CN113107609A - 一种尾缘带有肋上冷却孔的涡轮导叶结构 - Google Patents

一种尾缘带有肋上冷却孔的涡轮导叶结构 Download PDF

Info

Publication number
CN113107609A
CN113107609A CN202110391295.XA CN202110391295A CN113107609A CN 113107609 A CN113107609 A CN 113107609A CN 202110391295 A CN202110391295 A CN 202110391295A CN 113107609 A CN113107609 A CN 113107609A
Authority
CN
China
Prior art keywords
cooling
partition
rib
holes
tail edge
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202110391295.XA
Other languages
English (en)
Inventor
刘存良
朱安冬
倪羽皓
叶林
张丽
郭涛
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Northwestern Polytechnical University
Original Assignee
Northwestern Polytechnical University
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Northwestern Polytechnical University filed Critical Northwestern Polytechnical University
Priority to CN202110391295.XA priority Critical patent/CN113107609A/zh
Publication of CN113107609A publication Critical patent/CN113107609A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12Blades
    • F01D5/14Form or construction
    • F01D5/18Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12Blades
    • F01D5/14Form or construction
    • F01D5/18Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/186Film cooling

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本发明提出了一种尾缘带有肋上冷却孔的涡轮导叶结构,通过在分隔肋上开冷却孔,冷却气流在通过冷气出流缝后,部分冷却气可以通过分隔肋上的冷却孔对分隔肋内部进行冷却,在不增加冷气流量的情况下同时增强了分隔肋内壁面与侧壁面的对流换热强度,提高尾缘的综合冷却效果;优选冷却孔采用倾斜式冷却孔,通过倾斜式冷却孔能够是贯通冷却孔的保留一定的冷却气流流速,有利于减弱分隔肋影响下产生的冷气角涡,在一定程度上可以削弱脱落涡与角涡的相互作用,增强分隔肋附近的气膜冷却效率。本发明设计合理,结构简单,在分隔肋侧壁面上布置简单的圆柱形冷却孔,不仅具有良好的传热与冷却特性,且具有较好的加工一体性,更具可实施性。

Description

一种尾缘带有肋上冷却孔的涡轮导叶结构
技术领域
本发明属于燃气轮机涡轮叶片冷却技术领域,具体地说,涉及一种尾缘带有肋上冷却孔的涡轮导叶结构。
背景技术
涡轮叶片尾缘是叶片典型的高温部位,是最容易受热腐蚀而损坏的部位之一,其冷却结构的设计难度非常突出,设计高效的尾缘气膜冷却结构是保证涡轮叶片稳定工作的重要措施。涡轮叶片尾缘气膜冷却特性的研究是近几年来燃气轮机高温部件冷却技术研究中的热点之一,尾缘劈缝结构设计等研究已逐渐成为研究者关注的焦点。
分隔肋,作为尾缘半劈缝的重要结构,可以保持唇板上主流流动的连续性,减少气动损失,同时可以在一定程度上削弱唇板脱落涡对劈缝表面气膜的影响,提高气膜冷却效率。而对应分隔肋自身而言,一方面由于分隔肋向后方的延伸强化了对缝出口冷气的整流作用,使得冷气难以向肋上方扩散;另一方面分隔肋的存在会使肋侧壁面附近产生流动角涡,它与唇板脱落涡会产生相互作用,这两方面的共同影响使得分隔肋表面气膜冷却效率偏低,导致分隔肋表面温度较高,进而引发叶片尾缘部位烧蚀。因此发展和创新涡轮叶片尾缘高效冷却结构,进一步提升冷却效果,对于先进高性能航空发动机的研制是非常有必要和有意义的。
文献“直肋对扩张型尾缘半劈缝气膜冷却特性影响的实验研究”(推进技术,2020年,第41期,2077页—2087页)在对原始劈缝结构表面的流动换热分析中揭示了在缝出口处冷气由于分隔肋侧壁面的阻隔,会产生冷气涡流,进而会与唇板脱落涡相互影响,对劈缝表面的气膜覆盖会产生不利影响。中国发明专利申请公开CN112177682A披露了一种采用波浪式隔肋的涡轮叶片尾缘劈缝冷却结构,通过将尾缘分隔肋的形状由传统直肋变为波浪式分隔肋,增加了冷气通道的长度,增强了换热。但这样的结构改变了原先应用较为成熟的直肋型分隔肋,仅考虑了分隔肋形状的改变对换热特性的影响,且在尾缘狭小的空间内将直肋变为波浪形肋,给加工带来了一定的困难。
综上可知,如何设计一种不影响劈缝表面气膜冷却效果的同时可以改善分隔肋的冷却及换热,并且具有加工简单、生产成本低的特点的叶片结构,是本领域亟需解决的问题。
发明内容
针对现有技术中尾缘冷却结构的设计阶段忽略了对分隔肋的冷却,对尾缘近吸力面侧的冷却不够完善导致分隔肋表面的冷却效率较低的问题,本发明提出一种尾缘带有肋上冷却孔的涡轮导叶结构。
本发明的技术方案为:
所述一种尾缘带有肋上冷却孔的涡轮导叶结构,在涡轮叶片尾缘区域设置有尾缘半劈缝结构,所述尾缘半劈缝结构是将涡轮叶片尾缘压力面的部分壁面切去,只保留吸力面一侧的壁面以及若干分隔肋;
其特征在于:在分隔肋上具有若干侧向贯穿分隔肋的通孔,通孔将分隔肋两侧尾缘半劈缝表面空间连通。
进一步的,多个所述贯穿分隔肋的通孔沿着分隔肋两侧尾缘半劈缝表面布置,多个所述贯穿分隔肋的通孔的中心线组成的平面平行于尾缘半劈缝表面,以充分利用通过冷气出流缝后的冷却气流。
进一步的,半劈缝尾缘冷却结构的冷气出流缝高度h1的取值范围为0.3~0.8mm,尾缘冷气出流缝宽度l1与尾缘冷气出流缝高度h1比值范围在3~10之间;相邻两个尾缘冷气出流缝的展向间距p1的取值范围为1.8~4.8mm。
进一步的,所述半劈缝结构的唇板厚度t与冷气出流缝高度h1的比值在0.2至1.5之间,半劈缝倾斜角在0°至15°之间。
进一步的,尾缘冷却气流在流出尾缘冷气腔后,冷却气流从出流缝中喷射出,覆盖在半劈缝壁面上形成冷却气膜,且还从贯穿分隔肋的通孔流过,对分隔肋内部进行冷却。
进一步的,所述贯穿分隔肋的通孔的中心线与分隔肋侧面的法线在平行于尾缘半劈缝表面的平面上存在夹角,形成倾斜孔,使得分隔肋一侧的冷却气流更加顺畅通过倾斜孔流向分隔肋另一侧。
进一步的,从贯穿分隔肋的倾斜孔流过的冷却气流,能够减弱分隔肋影响下产生的冷气角涡,并削弱脱落涡与角涡的相互作用,增强分隔肋附近的气膜冷却效率。
进一步的,同一分隔肋上的倾斜孔的倾斜方向正负不同,使得分隔肋两侧的冷却气流均能够相互流通,能够减弱分隔肋两侧的冷气角涡。
进一步的,在平行于尾缘半劈缝表面的平面上,倾斜孔中心线与分隔肋侧面的法线夹角为10°~15°。
进一步的,分隔肋上,沿冷却气流流向的第一个倾斜孔的气流流入口中心到分隔肋起始截面的距离p2为0.25~0.35mm,倾斜孔的孔中心到尾缘半劈缝表面的高度h2为0.35~0.4mm,孔间距p3为0.55~0.65mm,倾斜孔孔径d的取值范围为0.35~0.4mm。
有益效果
本发明提出了一种尾缘带有肋上冷却孔的涡轮导叶结构,通过在分隔肋上开冷却孔,冷却气流在通过冷气出流缝后,部分冷却气可以通过分隔肋上的冷却孔对分隔肋内部进行冷却,在不增加冷气流量的情况下同时增强了分隔肋内壁面与侧壁面的对流换热强度,提高尾缘的综合冷却效果;优选冷却孔采用倾斜式冷却孔,冷却气流在经过分隔肋时,有利于减弱分隔肋影响下产生的冷气角涡,在一定程度上可以削弱脱落涡与角涡的相互作用,增强分隔肋附近的气膜冷却效率。本发明设计合理,结构简单,在分隔肋侧壁面上布置简单的圆柱形冷却孔,不仅具有良好的传热与冷却特性,且具有较好的加工一体性,更具可实施性。
本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出,部分将从下面的描述中变得明显,或通过本发明的实践了解到。
附图说明
下面结合附图和实施方式对本发明一种尾缘带有肋上倾斜式冷却孔的涡轮导叶结构作进一步详细说明。
图1:本发明的尾缘带有肋上倾斜式冷却孔的涡轮导叶结构轴测图
图2:本发明的尾缘带有肋上倾斜式冷却孔的涡轮导叶结构前视图
图3:本发明的尾缘带有肋上倾斜式冷却孔的涡轮导叶结构剖视图
图4:尾缘有肋上倾斜式冷却孔的涡轮导叶示意图
图中:1.叶片尾缘压力面 2.分隔肋 3.尾缘半劈缝表面 4.肋上倾斜孔 5.叶片尾缘吸力面 6.冷流入口 7.冷气出流缝 8.尾缘区域 9.叶片压力面 10.叶片吸力面 11.叶片基体
具体实施方式
本实施例是尾缘带有肋上倾斜式冷却孔的涡轮导叶结构在涡轮叶片上的具体实施案例。
参阅图1、图2、图3、图4,对有肋上倾斜式冷却孔的涡轮叶片尾缘冷却结构及其在涡轮叶片上应用布置位置进行详细介绍。
该尾缘带有肋上冷却孔的涡轮导叶结构,在涡轮叶片尾缘区域设置有尾缘半劈缝结构,所述尾缘半劈缝结构是将涡轮叶片尾缘压力面的部分壁面切去,只保留吸力面一侧的壁面以及若干分隔肋。所述半劈缝结构的唇板厚度t与冷气出流缝高度h1的比值在0.2至1.5之间,半劈缝倾斜角在0°至15°之间。
在分隔肋上具有3个侧向贯穿分隔肋的通孔,通孔将分隔肋两侧尾缘半劈缝表面空间连通。3个通孔沿着分隔肋两侧尾缘半劈缝表面布置,3个通孔的中心线组成的平面平行于尾缘半劈缝表面,以充分利用通过冷气出流缝后的冷却气流。作为进一步的优选方案,通孔的中心线与分隔肋侧面的法线在平行于尾缘半劈缝表面的平面上存在夹角,形成倾斜孔,使得分隔肋一侧的冷却气流更加顺畅通过倾斜孔流向分隔肋另一侧。
本实施例中,尾缘半劈缝结构的出流缝高度h1为0.5mm,出流缝宽度l1与出流缝高度h1比值为4;相邻两个出流缝的展向间距p1为3mm;倾斜孔的中心线与分隔肋侧面的法线在平行于尾缘半劈缝表面的平面上的夹角为10°。分隔肋上,沿冷却气流流向的第一个倾斜孔的气流流入口中心到分隔肋起始截面的距离p2为0.3125mm,倾斜孔的孔中心线到尾缘半劈缝表面的高度h2为0.375mm,孔间距p3为0.625mm,倾斜孔孔径d为0.375mm。
冷却气流经冷流入口6进入有肋上倾斜式冷却孔的涡轮叶片尾缘冷却结构,冷却气流经过冷气出流缝7后覆盖在尾缘半劈缝表面3上形成冷却气膜,从而冷却叶片尾缘压力面1,冷气在向劈缝下游流动的过程中,由于分隔肋侧壁倾斜式冷却孔的作用,不同半劈缝单元表面的冷却气流通过倾斜孔贯通,减弱了由于分隔肋的影响产生的冷气角涡,削弱了唇板脱落涡与角涡的相互作用,提高了分隔肋表面的气膜冷却效果。
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例,可以理解的是,上述实施例是示例性的,不能理解为对本发明的限制,本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (10)

1.一种尾缘带有肋上冷却孔的涡轮导叶结构,在涡轮叶片尾缘区域设置有尾缘半劈缝结构,所述尾缘半劈缝结构是将涡轮叶片尾缘压力面的部分壁面切去,只保留吸力面一侧的壁面以及若干分隔肋;
其特征在于:在分隔肋上具有若干侧向贯穿分隔肋的通孔,通孔将分隔肋两侧尾缘半劈缝表面空间连通。
2.根据权利要求1所述一种尾缘带有肋上冷却孔的涡轮导叶结构,其特征在于:多个所述贯穿分隔肋的通孔沿着分隔肋两侧尾缘半劈缝表面布置,多个所述贯穿分隔肋的通孔的中心线组成的平面平行于尾缘半劈缝表面。
3.根据权利要求1所述一种尾缘带有肋上冷却孔的涡轮导叶结构,其特征在于:半劈缝尾缘冷却结构的冷气出流缝高度h1的取值范围为0.3~0.8mm,尾缘冷气出流缝宽度l1与尾缘冷气出流缝高度h1比值范围在3~10之间;相邻两个尾缘冷气出流缝的展向间距p1的取值范围为1.8~4.8mm。
4.根据权利要求3所述一种尾缘带有肋上冷却孔的涡轮导叶结构,其特征在于:所述半劈缝结构的唇板厚度t与冷气出流缝高度h1的比值在0.2至1.5之间,半劈缝倾斜角在0°至15°之间。
5.根据权利要求4所述一种尾缘带有肋上冷却孔的涡轮导叶结构,其特征在于:尾缘冷却气流在流出尾缘冷气腔后,冷却气流从出流缝中喷射出,覆盖在半劈缝壁面上形成冷却气膜,且还从贯穿分隔肋的通孔流过,对分隔肋内部进行冷却。
6.根据权利要求2所述一种尾缘带有肋上冷却孔的涡轮导叶结构,其特征在于:所述贯穿分隔肋的通孔的中心线与分隔肋侧面的法线在平行于尾缘半劈缝表面的平面上存在夹角,形成倾斜孔。
7.根据权利要求6所述一种尾缘带有肋上冷却孔的涡轮导叶结构,其特征在于:从贯穿分隔肋的倾斜孔流过的冷却气流,能够减弱分隔肋影响下产生的冷气角涡,并削弱脱落涡与角涡的相互作用,增强分隔肋附近的气膜冷却效率。
8.根据权利要求6所述一种尾缘带有肋上冷却孔的涡轮导叶结构,其特征在于:同一分隔肋上的倾斜孔的倾斜方向正负不同,使得分隔肋两侧的冷却气流均能够相互流通,减弱分隔肋两侧的冷气角涡。
9.根据权利要求6所述一种尾缘带有肋上冷却孔的涡轮导叶结构,其特征在于:在平行于尾缘半劈缝表面的平面上,倾斜孔中心线与分隔肋侧面的法线夹角为10°~15°。
10.根据权利要求6所述一种尾缘带有肋上冷却孔的涡轮导叶结构,其特征在于:分隔肋上,沿冷却气流流向的第一个倾斜孔的气流流入口中心到分隔肋起始截面的距离p2为0.25~0.35mm,倾斜孔的孔中心到尾缘半劈缝表面的高度h2为0.35~0.4mm,孔间距p3为0.55~0.65mm,倾斜孔孔径d的取值范围为0.35~0.4mm。
CN202110391295.XA 2021-04-13 2021-04-13 一种尾缘带有肋上冷却孔的涡轮导叶结构 Pending CN113107609A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110391295.XA CN113107609A (zh) 2021-04-13 2021-04-13 一种尾缘带有肋上冷却孔的涡轮导叶结构

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110391295.XA CN113107609A (zh) 2021-04-13 2021-04-13 一种尾缘带有肋上冷却孔的涡轮导叶结构

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN113107609A true CN113107609A (zh) 2021-07-13

Family

ID=76715812

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110391295.XA Pending CN113107609A (zh) 2021-04-13 2021-04-13 一种尾缘带有肋上冷却孔的涡轮导叶结构

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113107609A (zh)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2010190198A (ja) * 2009-02-20 2010-09-02 Mitsubishi Heavy Ind Ltd タービン用翼
CN104791020A (zh) * 2015-04-23 2015-07-22 华能国际电力股份有限公司 一种具有纵向相交肋冷却结构的燃气透平叶片
US20180003062A1 (en) * 2016-07-04 2018-01-04 Doosan Heavy Industries Construction Co., Ltd. Gas turbine blade
CN111502771A (zh) * 2020-04-24 2020-08-07 哈尔滨工程大学 一种带有狭缝直肋的尾缘半劈缝冷却结构
CN112459852A (zh) * 2020-12-14 2021-03-09 北京航空航天大学 一种应用于涡轮叶片尾缘半劈缝的双导流肋导流结构

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2010190198A (ja) * 2009-02-20 2010-09-02 Mitsubishi Heavy Ind Ltd タービン用翼
CN104791020A (zh) * 2015-04-23 2015-07-22 华能国际电力股份有限公司 一种具有纵向相交肋冷却结构的燃气透平叶片
US20180003062A1 (en) * 2016-07-04 2018-01-04 Doosan Heavy Industries Construction Co., Ltd. Gas turbine blade
CN111502771A (zh) * 2020-04-24 2020-08-07 哈尔滨工程大学 一种带有狭缝直肋的尾缘半劈缝冷却结构
CN112459852A (zh) * 2020-12-14 2021-03-09 北京航空航天大学 一种应用于涡轮叶片尾缘半劈缝的双导流肋导流结构

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US4775296A (en) Coolable airfoil for a rotary machine
CN101131095B (zh) 共形叶尖隔板翼型
EP0527554A1 (en) Turbine blade with internal cooling passage
KR20100064754A (ko) 가스터빈의 냉각 블레이드
CN112746870B (zh) 一种间断的波浪肋冷却结构
EP3436669B1 (en) Turbine airfoil with internal cooling channels having flow splitter feature
CN111305906A (zh) 一种适用于高温涡轮叶片的带间断直肋半劈缝冷却结构
CN112459852B (zh) 一种应用于涡轮叶片尾缘半劈缝的双导流肋导流结构
JPH0370084B2 (zh)
CN113107610B (zh) 一种贯穿缝型的半劈缝尾缘冷却结构及涡轮叶片
CN111502771A (zh) 一种带有狭缝直肋的尾缘半劈缝冷却结构
CN112682108B (zh) 带有d形微群气膜冷却孔的涡轮叶片端壁结构及其方法和燃气涡轮
CN212130558U (zh) 一种带有截断肋的尾缘半劈缝的涡轮叶片结构
CN212130559U (zh) 一种带有异型圆造型的非平整半劈缝表面的尾缘冷却结构
CN112523810B (zh) 一种应用于涡轮叶片尾缘半劈缝的三角柱型导流结构
CN112343667B (zh) 一种应用于涡轮叶片尾缘半劈缝的连续v型肋导流结构
CN112922674B (zh) 一种具有气膜冷却凹槽的涡轮叶片
CN111335963B (zh) 一种翼型扰流柱结构及涡轮叶片
CN113107609A (zh) 一种尾缘带有肋上冷却孔的涡轮导叶结构
CN113107608B (zh) 一种用于涡轮叶片尾缘的扰流螺纹孔冷却结构及涡轮叶片
CN112682107B (zh) 带有穿孔肋的涡轮叶片尾缘冷却结构及方法和燃气轮机
CN115013075B (zh) 一种防滑花纹状扰流肋及涡轮叶片
CN216642214U (zh) 涡轮叶片中弦区用高堵塞比肋片层板冷却结构
CN113107607B (zh) 一种尾缘带有肋上贯穿缝的涡轮导叶结构
CN112682106B (zh) 带有异形微群气膜冷却孔的涡轮叶片端壁结构及方法和燃气涡轮

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination