[發明專利]一種帶有凹槽噴淋前緣冷卻的高壓渦輪導葉結構

有效

• 申請號: 202110391294.5
• 申請日: 2021-04-13
• 公開（公告）號: CN113107604B
• 公開（公告）日: 2023-05-26
• 發明（設計）人: 劉存良;黃維娜;葉林;陳磊;劉海涌;許衛疆;張麗;朱安冬
• 申請（專利權）人: 西北工業大學;中國航發四川燃氣渦輪研究院
• 主分類號: F01D5/14
• 分類號: F01D5/14;F01D5/18
• 代理公司: 西安凱多思知識產權代理事務所(普通合伙) 61290
• 代理人: 高凌君

本發明提出了一種帶有凹槽噴淋前緣冷卻的高壓渦輪導葉結構，包括葉片前緣吸力面、葉片前緣壓力面；葉片前緣幾何駐點出具有沿葉高方向的凹槽結構，凹槽結構寬度方向兩側與葉片前緣吸力面以及葉片前緣壓力面通過倒圓面過渡；在凹槽結構內以及凹槽結構寬度方向兩側的葉片前緣吸力面以及葉片前緣壓力面上布置有噴淋冷卻結構；噴淋冷卻結構為沿葉高方向排列的多排氣膜孔。本發明將凹槽應用于葉片前緣，一方面帶來更加均勻的氣膜覆蓋效果，并降低前緣外表面的換熱強度，延長葉片使用壽命；另一方面凹槽結構需要削除少部分葉片，符合航空發動機各部件的減重要求。采用本發明的帶有凹槽噴淋前緣冷卻的高壓渦輪導葉結構可以實現更佳更為均勻的冷卻效率。

技術領域

本發明屬于燃氣輪機渦輪葉片冷卻技術領域，具體地說，涉及一種帶有凹槽噴淋前緣冷卻的高壓渦輪導葉結構。

背景技術

渦輪進口燃氣溫度的提高對航空發動機性能的提升、發動機推重比的提高起到了關鍵的作用。目前，先進的軍用、民用航空發動機的渦輪前進口燃氣溫度均已超過2000K，隨著航空發動機的進一步發展，渦輪前進口溫度會進一步提高，而且國內外對航空發動機安全可靠性、服役壽命的要求也不斷提高。可見，為了對高壓渦輪導葉進行有效的保護，除了耐高溫材料的發展以外，必須對其采取高效的冷卻措施。高壓渦輪導葉的前緣為高溫燃氣的沖擊滯止區域，其承受熱負荷相對較高，且由于導葉前緣區域的燃氣流動特征及前緣幾何特征，高溫燃氣朝向壁面的傳熱速率相對較高，因此針對導葉前緣這一關鍵傳熱區域展開換熱特性研究極具必要性。

隨著航空發動機的快速發展，渦輪進口溫度不斷提高，先進發動機的渦輪進口溫度已達到2000K左右，這已遠遠超出了渦輪葉片材料的耐熱極限。目前，航空發動機中廣泛采用氣膜冷卻技術對渦輪葉片進行冷卻。氣膜冷卻是應用在燃氣輪機葉片上的冷卻技術，是指內部冷卻空氣通過離散的孔或槽縫流出，在葉片表面附近形成溫度較低的冷氣膜，將壁面同高溫燃氣隔離，并帶走部分高溫燃氣或明亮火焰對壁面的輻射熱量，從而起到良好的保護作用，以達到葉片不被高溫燃氣燒壞的目的。渦輪葉片長期處于高溫高壓的極端環境中，而前緣區域直接受到高溫燃氣的沖擊，換熱系數峰值通常出現在駐點區，熱負荷最大，往往是最容易發生燒蝕的區域。因此，研究渦輪葉片前緣區域的流動和換熱特性對于溫度分布以及葉片壽命的預測是非常關鍵的。

西北工業大學的趙丹在文獻“渦輪葉片前緣新型氣膜冷卻結構的流動換熱機理研究”中研究了凹槽孔在渦輪葉片前緣氣膜冷卻效率及換熱特性的影響，其研究結果表明：相比于前緣無凹槽結構，凹槽結構下前緣表面的氣膜覆蓋效果顯著增強，冷卻效率明顯提高，而凹槽結構對前緣表面換熱特性的影響較小。但其對凹槽結構在葉片前緣的應用特性研究僅限于凹槽孔結構，即槽內僅有一排氣膜孔，并沒有考慮凹槽對前緣噴淋冷卻的影響。基于此背景發展和創新渦輪葉片前緣高效冷卻結構，在不增加冷氣用量的基礎上進一步提升冷卻效果，對于先進高性能航空發動機的研制是非常有必要和有意義的。

發明內容

針對高壓渦輪導葉的前緣駐點區域換熱系數極高以及氣膜貼壁性不均勻的問題，本發明提出一種帶有凹槽噴淋前緣冷卻的高壓渦輪導葉結構；該結構在不增加氣動損失的條件下可有效減小由于沖擊效應引起的前緣駐點的高換熱區域，同時使得冷卻氣體在前緣壁面處形成有效的氣膜，從而提升前緣的綜合冷卻效果，延長高壓渦輪導葉的使用壽命，有效提升高壓渦輪導葉的工作效率。

本發明的技術方案為：

一種帶有凹槽噴淋前緣冷卻的高壓渦輪導葉結構，包括葉片前緣吸力面、葉片前緣壓力面；

其特征在于：

葉片前緣幾何駐點出具有沿葉高方向的凹槽結構，凹槽結構寬度方向兩側與葉片前緣吸力面以及葉片前緣壓力面通過倒圓面過渡；

在凹槽結構內以及凹槽結構寬度方向兩側的葉片前緣吸力面以及葉片前緣壓力面上布置有噴淋冷卻結構；

所述噴淋冷卻結構為沿葉高方向排列的多排氣膜孔。

進一步的，所述凹槽結構型面通過以下方式確定：