CN114382553A - 涡轮叶片中弦区用高堵塞比肋片层板冷却结构及冷却方法 - Google Patents
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Abstract
本发明一种涡轮叶片中弦区用高堵塞比肋片层板冷却结构，包括位于叶片中弦的叶片双层壁，所述的叶片双层壁是由气膜孔板和冲击孔板，以及气膜孔板与冲击孔板之间的冲击气流冷却通道构成，在所述冲击气流冷却通道内的气膜孔板上，沿所述涡轮叶片的叶高方向延伸设有高堵塞比肋片，沿冷却气流方向的高堵塞比肋片上，开设有用于扰动并减小冷却气体流动阻力的平行狭缝，本发明肋片中间的平行缝隙减小了结构的流动阻力，降低压力损失，以期在增强换热效果的同时不增加引气量，同时，由于肋片加强了冷却气流的扰动，强化了双层壁内流体与固体的对流换热，并且在布置肋片后，总传热量相应增加。
Description
技术领域
本发明涉及叶片冷却结构，尤其涉及涡轮叶片中弦区域的内部冷却结构。
背景技术
航空发动机/燃气轮机的功率和效率随着涡轮进口燃气温度的升高而增大。目前服役的燃气涡轮发动机的涡轮进口温度已经超过了1850K，远远超过了叶片高温合金材料的耐热极限(1150K)，且先进燃气涡轮发动机的涡轮进口温度呈现出不断提高的趋势，因此，为了保障涡轮叶片在高热负荷条件下安全可靠的工作，必须采取高效的冷却措施。
冲击—气膜双层壁冷却技术由于其充分结合了内部冲击冷却和外部气膜冷却的优势，受到许多研究人员的关注。在冲击/气膜双层壁气膜冷却结构中，冷气从冲击板上的冲击孔流出后与气膜板内壁面发生冲击换热，使得驻点附近区域的换热效果显著提高。随后壁射流从气膜板上的气膜孔流出与主流高温燃气发生相互作用，形成气膜冷却，避免高温燃气与壁面直接接触，起到降低叶片外表面的温度的作用。与其他单一的传统的内部对流冷却、冲击冷却以及气膜冷却等方法相比，冲击-气膜复合冷却技术可以提供更好的冷却性能并具有更高的冷却效率。
为了进一步提高冲击-气膜双层壁冷却结构内部冲击冷却特性，在靶面(气膜板内壁面)上会布置不同形式的粗糙扰流元件，常见的有扰流柱、肋片、表面凹陷涡发生器。这种冷却结构称之为层板结构，布置的扰流元件不仅增加了与流经冷却通道的冷却气体的的掺混程度，也增加了换热的表面积，从而增大了层板结构中气膜板内壁面的换热强度。常用的层板冷却结构应用中，气膜板内壁面上布置的多为具有不同形状、堵塞比、间距比和排布方式的实体扰流柱、扰流肋。已有的文献研究表明，高堵塞比的肋片能够有效的削弱横流对冲击换热的影响，并增强了整体的换热特性，但同时也会造成了更多的压力损失(流动阻力)，涡轮叶片中的冷气通常是由压气机提供的，冷气流经冷却单元时流动的阻力越大，压气机的功率损耗就越大。因此，为了在不增加冷气流量的情况下，设计出同时拥有优异的换热特性和较低的流动阻力系数的冷却结构，对于叶片安全稳定的工作具有重要意义。
发明内容
本发明的目的在于避免现有技术的不足提供一种不增加冷气流量的情况下，同时拥有优异的换热特性和较低的流动阻力系数的涡轮叶片中弦区用高堵塞比肋片层板冷却结构。
为实现上述目的，本发明采取的技术方案为：一种涡轮叶片中弦区用高堵塞比肋片层板冷却结构，包括位于叶片中弦的叶片双层壁，所述的叶片双层壁是由气膜孔板、冲击孔板和冲击气流冷却通道构成，冲击气流冷却通道设置在气膜孔板与冲击孔板之间，所述的气膜孔板上均匀等距设有气膜孔，所述的冲击孔板上均匀等距的设有冲击孔，所述的气膜孔与冲击孔交错排列布置；
在所述冲击气流冷却通道内的气膜孔板上，沿所述涡轮叶片的叶高方向延伸设有高堵塞比肋片，所述高堵塞比肋片的两端连接在所述冲击气流冷却通道的通道侧壁上；
沿冷却气流方向的高堵塞比肋片上，开设有用于扰动并减小冷却气体流动阻力的平行狭缝，所述的冷却气流由平行狭缝入口流入由平行狭缝出口流出，平行狭缝连续或间隔的延伸设置在所述高堵塞比肋片的延展方向上；所述的平行狭缝的上、下狭缝表面平行设置，且所述的平行狭缝入口高度与平行狭缝出口高度相同；
所述的冲击孔和气膜孔的孔径均为孔径d，沿所述冷却气流方向上，所述高堵塞比肋片位于气膜孔之后，高堵塞比肋片与气膜孔之间的距离为1～5d，也就是冲击孔与冲击靶面的距离。
进一步的，所述冲击孔板为进气板，设置在涡轮叶片的冷气侧；气膜孔板为出气板，气膜孔板设置在涡轮叶片的燃气侧；所述冲击孔板与气膜孔板的厚度均为0.5～3d，展向宽度均为4～8d。
进一步的，所述冲击气流冷却通道的高度H与所述孔径d的比值为0.5～3。
进一步的，所述的冲击孔和气膜孔分别以垂直于主流气流的方向设置在冲击孔板和气膜孔板上，所述的孔径d为2～10mm，且相邻冲击孔和气膜孔之间沿气流流向与展向的相对距离均为4～8d；所述冲击孔和气膜孔的交错间距为2～4d。
进一步的，所述的冲击孔和气膜孔的孔型均为圆柱孔。
进一步的，所述的高堵塞比肋片的截面形状为正方形，高堵塞比肋片高度与冲击气流冷却通道的高度H之比为0.2～0.5。
进一步的，所述的平行狭缝相对于气流流动方向倾斜设置，倾斜角度α为0～30°，穿缝率β＝c/e为0.05～0.4，其中c为所述平行狭缝的高度，e为所述高堵塞比肋片的高度。
进一步的，所述的叶片中弦的叶片双层壁包括压力面和吸力面的叶片双层壁。
本发明还提供一种以上所述涡轮叶片中弦区用高堵塞比肋片层板冷却结构的冷却方法，包括以下步骤：
冷却气流通过冲击孔对气膜孔板的内壁面进行冲击换热，冲击到气膜孔板的冷却气流向四周扩散形成壁面射流，接着沿冷气流向方向形成横流；此时，高堵塞比肋片对冷却气流起到加强扰动的作用，所述冲击孔上游区域产生的偏转向上的壁面射流与从相邻高堵塞比肋片的上表面或相对于气流流动方向倾斜的平行狭缝分离的向下流动的冷却气流混合，并在高堵塞比肋片后面产生一个较小的回流区，抑制了横流的发展从而强化换热；同时，平行狭缝结构在保证了增强换热效果的同时，冷却气流通过平行狭缝后，减小冷却气流流动阻力，降低冷却气流的压力损失；
接着一部分冷却气流进入气膜孔内继续进行对流换热，随后喷吹至气膜孔外壁面形成气膜，阻止高温燃气对气膜孔板的烧蚀，另外一部分冷却气流由叶片尾缘的排气腔排出。
本发明的有益效果是：本发明在气膜孔后布置具有高堵塞比的高堵塞比肋片，使冲击孔上游区域产生的偏转向上的壁面射流与从相邻肋片的上表面分离的向下流动混合，并在肋片后面产生一个较小的回流区，从而抑制横流，增强结构整体换热。另外在冲击靶板的壁面设置高堵塞比肋片后，改善了传统冲击冷却中存在的位于冲击靶板上冲击射流区域之间的低传热区域的传热性能，肋片中间的平行缝隙减小了结构的流动阻力，降低压力损失，以期在增强换热效果的同时不增加引气量。
另外，由于肋片加强了冷却气流的扰动，强化了双层壁内流体与固体的对流换热，并且在布置肋片后，总传热量相应增加。同时肋片削弱了横流的发展，使得更多冷却气流从气膜孔流出，与高温燃气掺混，提高了气膜冷却效率，最终使得层板结构的综合冷效得以增强。
附图说明
图1为本发明冷却结构在涡轮叶片中的应用部位结构示意图；
图2为本发明实施例1的剖视结构示意图；
图3为本发明实施例1中高堵塞比肋片放大剖面结构示意图；
图4为本发明实施例1中高堵塞比肋片结构的半剖主视结构示意图；
图5为本发明实施例1的冷却原理示意图；
图6为本发明实施例2的剖视结构示意图；
图7为本发明实施例2中高堵塞比肋片放大剖面结构示意图；
图8为本发明实施例2中高堵塞比肋片结构的半剖主视结构示意图；
图9为本发明实施例2的冷却原理示意图；
图10为本发明高堵塞比肋片结构的俯视结构示意图；
图11为本发明的传热增强因子随着雷诺数的变化特性效果图；
图12为本发明的相对摩擦因子随着雷诺数的变化特性效果图；
图13为本发明的综合热性能随着雷诺数的变化特性效果图；
图14为本发明的综合冷却效率随雷诺数的变化特性效果图。
图中，1.冲击孔、2.冲击孔板、3.冲击气流冷却通道、31.通道侧壁、4.高堵塞比肋片、41.平行狭缝、42.平行狭缝入口、43.平行狭缝出口、5.气膜孔、6.气膜孔板。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本发明，并非用于限定本发明的范围。
为了实现上述目的，本发明提供一下具体实施方式：
实施例1：如图1-4、图10所示，一种涡轮叶片中弦区用高堵塞比肋片层板冷却结构，包括位于叶片中弦的叶片双层壁，所述的叶片双层壁是由气膜孔板6和冲击孔板2，以及气膜孔板6与冲击孔板2之间的冲击气流冷却通道3构成；所述冲击孔板2为进气板，设置在涡轮叶片的冷气侧；气膜孔板6为出气板，气膜孔板6设置在涡轮叶片的燃气侧；所述冲击孔板2与气膜孔板6的厚度均为0.5～3d，展向宽度均为4～8d。
在所述的气膜孔板6上均匀等距的设有气膜孔5，在所述的冲击孔板2上均匀等距的设有冲击孔1，所述的气膜孔5与冲击孔1交错排列布置；所述的冲击孔1和气膜孔5分别以垂直于主流气流的方向设置在冲击孔板2和气膜孔板6上，所述的孔径d为2～10mm，且相邻冲击孔1和气膜孔5之间沿气流流向与展向的相对距离均为4～8d；所述冲击孔1和气膜孔5的交错间距为2～4d。所述的冲击孔1和气膜孔5的孔型均为圆柱孔；所述冲击气流冷却通道3的高度H与所述孔径d的比值为0.5～3；
在所述冲击气流冷却通道3内的气膜孔板6上，沿所述涡轮叶片的叶高方向延伸设有高堵塞比肋片4，所述高堵塞比肋片4的两端连接在所述冲击气流冷却通道3的通道侧壁31上；所述的高堵塞比肋片4的截面形状为正方形，高堵塞比肋片4高度与冲击气流冷却通道3的高度H之比为0.2～0.5；所述的冲击孔1和气膜孔5的孔径均为孔径d，沿所述冷却气流方向上，所述高堵塞比肋片4位于气膜孔5之后，高堵塞比肋片4与气膜孔5之间的距离为1～5d；
沿冷却气流方向的高堵塞比肋片4上，开设有用于扰动并减小冷却气体流动阻力的平行狭缝41，所述的冷却气流由平行狭缝入口42流入由平行狭缝出口43流出，平行狭缝41连续或间隔的延伸设置在所述高堵塞比肋片4的延展方向上；所述的平行狭缝41的上、下狭缝表面平行设置，且所述的平行狭缝入口42高度与平行狭缝出口43高度相同；
所述的叶片中弦的叶片双层壁包括压力面和吸力面的叶片双层壁。如图1所示，图中用虚线标出的部分即为压力面和吸力面的叶片双层壁。
具体结构例：如图10所示，本发明提供的冷却结构应用于航空发动机燃气涡轮叶片中弦区域，该冷却结构是由气膜孔5，气膜孔板6，冲击气流冷却通道3，高堵塞比肋片4，冲击孔1，冲击孔板2组成，所述冲击孔板2为进气板，靠近冷气侧，板上均匀等距设置有垂直于主流气流方向，阵列排布的冲击孔1，冲击孔1孔径d为5mm，如图10所示，冲击孔1之间沿主流气流流向Pf与展向的相对距离Pj均为6d；所述气膜孔板6为出气板，气膜孔板6靠近燃气侧，板上设置有垂直于主流气流方向，阵列排布的气膜孔5，气膜孔5孔径也为d，冲击孔1之间沿主流气流流向Pf与展向的相对距离Pj均为6d；且气膜孔5与冲击孔1交错排列布置，间距Px为3d，冲击孔板2与气膜孔板6的厚度均为1.5d；冲击距离，即冲击孔1与冲击靶面的距离与冲击孔1直径d的比值为1，冲击靶面是指气膜孔板6的内壁面，冲击孔1与冲击靶面的距离也就是冲击气流冷却通道3的高度H；冲击孔1与气膜孔5的孔型均为圆柱孔。所述高堵塞比肋片布置于气膜孔板和冲击孔板形成的冷却通道内，相对位置位于气膜孔5之后，距离Pr为1.5d；高堵塞比肋片4形状为方形肋，肋片高度与冲击通道高度之比为e＝0.3，狭缝角度α为0°和20°穿缝率β＝c/e为0.05和0.4，其中c为所述平行狭缝41的高度，e为所述高堵塞比肋片4的高度。
实施例2：如图6-8所示，所述的平行狭缝41相对于气流流动方向倾斜设置，倾斜角度α为0～30°，穿缝率β＝c/e为0.05～0.4，其中c为所述平行狭缝41的高度，e为所述高堵塞比肋片4的高度。
实施例3：如图5所示，本发明还提供实施例1所述的涡轮叶片中弦区用高堵塞比肋片层板冷却结构的冷却方法，包括以下步骤：
冷却气流通过冲击孔1对气膜孔板6的内壁面进行冲击换热，冲击到气膜孔板6的冷却气流向四周扩散形成壁面射流A，接着沿冷气流向方向形成横流B；此时，高堵塞比肋片4对冷却气流起到加强扰动的作用，所述冲击孔1上游区域产生的偏转向上的壁面射流A1与从相邻高堵塞比肋片4的上表面分离的向下流动的冷却气流A2混合，并在高堵塞比肋片4后面产生一个较小的回流区A3，抑制了横流B的发展从而强化换热；同时，平行狭缝41结构在保证了增强换热效果的同时，冷却气流通过平行狭缝41后，减小冷却气流流动阻力，降低冷却气流的压力损失；
接着一部分冷却气流进入气膜孔5内继续进行对流换热，随后喷吹至气膜孔5外壁面形成气膜，阻止高温燃气对气膜孔板6的烧蚀，另外一部分冷却气流由叶片尾缘的排气腔排出。
实施例4：如图9所示，本发明还提供实施例2所述涡轮叶片中弦区用高堵塞比肋片层板冷却结构的冷却方法，包括以下步骤：
冷却气流通过冲击孔1对气膜孔板6的内壁面进行冲击换热，冲击到气膜孔板6的冷却气流向四周扩散形成壁面射流A，接着沿冷气流向方向形成横流B；此时，高堵塞比肋片4对冷却气流起到加强扰动的作用，所述冲击孔1上游区域产生的偏转向上的壁面射流A1与相对于气流流动方向倾斜的平行狭缝41分离的向下流动的冷却气流A2混合，并在高堵塞比肋片4后面产生一个较小的回流区A3，抑制了横流B的发展从而强化换热；同时，平行狭缝41结构在保证了增强换热效果的同时，冷却气流通过平行狭缝41后，减小冷却气流流动阻力，降低冷却气流的压力损失；
接着一部分冷却气流进入气膜孔5内继续进行对流换热，随后喷吹至气膜孔5外壁面形成气膜，阻止高温燃气对气膜孔板6的烧蚀，另外一部分冷却气流由叶片尾缘的排气腔排出。
如图11-14所示，本发明的结构效果显著，说明如下：
如图11所示，传热增强因子越大代表冲击靶面换热程度越强，本示意图主要是与实心肋做比较，从图中看出，本发明提供的穿缝肋比实心肋的传热增强因子要高，代表换热增强。
如图12所示，本相对摩擦因子代表本发明提供的穿缝肋结构的流动阻力大小，与实心肋相比，可以看出，本发明摩擦因子较小，即代表结构的流动阻力削弱。
如图13所示，综合热性能越大代表双层壁结构的提高换热的效率越强，综合热性能代表本发明结构在消耗相同泵功的情况下提升换热强度的大小。本示意图中主要是与实心肋做比较，从图中看出，本发明提供的穿缝肋比实心肋的综合热性能要高，代表效率增强。
如图14所示，综合冷却效率中考虑了外部气膜冷却、内部冷却以及导热的耦合作用，反映出气膜孔板外侧(与高温燃气接触侧)的冷却效果，综合冷效越大代表冷却效果越好。从图中看出，本发明提供的穿缝肋比实心肋的综合冷效效率明显增高，代表综合冷却效率增强。
以上所述仅为本发明的较佳实施例，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (9)
1.一种涡轮叶片中弦区用高堵塞比肋片层板冷却结构，其特征在于，包括位于叶片中弦的叶片双层壁，所述的叶片双层壁是由气膜孔板(6)、冲击孔板(2)和冲击气流冷却通道(3)构成，冲击气流冷却通道(3)设置在气膜孔板(6)与冲击孔板(2)之间，所述的气膜孔板(6)上均匀等距设有气膜孔(5)，所述的冲击孔板(2)上均匀等距的设有冲击孔(1)，所述的气膜孔(5)与冲击孔(1)交错排列布置；
在所述冲击气流冷却通道(3)内的气膜孔板(6)上，沿所述涡轮叶片的叶高方向延伸设有高堵塞比肋片(4)，所述高堵塞比肋片(4)的两端连接在所述冲击气流冷却通道(3)的通道侧壁(31)上；
沿冷却气流方向的高堵塞比肋片(4)上，开设有用于扰动并减小冷却气体流动阻力的平行狭缝(41)，所述的冷却气流由平行狭缝入口(42)流入由平行狭缝出口(43)流出，平行狭缝(41)连续或间隔的延伸设置在所述高堵塞比肋片(4)的延展方向上；所述的平行狭缝(41)的上、下平行狭缝表面平行设置，且所述的平行狭缝入口(42)高度与平行狭缝出口(43)高度相同；
所述的冲击孔(1)和气膜孔(5)的孔径均为孔径d，沿所述冷却气流方向上，所述高堵塞比肋片(4)位于气膜孔(5)之后，高堵塞比肋片(4)与气膜孔(5)之间的距离为1～5d。
2.如权利要求1所述的涡轮叶片中弦区用高堵塞比肋片层板冷却结构，其特征在于，所述冲击孔板(2)为进气板，设置在涡轮叶片的冷气侧；气膜孔板(6)为出气板，气膜孔板(6)设置在涡轮叶片的燃气侧；所述冲击孔板(2)与气膜孔板(6)的厚度均为0.5～3d，展向宽度均为4～8d。
3.如权利要求1所述的涡轮叶片中弦区用高堵塞比肋片层板冷却结构，其特征在于，所述冲击气流冷却通道(3)的高度H与所述孔径d的比值为0.5～3。
4.如权利要求1所述的涡轮叶片中弦区用高堵塞比肋片层板冷却结构，其特征在于，所述的冲击孔(1)和气膜孔(5)分别以垂直于主流气流的方向设置在冲击孔板(2)和气膜孔板(6)上，所述的孔径d为2～10mm，且相邻冲击孔(1)和气膜孔(5)之间沿气流流向与展向的相对距离均为4～8d；所述冲击孔(1)和气膜孔(5)的交错间距为2～4d。
5.如权利要求4所述的涡轮叶片中弦区用高堵塞比肋片层板冷却结构，其特征在于，所述的冲击孔(1)和气膜孔(5)的孔型均为圆柱孔。
6.如权利要求4所述的涡轮叶片中弦区用高堵塞比肋片层板冷却结构，其特征在于，所述的高堵塞比肋片(4)的截面形状为正方形，高堵塞比肋片(4)高度与冲击气流冷却通道(3)的高度H之比为0.2～0.5。
7.如权利要求4所述的涡轮叶片中弦区用高堵塞比肋片层板冷却结构，其特征在于，所述的平行狭缝(41)相对于气流流动方向倾斜设置，倾斜角度α为0～30°，穿缝率β＝c/e为0.05～0.4，其中c为所述平行狭缝(41)的高度，e为所述高堵塞比肋片(4)的高度。
8.如权利要求1-7任一所述的涡轮叶片中弦区用高堵塞比肋片层板冷却结构，其特征在于，所述的叶片中弦的叶片双层壁包括压力面和吸力面的叶片双层壁。
9.如权利要求1-8所述的涡轮叶片中弦区用高堵塞比肋片层板冷却结构的冷却方法，其特征在于，包括以下步骤：
冷却气流通过冲击孔(1)对气膜孔板(6)的内壁面进行冲击换热，冲击到气膜孔板(6)的冷却气流向四周扩散形成壁面射流(A)，接着沿冷气流向方向形成横流(B)；此时，高堵塞比肋片(4)对冷却气流起到加强扰动的作用，所述冲击孔(1)上游区域产生的偏转向上的壁面射流(A1)与从相邻高堵塞比肋片(4)的上表面或相对于气流流动方向倾斜的平行狭缝(41)分离的向下流动的冷却气流(A2)混合，并在高堵塞比肋片(4)后面产生一个较小的回流区(A3)，抑制了横流(B)的发展从而强化换热；同时，平行狭缝41结构在保证了增强换热效果的同时，冷却气流通过平行狭缝41后，减小冷却气流流动阻力，降低冷却气流的压力损失；
接着一部分冷却气流进入气膜孔(5)内继续进行对流换热，随后喷吹至气膜孔(5)外壁面形成气膜，阻止高温燃气对气膜孔板(6)的烧蚀，另外一部分冷却气流由叶片尾缘的排气腔排出。
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| CN115045719A (zh) * | 2022-06-20 | 2022-09-13 | 大连理工大学 | 一种采用新月盾鳞复合冷却结构的涡轮叶片 |
Citations (7)
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|---|---|---|---|---|
| WO1999014465A1 (de) * | 1997-09-18 | 1999-03-25 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenschaufel sowie verwendung einer turbinenschaufel |
| CN107035421A (zh) * | 2017-06-01 | 2017-08-11 | 西北工业大学 | 一种带有阵列针肋的涡轮叶片尾缘扰流半劈缝冷却结构 |
| CN108425705A (zh) * | 2018-01-23 | 2018-08-21 | 中国科学院工程热物理研究所 | 一种双层壁冷却与气膜冷却组合式透平叶片结构 |
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2021
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|---|---|---|---|---|
| CN115045719A (zh) * | 2022-06-20 | 2022-09-13 | 大连理工大学 | 一种采用新月盾鳞复合冷却结构的涡轮叶片 |
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