲击结构,在不增加冷气用量的前提下提升吸力面内表面的换热均匀度,对于进一步提升航空发动机性能是十分必要和有意义的。
[0004]综上可知,如何设计一种改变冲击流向规律,降低冲击靶面流向方向换热的不均匀度,降低吸力面温度梯度水平,并且方法简单,加工方便的冲击冷却结构,是本领域亟待解决的问题。

技术实现思路

[0005]本专利技术的目的是提供一种应用于涡轮导叶吸力面的变孔径冲击冷却结构,以解决上述现有技术存在的问题。
[0006]为实现上述目的,本专利技术提供了如下方案:本专利技术提供一种应用于涡轮导叶吸力面的变孔径冲击冷却结构,包括若干冲击薄板,任意相邻两所述冲击薄板之间通过分隔肋连接,所述冲击薄板顶部开设若干排冲击孔,任意相邻两排所述冲击孔之间安装有扰流部,所述扰流部一端与所述分隔肋抵接,所述冲击薄板内设有若干冲击腔,所述冲击薄板与所述分隔肋垂直的一侧设有冲击靶面,所述冲击靶面一端开设有冷气出口,所述冷气出口位
于所述冲击腔内。
[0007]优选的,所述扰流部包括固接在所述冲击薄板顶部的第一扰流肋,所述第一扰流肋一侧抵接有第二扰流肋,所述第一扰流肋和所述第二扰流肋分别与所述分隔肋垂直且错排排布。
[0008]优选的,所述第一扰流肋和所述第二扰流肋均呈波浪形。
[0009]优选的,所述冲击薄板顶部对称固接并连通有出口扰流柱,所述出口扰流柱位于所述冲击孔远离所述第二扰流肋的一侧。
[0010]优选的,所述冲击薄板底部设有叶片吸力面基体,所述冲击腔位于所述叶片吸力面基体上方。
[0011]优选的,所述冲击孔换算成等数量和等总面积下等效均匀的直径为d0,所述冲击孔沿着流动方向的第一排孔的孔径为d1,最后一排孔的孔径为d2。
[0012]优选的,所述冲击薄板厚度t与所述d0的比值为0.5~1,所述冲击薄板与所述冲击靶面的距离H与所述d0的比值为1~3。
[0013]优选的,所述冲击孔沿着流动方向的第一排孔和最后一排的孔径比值d1/d2为1.1~1.3。
[0014]优选的,所述冲击孔展向孔间距为p与所述d0的比值为3~6,所述冲击孔流向孔间距为s与所述d0的比值为6~15。
[0015]本专利技术公开了以下技术效果:通过调整冲击薄板上冲击孔的直径分布,改变每排冲击孔的冲击换热强度分布,沿流动方向在冲击换热弱区域布置扰流部,有利于实现均匀的换热分布效果,进而降低冲击靶面的温度分布不均匀度,提高叶片寿命。本专利技术具有方法简单,加工方便,效果明显的特点,可应用于各种涡轮叶片吸力面内部冲击结构。
附图说明
[0016]为了更清楚地说明本专利技术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的一些实施例,对于本领域普通技术人员来讲,在不付出创造性劳动的前提下,还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0017]图1为本专利技术的轴测图;
[0018]图2为本专利技术的俯视图;
[0019]图3为本专利技术图2的A

A剖视图;
[0020]图4为本专利技术图2的B

B剖视图;
[0021]图5为本专利技术的左视图;
[0022]图6为本专利技术图5的C

C图;
[0023]图7为本专利技术图5的D

D图;
[0024]图8为均匀孔径的冲击冷却结构与变孔径冲击冷却结构在冲击靶面上不同流向位置处的展向平均换热系数曲线;
[0025]其中,1、冲击薄板;2、冲击孔;3、冷气出口;4、冲击腔;5、冲击靶面;6、分隔肋;7、叶片吸力面基体;8、出口扰流柱;9、第一扰流肋;10、第二扰流肋。
具体实施方式
[0026]下面将结合本专利技术实施例中的附图,对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述,显然,所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例,而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例,本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例,都属于本专利技术保护的范围。
[0027]为使本专利技术的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂,下面结合附图和具体实施方式对本专利技术作进一步详细的说明。
[0028]参照图1

7,本专利技术提供一种应用于涡轮导叶吸力面的变孔径冲击冷却结构,包括若干冲击薄板1,任意相邻两冲击薄板1之间通过分隔肋6连接,冲击薄板1顶部开设若干排冲击孔2,任意相邻两排冲击孔2之间安装有扰流部,扰流部一端与分隔肋6抵接,冲击薄板1内设有若干冲击腔4,冲击薄板1与分隔肋6垂直的一侧设有冲击靶面5,冲击靶面5一端开设有冷气出口3,冷气出口3位于冲击腔4内。
[0029]冲击孔2一侧为冷气进口,另一侧为孔出口,冷气流出孔后冲击在冲击靶面5后通过冷气出口3流出,且冲击孔2为圆柱形孔,沿着冲击腔内的冷气流动方向,各排冲击孔直径逐渐变化。通过调整冲击薄板1上冲击孔2的直径分布,改变每排冲击孔2的冲击换热强度分布,沿流动方向在冲击换热弱区域布置扰流部,有利于实现均匀的换热分布效果,进而降低冲击靶面5的温度分布不均匀度,提高叶片寿命本文档来自技高网
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种应用于涡轮导叶吸力面的变孔径冲击冷却结构,其特征在于:包括若干冲击薄板(1),任意相邻两所述冲击薄板(1)之间通过分隔肋(6)连接,所述冲击薄板(1)顶部开设若干排冲击孔(2),任意相邻两排所述冲击孔(2)之间安装有扰流部,所述扰流部一端与所述分隔肋(6)抵接,所述冲击薄板(1)内设有若干冲击腔(4),所述冲击薄板(1)与所述分隔肋(6)垂直的一侧设有冲击靶面(5),所述冲击靶面(5)一端开设有冷气出口(3),所述冷气出口(3)位于所述冲击腔(4)内。2.根据权利要求1所述的应用于涡轮导叶吸力面的变孔径冲击冷却结构,其特征在于:所述扰流部包括固接在所述冲击薄板(1)顶部的第一扰流肋(9),所述第一扰流肋(9)一侧抵接有第二扰流肋(10),所述第一扰流肋(9)和所述第二扰流肋(10)分别与所述分隔肋(6)垂直且错排排布。3.根据权利要求2所述的应用于涡轮导叶吸力面的变孔径冲击冷却结构,其特征在于:所述第一扰流肋(9)和所述第二扰流肋(10)均呈波浪形。4.根据权利要求3所述的应用于涡轮导叶吸力面的变孔径冲击冷却结构,其特征在于:所述冲击薄板(1)顶部对称固接并连通有出口扰流柱(8),所述出口扰流柱(8...

【专利技术属性】
技术研发人员:李海旺朱晓华李晓琳刘松由儒全谢刚程荣辉郭文
申请(专利权)人:北京航空航天大学
类型:发明
国别省市:

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