[发明专利]一种带有V型肋的涡轮叶片尾缘扰流半劈缝冷却结构

说明书

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，涉及一种带有V型肋的涡轮叶片尾缘扰流半劈缝冷却结构。

背景技术

尾缘作为涡轮叶片上需要冷却的关键部位之一。一是由于尾缘的结构完整性对于涡轮叶片的气动性能以及寿命可靠性至关重要；二是由于压力面与吸力面的燃气速度在涡轮叶片尾缘部位都达到了相当高的值，而且都处于湍流状态，从而使得尾缘部位对流强度非常大。为了保证尾缘的结构完整性可以在发动机服役期间内不被高温燃气烧蚀破坏，必须对其进行高效冷却。对于目前在役的先进航空发动机，用于尾缘冷却的冷气量已占到高压涡轮叶片总冷却用气量的大约20-30％。

涡轮叶片尾缘的冷却结构主要有全缝冷却结构、离散小孔冷却结构和半劈缝冷却结构三种形式，其中半劈缝冷却结构是将叶片尾缘压力面的一部分壁面切去，只保留吸力面一侧的壁面以及若干分隔肋，从而将原来的全缝式内部冷却结构变为若干切向出流缝，冷气从切向缝中喷射出覆盖在半劈缝壁面上形成冷却气膜，这种结构只需对尾缘吸力面侧壁面进行冷却。在美国专利US6174135中提出对高压涡轮叶片的尾缘采用了两种冷却形式，在叶片温度分布较低的叶片根部区域采用离散小孔冷却结构，而在温度较高的叶片顶部采用半劈缝结构。虽然该结构考虑了叶片根部的结构强度问题，并且通过采用离散小孔使得冷却气体流道的换热面积增加，带走相同的热量需要的冷气量减少，延长了叶片的寿命，但是从涡轮叶片气动性能的角度来看，在强度允许的条件下，叶片尾缘厚度应尽量地薄，以减小涡轮叶片的尾迹损失。受加工工艺的约束，离散小孔冷却结构要求涡轮叶片尾缘必须有足够的厚度才可以实现。而半劈缝冷却结构只有单侧壁面，而且有分隔肋的加强作用，因此可将尾缘设计的比较薄，从而实现较好的气动性能，而且研究表明半劈缝冷却结构的冷却效果也相对较好，因此先进航空发动机涡轮叶片的尾缘多采用半劈缝冷却结构，针对涡轮叶片尾缘半劈缝气膜冷却特性的研究也是近几年来航空发动机高温部件冷却技术研究中的热点之一。但是随着航空发动机燃气温度的不断提高，传统半劈缝结构的冷却能力逐渐地趋于极限，高压涡轮叶片尾缘烧蚀现象时常出现在叶片尾缘的吸力面侧，因此发展和创新涡轮叶片尾缘高效冷却结构，在不增加冷气用量的基础上进一步提升综合冷却效果，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。

发明内容

为了避免现有技术存在的不足，本发明提出一种带有V型肋的涡轮叶片尾缘扰流半劈缝冷却结构；将V型肋结构应用到半劈缝壁面，在不增加气膜出流量的前提下，通过扰流结构提高气膜对流换热系数以及换热面积、增强半劈缝气膜冷却的对流换热强度，从而提高叶片尾缘的综合冷却效果。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:包括叶片尾缘吸力面、叶片尾缘压力面、尾缘半劈缝壁面、分隔肋、连续V型肋，其特征是在叶片尾缘压力面切除部分壁面，保留叶片尾缘吸力面一侧的壁面与间隔的分隔肋形成多个半劈缝结构，半劈缝结构的唇板厚度t与冷气出流缝高度s的比值为0.2～1.5，半劈缝倾斜角为0～15°,冷却气流从冷流出口中喷射出覆盖在尾缘半劈缝壁面上形成冷却气膜；所述连续V型肋等间距均布设置在冷流出口部位的尾缘半劈缝壁面，且与相邻的两个分隔肋相连；所述连续V型肋的肋高h与冷气出流缝高度s比值为0.1～0.5，肋宽l与肋高h的比值为0.6～1.5，连续V型肋的流向间距x与肋宽l的比值为6～10。

所述连续V型肋由两个相互对称的肋片组成，肋片的斜置导流角为30～75°，连续V型肋的开口与流向一致或相反。

所述连续V型肋的数量根据尾缘劈缝壁面的流向长度L、连续V型肋的流向间距x、肋宽l、肋高h和导流角确定。

有益效果

本发明提出的一种带有V型肋的涡轮叶片尾缘扰流半劈缝冷却结构，通过在半劈缝壁面布置V型肋结构产生强化传热效果，在不增加气膜出流量的前提下，通过扰流结构提高气膜对流换热系数以及换热面积、增强半劈缝气膜冷却的对流换热强度，从而提高叶片尾缘的综合冷却效果。带有V型肋的涡轮叶片尾缘扰流半劈缝冷却结构，是在叶片尾缘压力面切除部分壁面，保留叶片尾缘吸力面一侧的壁面与间隔的分隔肋形成多个半劈缝结构，设计合理；冷却气流从冷流出口中喷射出覆盖在半劈缝壁面上形成冷却气膜，有效地降低吸力面的最高温度和平均温度，避免涡轮叶片的吸力面高温烧蚀。在半劈缝壁面布置简单的V型肋结构，不仅具有良好的传热特性，且具有较好的加工可实施性，并可应用于各种涡轮叶片中。

附图说明

下面结合附图和实施方式对本发明一种带有V型肋的涡轮叶片尾缘扰流半劈缝冷却结构作进一步详细说明。