[发明专利]一种旋转状态下具有非对称肋片参数的涡轮叶片内冷通道

说明书

技术领域

在航空发动机中，高温部件的冷却设计很大程度上决定了整机性能和可靠性。本发明涉及一种具有非对称肋片参数的冷却通道，该冷却通道主要应用于航空发动机涡轮叶片中部。其整体冷却效果将比当前涡轮叶片所普遍采用的对称肋冷却通道提高15％以上。

背景技术

提高燃气涡轮发动机的热效率和推重比的最有效方法就是提高涡轮前温度。当前涡轮前温度最高已经超过2100K，如此高的温度已经远超现有金属材料的允许温度。不仅如此，涡轮叶片在高转速下工作(转速通常可达10000rpm以上)，处于非常高的离心力场中。在如此恶劣的工作环境下要保证叶片正常、可靠、长期的工作，就必须对涡轮叶片进行有效的冷却，保持最佳的热应力状态。在现代燃气涡轮发动机中，高压涡轮叶片内部的冷却通道从结构上一般分成三个部分(附图1)：在叶片前缘，采用了冲击和气膜冷却形式；在叶片中部，采用带肋的回转通道(5)(6)使冷却气体与叶片节进行对流换热；在叶片尾缘，冷却气体经扰流柱后排向燃气通道。涡轮叶片冷却的原则是热端部件的总体温度尽可能低以及热端部件内部的温差尽量小。就转子叶片中部内冷通道而言，旋转使得其内部的流场和温度场呈现出强烈的非对称性。从优化设计的角度讲，如果把换热面的流动和温度条件作为约束条件，换热效果作为目标函数，换热面的换热结构和结构参数作为设计变量，那么非对称的流动与温度分布对应的优化换热结构也必然是非对称的。目前真实发动机转子叶片内冷通道的换热结构和结构参数仍然采用对称结构。这种对称布局并不能满足热端部件总体温度低的原则，也无助于减小热端部件的内部温差。

发明内容

本发明的目的是提供一种适用于燃气涡轮发动机转子叶片的内冷通道，包括相对于旋转轴而言的径向出气段(6)、相对于旋转轴而言的径向进气段(5)，相对于旋转方向而言的通道前缘(3)、相对于旋转方向而言的通道后缘(4)、肋片(2)。本发明内冷通道的新特点在于：径向出气段后缘面的肋片间距p与肋高e之比小于前缘面，径向进气段前缘面的肋片间距p与肋高e之比小于后缘面。该冷却通道径向出气段(6)前缘面(3)的肋间距-肋高比p/e在7～12之间，后缘面(4)的肋间距-肋高比p/e在3～6之间；径向进气段(5)前缘面(3)的肋间距-肋高比p/e在3～6之间，后缘面(4)的肋间距-肋高比p/e在7～12之间。而且，其肋片形式不限于直肋结构，其他形式的肋片，只要前后缘采用了不同的肋片间距，都可以认为是本发明的内容，如斜肋、V肋等。

本发明充分考虑了在旋转状态下通道内流动、换热区别与静止状态下的特性，实现旋转状态下叶片带肋内冷通道的优化设计，其优点在于：(1)适当缩小了哥氏力所指面(径向出气段后缘面和径向进气段前缘面)的肋片间距-高度比p/e，利用了哥氏力对肋间涡的压缩作用实现增强换热的目的；(2)适当增加了哥氏力所背离面(径向出气段前缘面和径向进气段后缘面)的肋片间距-高度比p/e，利用了哥氏力对肋间涡的扩张作用实现增强换热的目的；(3)前后缘面的肋片参数都针对其所处近壁流场条件进行了独立优化，从而实现了整体换热的增强。

附图说明

图1是典型涡轮叶片冷却结构。

图2是径向出气段常规肋片布局与本发明的肋片布局对比图。

图3是径向进气段常规肋片布局与本发明的肋片布局对比图。

图中：      1.叶片前缘      2.肋片        3.通道前缘    4.通道后缘5.径向进气段    6.径向出气段    7.叶片尾缘    8.肋间涡      p.肋间距e.肋高

具体实施方式

下面将结合附图对本发明作进一步的详细说明。

参见图1所示，本发明主要应用于航空发动机涡轮叶片中部冷却通道，其中既包括径向出气段(6)，也包括径向进气段(5)。涡轮叶片冷却通道的前缘(4)和后缘(4)的定义与叶片本体的前缘(1)和尾缘(7)的定义有所不同，其区别如图1所示。在本说明中除非特别指明，所提及的前缘和后缘皆表示冷却通道的前缘(3)和后缘(4)。

本发明所提供的冷却通道增强换热的基本原理如下：