[發(fā)明專利]一種用于渦輪葉片尾緣的擾流螺紋孔冷卻結(jié)構(gòu)及渦輪葉片

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202110391293.0
• 申請(qǐng)日: 2021-04-13
• 公開（公告）號(hào): CN113107608B
• 公開（公告）日: 2023-05-23
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 劉存良;葉林;許衛(wèi)疆;郭濤;孔德海;朱安冬;倪羽皓
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 西北工業(yè)大學(xué)
• 主分類號(hào): F01D5/18
• 分類號(hào): F01D5/18
• 代理公司: 西安凱多思知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理事務(wù)所(普通合伙) 61290
• 代理人: 高凌君

本發(fā)明提出的一種用于渦輪葉片尾緣的擾流螺紋孔冷卻結(jié)構(gòu)，設(shè)置在渦輪葉片尾緣區(qū)域，通過(guò)將渦輪葉片尾緣壓力面的部分壁面切去，只保留吸力面一側(cè)的壁面以及設(shè)置若干分隔肋而形成；在分隔肋上開有沿冷卻氣流流向，且貫穿分隔肋的圓柱形冷卻孔；圓柱形冷卻孔的中心線與尾緣冷氣進(jìn)氣腔的中心線平行；圓柱形冷卻孔內(nèi)部帶有擾流螺紋。本發(fā)明通過(guò)螺紋孔內(nèi)的冷卻氣流可以對(duì)分隔肋內(nèi)外表面產(chǎn)生顯著的冷卻效果，通過(guò)孔內(nèi)部的擾流螺紋結(jié)構(gòu)增大換熱面積、增強(qiáng)分隔肋內(nèi)表面的對(duì)流換熱強(qiáng)度，同時(shí)也可以增強(qiáng)吸力面壁面的內(nèi)部換熱，彌補(bǔ)劈縫分隔肋冷卻設(shè)計(jì)的空白，提高尾緣的綜合冷卻效果。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于燃?xì)廨啓C(jī)渦輪葉片冷卻技術(shù)領(lǐng)域，具體地說(shuō)，涉及一種用于渦輪葉片尾緣的擾流螺紋孔冷卻結(jié)構(gòu)。

背景技術(shù)

渦輪進(jìn)口燃?xì)鉁囟鹊奶岣邔?duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)性能的提升、發(fā)動(dòng)機(jī)推重比的提高起到了關(guān)鍵的作用。目前，先進(jìn)的軍用、民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)的渦輪前進(jìn)口燃?xì)鉁囟染殉^(guò)2000K，隨著航空發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)一步發(fā)展，渦輪前進(jìn)口溫度會(huì)進(jìn)一步提高，但國(guó)內(nèi)外對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)安全可靠性、服役壽命的要求卻不斷提高。可見(jiàn)，為了對(duì)高壓渦輪導(dǎo)葉進(jìn)行有效的保護(hù)，除了耐高溫材料的發(fā)展以外，必須對(duì)其采取高效的冷卻措施。渦輪葉片尾緣作為典型的狹縫冷卻區(qū)域，所處位置的特別之處需兼顧冷卻特性和氣動(dòng)效率的考慮，高效冷卻結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)與布置受限。隨著燃?xì)鉁囟鹊拇蠓嵘瑐鹘y(tǒng)冷卻結(jié)構(gòu)備受壓力，因此尋求冷卻更佳的冷卻結(jié)構(gòu)是設(shè)計(jì)渦輪葉片尾緣區(qū)域傳熱與冷卻技術(shù)的重要前提。

劈縫冷卻結(jié)構(gòu)，作為近年來(lái)葉片尾緣冷卻設(shè)計(jì)中的典型結(jié)構(gòu)，是通過(guò)切除葉片尾緣壓力面?zhèn)鹊牟糠直诿妫冶Ａ粑γ鎮(zhèn)鹊谋诿娑纬傻模诿骈g的若干分隔肋而形成的切向出流縫使得冷氣從縫口噴射出覆蓋在劈縫表面上形成冷氣膜。相對(duì)于常規(guī)的完整尾緣結(jié)構(gòu)，劈縫結(jié)構(gòu)在確保結(jié)構(gòu)完整性和氣體動(dòng)力學(xué)的需求的同時(shí)，可有效增強(qiáng)其冷卻性能。

近年來(lái)，關(guān)于尾緣劈縫的研究主要集中在提高劈縫表面氣膜冷卻效率及換熱系數(shù)方面，而分隔肋作為暴露在外部的結(jié)構(gòu)，其外表面與燃?xì)獾膿Q熱強(qiáng)度較大且由于分隔肋向后方的延伸強(qiáng)化了對(duì)縫出口冷氣的整流作用，使得冷氣難以向肋上方擴(kuò)散，導(dǎo)致其表面的氣膜冷卻效率偏低，但目前針對(duì)分隔肋的冷卻研究卻很少。西北工業(yè)大學(xué)的魏建生在文獻(xiàn)“渦輪葉片尾緣劈縫氣膜冷卻特性實(shí)驗(yàn)研究”中研究了分隔肋形狀對(duì)劈縫表面氣膜冷卻特性的影響，研究結(jié)果表明：倒斜角肋結(jié)構(gòu)的氣膜冷卻效率及換熱系數(shù)均高于普通直肋結(jié)構(gòu)。此項(xiàng)研究雖然研究了分隔肋的幾何參數(shù)，但落腳點(diǎn)仍然是劈縫表面氣膜冷卻特性，并未對(duì)分隔肋表面的冷卻提出解決方案。因此發(fā)展和創(chuàng)新渦輪葉片尾緣高效冷卻結(jié)構(gòu)，進(jìn)一步提升冷卻效果，對(duì)于先進(jìn)高性能航空發(fā)動(dòng)機(jī)的研制是非常有必要和有意義的。

發(fā)明內(nèi)容

針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)中尾緣冷卻結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)階段忽略了對(duì)分隔肋表面的冷卻，對(duì)尾緣近吸力面?zhèn)鹊睦鋮s不夠完善導(dǎo)致分隔肋表面的冷卻效率較低的問(wèn)題，本發(fā)明提出一種用于渦輪葉片尾緣的擾流螺紋孔冷卻結(jié)構(gòu)。

本發(fā)明的技術(shù)方案為：

一種用于渦輪葉片尾緣的擾流螺紋孔冷卻結(jié)構(gòu)，設(shè)置在渦輪葉片尾緣區(qū)域，通過(guò)將渦輪葉片尾緣壓力面的部分壁面切去，只保留吸力面一側(cè)的壁面以及設(shè)置若干分隔肋而形成；

其特征在于：

在所述分隔肋上開有沿冷卻氣流流向，且貫穿分隔肋的圓柱形冷卻孔；所述圓柱形冷卻孔的中心線與尾緣冷氣進(jìn)氣腔的中心線平行；所述圓柱形冷卻孔內(nèi)部帶有擾流螺紋。

進(jìn)一步的，尾緣冷卻氣流在流出尾緣冷氣腔后，冷卻氣流從出流縫中噴射出，覆蓋在半劈縫壁面上形成冷卻氣膜；另外尾緣冷卻氣流也流入圓柱形冷卻孔，通過(guò)孔內(nèi)螺紋加強(qiáng)換熱將分隔肋與尾緣近吸力面?zhèn)缺诿鎯?nèi)的熱量導(dǎo)出，從而起到冷卻分隔肋與尾緣吸力面的作用。

進(jìn)一步的，在冷卻氣流流出圓柱形冷卻孔時(shí)，通過(guò)孔外冷氣噴射冷卻分隔肋外表面。