[发明专利]一种吸力侧排气的气冷涡轮导叶造型方法

说明书

本发明的目的在于提供一种吸力侧排气的气冷涡轮导叶造型方法，包括如下步骤：1、传统涡轮气动、冷却设计及叶片造型；2、全三维数值计算分析；3、减小各截面尾缘半径，调整尾缘附近叶片外型线；4、设计叶片吸力侧短排气尾缘；5、构建吸力侧排气尾缘截面结构；6、建立吸力面尾缘叶片三维叶型；7、建立排气连接筋；8、全三维数值计算分析，得到涡轮导叶叶型损失、叶片温度数据。本发明的吸力侧排气导叶造型方法能够减小涡轮导叶尾缘厚度，从而降低涡轮导叶叶型损失，改善涡轮导叶气动性能，提高涡轮及整机机组效率，减少能源消耗，从根本上解决传统尾缘中间劈缝排气方式导叶尾迹损失大，涡轮气动效率难以满足要求的难题。

技术领域

本发明涉及的是一种燃气轮机涡轮设计方法，具体地说是涡轮导叶造型方法。

背景技术

燃气轮机具有功率密度大、起动速度快、燃料灵活等优点，广泛应用于工业及海上平台发电、天然气输送、石油化工及冶金等领域，也可作为飞机、船舶及地面交通工具的主要动力装置。

现代高性能燃气轮机为了获得更高的循环效率、更大的功率，燃气初温(涡轮进口温度)不断提高。随着涡轮进口温度的不断提高，其运行温度远远超过叶片材料的熔点温度，如目前已投入运行的最先进的燃气轮机涡轮进口燃气温度已经达到1600℃，先进航空发动机的涡轮进口温度更是超过1800℃。确保燃气轮机涡轮叶片在如此高温环境下能够长时间安全可靠地运行主要有三方面的措施：一是不断提高涡轮叶片材料的耐热等级，二是采用先进的冷却技术以降低叶片温度，三是不断提高涡轮叶片隔热涂层的隔热效果。近年来，涡轮进口温度的提高主要归功于涡轮冷却设计水平的提高，其次是由于高性能耐热合金与涂层材料的发展及生产制造工艺水平的进步。显然，涡轮叶片冷却对提高涡轮进口温度，改善燃气轮机性能起到至关重要的作用。

近年来，随着设计技术的不断进步以及计算流体力学的不断发展，全三维优化设计手段不断在涡轮冷却设计过程中得到应用，涡轮冷却设计体系、设计手段及方法不断丰富与完善，先进的设计技术及冷却结构不断推动着涡轮进口温度的提升，涡轮叶片冷却通道形状也更为复杂。为满足节能减排要求，现代燃气轮机不断追求性能的提升，要求涡轮冷却及气动性能不断改善，涡轮叶片寿命及可靠性不断提高。然而，基于传统涡轮叶片尾缘排气结构的冷却技术难以在降低叶片尾缘温度的同时改善涡轮叶片气动性能。

尽管国内外学者及科研人员在涡轮叶片高效冷却及气动设计方面已开展了大量的研究，对改善涡轮叶片冷却及气动性能、揭示涡轮叶片叶身内部冷却流动机理有了一定的认识，但是这些研究并没有关注在改善涡轮叶片叶身冷却的同时如何改善涡轮叶片叶型损失，也鲜有关于通过导叶尾缘吸力侧排气结构形式降低涡轮叶片尾缘金属温度、改善涡轮导叶气动性能方面的报道。科研人员希望有一种既可以解决涡轮导叶尾缘难以冷却问题又可以有效改善涡轮导叶气动性能的先进尾缘结构形式造型方法。

发明内容

本发明的目的在于提供能解决传统尾缘中间劈缝排气方式导叶尾迹损失大，涡轮气动效率难以满足要求等难题的一种吸力侧排气的气冷涡轮导叶造型方法。

本发明的目的是这样实现的：

本发明一种吸力侧排气的气冷涡轮导叶造型方法，其特征是：

(1)对采用常规设计方法得到的涡轮叶片进行带冷却通道的流热耦合计算，得到涡轮导叶叶型损失、叶片金属温度数据，并将该数据结果作为改进为尾缘吸力侧排气设计计算结果的对比依据；

(2)保持涡轮导叶叶片外型前缘型线、叶背型线及叶盆中前部型线不变；

调整涡轮导叶叶片各截面尾缘半径，减小涡轮导叶叶片各截面尾缘半径至0.5mm—1mm，并调整各截面叶盆后部尾缘附近型线，得到调整后涡轮导叶叶片外型，将该尾缘定义为长排气尾缘；

(3)保持涡轮导叶叶身中前部内部冷却通道及内部冷却结构不变，调整导叶叶片尾缘即长排气尾缘附近冷却排气结构，由减小半径后尾缘即长排气尾缘处沿叶背型线在L长度位置设置短排气尾缘；