[发明专利]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

说明书

本发明提出的一种用于涡轮叶片尾缘的扰流螺纹孔冷却结构，设置在涡轮叶片尾缘区域，通过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设置若干分隔肋而形成；在分隔肋上开有沿冷却气流流向，且贯穿分隔肋的圆柱形冷却孔；圆柱形冷却孔的中心线与尾缘冷气进气腔的中心线平行；圆柱形冷却孔内部带有扰流螺纹。本发明通过螺纹孔内的冷却气流可以对分隔肋内外表面产生显著的冷却效果，通过孔内部的扰流螺纹结构增大换热面积、增强分隔肋内表面的对流换热强度，同时也可以增强吸力面壁面的内部换热，弥补劈缝分隔肋冷却设计的空白，提高尾缘的综合冷却效果。

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，涉及一种用于涡轮叶片尾缘的扰流螺纹孔冷却结构。

背景技术

涡轮进口燃气温度的提高对航空发动机性能的提升、发动机推重比的提高起到了关键的作用。目前，先进的军用、民用航空发动机的涡轮前进口燃气温度均已超过2000K，随着航空发动机的进一步发展，涡轮前进口温度会进一步提高，但国内外对航空发动机安全可靠性、服役寿命的要求却不断提高。可见，为了对高压涡轮导叶进行有效的保护，除了耐高温材料的发展以外，必须对其采取高效的冷却措施。涡轮叶片尾缘作为典型的狭缝冷却区域，所处位置的特别之处需兼顾冷却特性和气动效率的考虑，高效冷却结构的设计与布置受限。随着燃气温度的大幅提升，传统冷却结构备受压力，因此寻求冷却更佳的冷却结构是设计涡轮叶片尾缘区域传热与冷却技术的重要前提。

劈缝冷却结构，作为近年来叶片尾缘冷却设计中的典型结构，是通过切除叶片尾缘压力面侧的部分壁面，且保留吸力面侧的壁面而形成的，壁面间的若干分隔肋而形成的切向出流缝使得冷气从缝口喷射出覆盖在劈缝表面上形成冷气膜。相对于常规的完整尾缘结构，劈缝结构在确保结构完整性和气体动力学的需求的同时，可有效增强其冷却性能。

近年来，关于尾缘劈缝的研究主要集中在提高劈缝表面气膜冷却效率及换热系数方面，而分隔肋作为暴露在外部的结构，其外表面与燃气的换热强度较大且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，导致其表面的气膜冷却效率偏低，但目前针对分隔肋的冷却研究却很少。西北工业大学的魏建生在文献“涡轮叶片尾缘劈缝气膜冷却特性实验研究”中研究了分隔肋形状对劈缝表面气膜冷却特性的影响，研究结果表明：倒斜角肋结构的气膜冷却效率及换热系数均高于普通直肋结构。此项研究虽然研究了分隔肋的几何参数，但落脚点仍然是劈缝表面气膜冷却特性，并未对分隔肋表面的冷却提出解决方案。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。

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表面的冷却，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，本发明提出一种用于涡轮叶片尾缘的扰流螺纹孔冷却结构。

本发明的技术方案为：

一种用于涡轮叶片尾缘的扰流螺纹孔冷却结构，设置在涡轮叶片尾缘区域，通过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设置若干分隔肋而形成；

其特征在于：

在所述分隔肋上开有沿冷却气流流向，且贯穿分隔肋的圆柱形冷却孔；所述圆柱形冷却孔的中心线与尾缘冷气进气腔的中心线平行；所述圆柱形冷却孔内部带有扰流螺纹。

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；另外尾缘冷却气流也流入圆柱形冷却孔，通过孔内螺纹加强换热将分隔肋与尾缘近吸力面侧壁面内的热量导出，从而起到冷却分隔肋与尾缘吸力面的作用。

进一步的，在冷却气流流出圆柱形冷却孔时，通过孔外冷气喷射冷却分隔肋外表面。