[发明专利]适合于燃气轮机的高压涡轮的冷却结构

说明书

一种适合于燃气轮机的高压涡轮的冷却结构，其不仅可以使冷气沿槽缝的出流更加均匀，防止燃气倒灌入侵，另外也加强了端壁前缘近压力面侧的冷却换热。该冷却结构包括叶片端壁的前端面靠近涡轮叶片的吸力面侧布置的阻隔肋；以及叶片端壁的前端面上靠近涡轮叶片的压力面侧布置的多个气膜孔；其中，气膜孔以通孔的形式连接叶片端壁背面的冷却腔，P为涡轮叶片的节距，将0％P作为前端面上轴向对应一个涡轮叶片压力面的前缘侧位置，将100％P作为相对的相邻涡轮叶片的吸力面的前缘侧位置，阻隔肋在周向上分布在前端面上50％～100％P范围内，气膜孔在周向上分布在前端面上0％～50％P范围内。

技术领域

本发明涉及燃气轮机高压涡轮的叶片端壁的冷却结构。

背景技术

随着现代燃气轮机技术的不断发展，为了提高发动机的效率，燃气轮机高压涡轮进口温度也不断提高，目前先进发动机的高压涡轮进口温度均在1700--1850K之间，远远超过金属熔点。为保护高压涡轮叶片，延长其寿命，需要采用多种冷却方式冷却涡轮叶片。

对于涡轮叶片冷却，按冷却部位分为叶片型面冷却和叶片边缘区冷却。叶片边缘区域是指涡轮叶片的端壁、前缘、尾缘以叶顶等流动和换热复杂的区域，这其中尤其又以端壁的流动、换热和冷却设计最为复杂。在先进航空发动机的高压级涡轮中通常采用高负荷设计，叶栅展弦比较低，其端壁面积占到了整个叶栅通道面积的大部分，因此随着涡轮进口燃气温度的提高，再加之现代高效预混低NOx燃烧室出口径向温度剖面更加平缓，这就使得高压级涡轮端壁部位的换热与冷却问题更加突出。

在现代高性能燃气轮机和先进航空发动机中，气膜冷却是常用的冷却技术。在现有的对涡轮叶片端壁的冷却技术中，端壁主流侧冷却方案一般采用端壁上游槽缝泄漏流冷却和端壁通道中离散气膜冷却的组合方案。泄漏流因对端壁上游区域具有较好的冷却效果，近年来已成为端壁冷却研究领域的一个热点，受到了燃气轮机研究者和设计者的广泛关注。在发动机中，泄漏流通常起到两方面的作用：其一，是防止间隙处高温燃气的倒灌入侵，起到密封作用；其二，是对端壁的某些区域起到冷却保护作用。研究表明，槽缝出口面积较大，冷气出流具有更低的动量，并且在叶栅入口上游，主流流动相对简单，冷气与主流掺混更弱，掺混后也不会形成圆柱形气膜孔射流后对气膜冷却性能不利的肾形涡对，因此槽缝泄漏流的冷却效果要远远好于通道中的离散气膜孔，这也是近年来端壁泄漏流冷却被广泛关注的重要原因。端壁上游泄漏流冷却的区域恰好是端壁前缘马蹄涡和通道涡形成和开始迁移的区域，因此槽缝射流也极易受到这两个涡系的影响。泄漏流离开槽缝后大部分泄漏流立刻会朝向叶片吸力面迁移，造成泄漏流对通道压力面的冷却不足。同时，槽缝距离端壁通道入口较近时，由于槽缝出口压力分布非常不均匀，泄漏流沿通道压力面的出流更加困难，这表明槽缝在靠近端壁的压力面侧存在主流倒灌入侵的情况。

发明内容

本发明的目的在于提供一种适合于燃气轮机的高压涡轮的冷却结构，其不仅可以使冷气沿槽缝的出流更加均匀，防止燃气倒灌入侵，另外也加强了端壁前缘近压力面侧的冷却换热。

根据本发明的适合于燃气轮机的高压涡轮的冷却结构，该燃气轮机的燃烧室内环承力壁和位于高压涡轮的叶片端壁的前端面之间的间隙构成了泄漏流冷却用槽缝，所述叶片端壁背面具有接受冷却气流的冷却腔，

所述冷却结构包括：

所述叶片端壁的前端面靠近涡轮叶片的吸力面侧布置的阻隔肋；以及

所述叶片端壁的前端面上靠近涡轮叶片的压力面侧布置的多个气膜孔；

其中，所述气膜孔以通孔的形式连接所述叶片端壁背面的冷却腔，

P为涡轮叶片的节距，将0％P作为所述前端面上轴向对应一个涡轮叶片压力面的前缘侧位置，将100％P作为所述前端面上轴向对应与该涡轮叶片压力面相对的相邻涡轮叶片的吸力面的前缘侧位置，所述阻隔肋在周向上分布在前端面上50％～100％P范围内，所述气膜孔在周向上分布在所述前端面上0％～50％P范围内。