CN107143384B - 一种涡轮动叶吸力面的复合角气膜孔布局结构 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种针对涡轮动叶吸力面的复合角气膜孔布局结构，适用于航空发动机或地面燃气轮机，涉及航空发动机涡轮叶片冷却领域，区别于单纯针对叶片中部流动稳定区域的气膜孔设计，考虑到旋转状态下涡轮叶片吸力面不同部位气膜出流会发生不同程度偏转，对叶根到叶尖的气膜孔布置分别进行了精细化复合角设计，将涡轮动叶吸力面从叶根至叶尖划分为叶根区、叶根‑叶中过渡区、叶中区、叶中‑叶尖过渡区、叶尖区等5个不同的叶片区，每个所述叶片区分别设置不同的复合角气膜孔，克服了气膜出流在指向叶尖的哥氏力、离心浮升力以及通道二次流的影响下而向叶根偏转，从而不利于气膜附壁的技术问题，提高了气膜覆盖和冷却效率。

Description

一种涡轮动叶吸力面的复合角气膜孔布局结构

技术领域

本发明涉及航空发动机/燃气轮机涡轮叶片冷却技术领域，具体涉及一种适用于航空发动机/燃气轮机热端部件涡轮动叶吸力面的气膜孔优化布局结构。区别于单纯针对叶片中部流动稳定区域的气膜孔设计，该结构依据不同区域的流动特征，对涡轮动叶吸力面从叶根到叶尖进行了全面的复合角气膜孔精细化设计，能够满足现代高性能航空发动机/燃气轮机对热端部件的冷却要求。

背景技术

对于现代高性能航空发动机来说，为了追求更高的推重比和热效率，需要不断提升涡轮进口温度。气膜冷却技术作为一种行之有效的热防护措施变得尤为重要。气膜冷却是由壁面上的气膜孔喷出冷却气来阻隔主燃气流对壁面的加热，主要有两个作用：一是通过冷却气带走一部分热量；二是通过冷却气将壁面与高温燃气隔绝开来，以保护壁面。

对于静止状态下的涡轮叶片气膜孔设计相对简单。旋转状态下，叶片吸力面沿展向有指向叶尖的哥氏力和离心浮升力作用，以及通道二次流。在三者共同作用下，气膜出流会向叶根偏转，并且由于流动结构不同，从叶根到叶尖其偏转程度不同。靠近叶根区域，主要受端壁二次流的影响较大，偏转程度较强；叶片中部，流动相对稳定，只有很微弱的偏转；靠近叶尖区域，受间隙泄漏流的影响较大，偏转程度最强。与压力面相比，吸力面整体上的偏转程度较弱。由于这种偏转不利于气膜附壁，导致气膜冷却效率降低，因此应采用相应措施修正气膜的偏转。采用异形孔，在一定程度上可以降低偏转程度，达到提高气膜冷却效果的目的。然而，异形孔等气膜孔结构比较复杂，加工难度大，加工成本高。同时，对叶片表面的主流气动性能有一定影响，并增加气动损失。

发明内容

针对现有技术的上述缺点和不足，本发明旨在提供一种适用于航空发动机/燃气轮机涡轮动叶吸力面的复合角气膜孔布局结构，针对旋转状态下涡轮叶片吸力面气膜出流会发生不同程度偏转，主要从改变气膜出流方向出发，从叶根到叶尖分别布置不同复合角气膜孔，采用的仍是简单圆柱孔，结构比较简单，加工难度与传统的圆柱形气膜孔无异，但是气膜冷却效果却得到大幅提升，具有广泛的应用前景。

本发明为解决其技术问题所采用的技术方案为：

一种涡轮动叶吸力面的复合角气膜孔布局结构，适用于航空发动机或地面燃气轮机，所述涡轮动叶包括叶根、叶尖、前缘和尾缘，涡轮动叶的吸力面靠近前缘沿叶根至叶尖整个展向区域设置有两排平行布置的复合角气膜孔，所述复合角气膜孔与涡轮动叶内部的冷却气流腔连通，其特征在于，

所述涡轮动叶吸力面从叶根至叶尖划分为5个叶片区，依次为叶根区、叶根-叶中过渡区、叶中区、叶中-叶尖过渡区、叶尖区，每个所述叶片区分别设置不同的气膜孔复合角，

其中，所述气膜复合角定义如下：首先气膜孔中心线在叶片垂直截面上与叶片表面过该孔中心的切向平面形成一定的夹角，在此基础上，气膜孔中心线在展向上与叶片垂直截面具有一定的夹角，最终形成复合角，指向叶尖为负，指向叶根为正；

叶根区，气膜孔复合角α1指向叶尖，取值-(25～40°)；

叶根-叶中过渡区，气膜孔复合角β1指向叶尖，β1介于α1和α2之间，取值-(15～30°)，保证气膜出流由叶根区逐渐向叶中区过渡；

叶中区，气膜孔复合角α2指向叶尖，取值-(5～15°)；

叶中-叶尖过渡区，气膜孔复合角γ1指向叶尖，γ1介于α2和α3之间，取值-(20～35°)，保证气膜出流由叶中区逐渐向叶尖区过渡；

叶尖区，气膜孔复合角α3指向叶尖，取值-(30～45°)。

优选地，所述叶根区，沿展向跨度为1/5叶高；所述叶根-叶中过渡区，沿展向跨度为1/10叶高；所述叶中区，沿展向跨度为3/5叶高；所述叶中-叶尖过渡区，沿展向跨度为1/6叶高；所述叶尖区，沿展向跨度为1/5叶高。

优选地，在所述叶根-叶中过渡区，气膜复合角β1指向叶尖，且从α1逐渐减小到α2。

优选地，在所述叶中-叶尖过渡区气膜复合角γ1指向叶尖，且从α2逐渐增大到α3。

优选地，各所述叶片区的气膜孔均为圆柱形气膜孔。

优选地，两排气膜孔均布置在靠近前缘位置，第1排孔位于0.14倍弦长，第2排孔位于0.32倍弦长，考虑到吸力面后端易分离，一般不布置气膜孔。

优选地，各所述叶片区的气膜孔直径相同，由于复合角设置不同，在叶片展向上的气膜孔出口面积的大小有所不同。

同现有技术相比，本发明的涡轮动叶吸力面的复合角气膜孔布局结构的优点在于：(1)从改变气膜出流方向出发，在叶根到叶尖每个不同的叶片区，分别设置不同的复合角气膜孔，克服了气膜出流在指向叶尖的哥氏力、离心浮升力以及通道二次流的影响下而向叶根偏转，从而不利于气膜附壁的技术问题；(2)将叶片吸力面分为5个叶片区，结合吸力面气膜出流的偏转情况，分别设计了不同的朝向叶尖的复合角，使气膜覆盖更均匀；(3)设置了过渡区，保证了不同区域复合角的平滑过渡；(4)气膜孔的结构简单，布局合理，加工方便，成本可控。

附图说明

图1为本发明的涡轮动叶吸力面的复合角气膜孔布局结构示意图；

图2为涡轮动叶吸力面的区域划分示意图；

图3为气膜孔沿叶片横截面的剖视图；

图4为叶根区的复合角气膜孔布局结构示意图；

图5为叶根-叶中过渡区的复合角气膜孔布局结构示意图；

图6为叶中区的复合角气膜孔布局结构示意图；

图7为叶中-叶尖过渡区的复合角气膜孔布局结构示意图；

图8为叶尖区的复合角气膜孔布局结构示意图；

图9为本发明与现有技术得到的冷却效率对比图。

附图中的附图标记说明如下：

1.涡轮动叶

2.复合角气膜孔

3.叶根区

4.叶根-叶中过渡区

5.叶中区

6.叶中-叶尖过渡区

7.叶尖区

8.主燃气流

9.气膜

10.叶根

11.叶尖

12.前缘

13.尾缘

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图作进一步详细说明。

如图1所示，本发明的适用于航空发动机涡轮动叶吸力面的复合角气膜孔布局结构，涡轮动叶1包括叶根10、叶尖11、前缘12和尾缘13，涡轮动叶片1的吸力面沿叶根至叶尖整个展向区域靠近叶片前缘12设置有两排平行布置的复合角气膜孔2，复合角气膜孔2与涡轮动叶内部的冷却气流腔连通。第1排复合角气膜孔位于0.14倍弦长，第2排复合角气膜孔位于0.32倍弦长。整个复合角气膜孔设置依据吸力面的型线，考虑到吸力面后端易分离，将气膜孔主要布置在靠近前缘的高温区域，可以实现温度的均匀分布。

如图2所示，本发明将涡轮动叶1的吸力面从叶根至叶尖划分为5个叶片区，依次包括叶根区3、叶根-叶中过渡区4、叶中区5、叶中-叶尖过渡区6、叶尖区7。其中，叶根区3，沿展向跨度为1/5叶高；叶根-叶中过渡区4，沿展向跨度为1/10叶高；叶中区5，沿展向跨度为3/5叶高；叶中-叶尖过渡区6，沿展向跨度为1/6叶高；叶尖区7，沿展向跨度为1/5叶高。为克服气膜出流在指向叶尖的哥氏力、离心浮升力以及通道二次流的影响下而向叶根偏转，从而不利于气膜附壁的技术问题，本发明从改变气膜出流方向出发，针对叶根到叶尖每个不同的叶片区分别设置不同的气膜孔复合角。其中，在涡轮动叶1不同的区域设置不同的复合角气膜孔2是本发明区别于其它气膜孔结构的突出特征。

如图1、3所示，涡轮动叶1表面被高温主燃气流8包围着，高温主燃气流8从叶片的前缘12流向尾缘13，冷却气流沿着气膜孔2以复合角从叶片内部射出，体现在：在垂直叶片的横截面上，气膜孔2中心线与与涡轮动叶1表面过该孔中心的切向平面成一定角度θ，如图3所示；同时，在展向上，气膜孔2轴向与流线方向形成一定角度，朝叶根10方向为正，朝叶尖11方向为负，形成复合角。

各叶片区的气膜孔复合角的具体布局如下：

在叶根区3(如图4所示)，受指向叶根10的端壁二次流的影响，从气膜孔2的出流向叶根11发生较大的偏转，因此将气膜复合角α1指向叶尖11，取值在-(25～40°)范围内，抑制端壁二次流引起的偏转。

在叶根-叶中过渡区4(如图5所示)，端壁二次流的作用逐渐减弱，气膜出流偏转相应减弱，但仍指向叶根10。因此，设置叶根-叶中过渡区4，气膜复合角β1指向叶尖11，且从α1逐渐减小到α2，取值在-(15～30°)范围内，实现气膜出流由叶根区3逐渐向叶中区5平缓过渡。

叶中区5(如图6所示)，由于离心浮升力和哥氏力相互平衡，偏转非常弱，但仍指向叶根10。因此，气膜复合角α2指向叶尖11，取值在-(5～15°)范围内。

叶中-叶尖过渡区6(如图7所示)，间隙泄漏流的作用逐渐增强，气膜出流偏转相应增强，且指向叶根10。因此，气膜复合角γ1指向叶尖11，且从α2逐渐增大到α3，取值在-(20～35°)范围内，实现从气膜孔2的出流由叶中区5逐渐向叶尖区7过渡。

叶尖区7(如图8所示)，间隙泄漏流起主导作用，气膜出流朝叶根10方向的偏转非常剧烈。因此，气膜复合角α3指向叶尖11，取值在-(30～45°)范围内，抑制间隙泄漏流引起的偏转。整体上，通过上述分区域复合角气膜孔2优化布局，保证了气膜覆盖更均匀，冷却效果最佳。如图9所示(其中num1和exp1分别为已有技术得到的计算结果和实验结果，num2和exp2分别为本发明得到的计算结果和实验结果)，本发明经过了CFD和实验验证，在给定吹风比条件下，其冷却效果比传统气膜孔的气膜冷却效果提高了90％～145％。

通过上述论述，完全有效地实现了本发明的目的。一般情况下，涡轮动叶1吸力面按上述5个区域划分，复合角气膜孔2分区域布置。该领域的技术人员可以理解本发明包括但不限于附图和以上具体实施方式中描述的内容，叶根区气膜复合角α1、叶根-叶中过渡区气膜复合角β1、叶中区气膜复合角α2、叶中-叶尖过渡区气膜复合角γ1和叶尖区气膜复合角α3等均可以改变，任何不偏离本发明的功能和结构原理的修改都将包括在权利要求书的范围中。

本发明中所描述的具体实施例，其零、部件的形状、所取名称等可以不同。凡依本发明专利构思所述的构造、特征及原理所做的等效或简单变化，均包括于本发明专利的保护范围内。本发明所属技术领域的技术人员可以对所描述的具体实施例做各种各样的修改或补充或采用类似的方式替代，只要不偏离本发明的结构或者超越本权利要求书所定义的范围，均应属于本发明的保护范围。

Claims (7)

1.一种涡轮动叶吸力面的复合角气膜孔布局结构，适用于航空发动机或地面燃气轮机，所述涡轮动叶包括叶根、叶尖、前缘和尾缘，涡轮动叶的吸力面沿叶根至叶尖整个展向区域靠近叶片前缘设置有两排平行布置的复合角气膜孔，所述复合角气膜孔与涡轮动叶内部的冷却气流腔连通，其特征在于，

所述涡轮动叶吸力面从叶根至叶尖划分为5个叶片区，依次为叶根区、叶根-叶中过渡区、叶中区、叶中-叶尖过渡区、叶尖区，每个所述叶片区分别设置不同的复合角气膜孔，

其中，气膜复合角定义如下：在垂直叶片的横截面上，气膜孔中心线与涡轮动叶表面过该气膜孔中心的切向平面成一定的夹角，同时，在展向上，气膜孔中心线与流线方向形成一定的夹角，最终形成复合角，指向叶尖为负，指向叶根为正；

叶根区，气膜复合角α1指向叶尖，取值-(25～40°)；

叶根-叶中过渡区，气膜复合角β1指向叶尖，β1介于α1和α2之间，取值-(15～30°)，保证气膜出流由叶根区逐渐向叶中区过渡；

叶中区，气膜复合角α2指向叶尖，取值-(5～15°)；

叶中-叶尖过渡区，气膜复合角γ1指向叶尖，γ1介于α2和α3之间，取值-(20～35°)，保证气膜出流由叶中区逐渐向叶尖区过渡；

叶尖区，气膜复合角α3指向叶尖，取值-(30～45°)。

2.根据权利要求1所述的涡轮动叶吸力面的复合角气膜孔布局结构，其特征在于，

叶根区，沿展向跨度为1/5叶高；

叶根-叶中过渡区，沿展向跨度为1/10叶高；

叶中区，沿展向跨度为3/5叶高；

叶中-叶尖过渡区，沿展向跨度为1/6叶高；

叶尖区，沿展向跨度为1/5叶高。

3.根据权利要求1或2所述的涡轮动叶吸力面的复合角气膜孔布局结构，其特征在于，在所述叶根-叶中过渡区，气膜复合角β1指向叶尖，且从α1逐渐减小到α2。

4.根据权利要求1所述的涡轮动叶吸力面的复合角气膜孔布局结构，其特征在于，在所述叶中-叶尖过渡区，气膜复合角γ1指向叶尖，且从α2逐渐增大到α3。

5.根据权利要求1所述的涡轮动叶吸力面的复合角气膜孔布局结构，其特征在于，各所述叶片区的气膜孔均为圆柱形气膜孔。

6.根据权利要求1所述的涡轮动叶吸力面的复合角气膜孔布局结构，其特征在于，2排气膜孔均布置在靠近前缘位置，第1排气膜孔位于0.14倍弦长，第2排气膜孔位于0.32倍弦长。

7.根据权利要求1所述的涡轮动叶吸力面的复合角气膜孔布局结构，其特征在于，各所述叶片区的气膜孔直径相同，由于气膜复合角设置不同，在叶片展向上的气膜孔出口面积的大小有所不同。