[发明专利]一种在压力面具有台阶缝冷却结构的涡轮导叶

说明书

技术领域

本发明涉及一种用于航空发动机和燃气轮机高温部件的冷却结构，特别涉及适用于涡轮导叶。

背景技术

涡轮叶片是航空发动机的重要热端部件，尤其是导向器叶片直接承受燃烧室出口高温燃气的冲击。目前先进发动的涡轮前进口温度已经达到2000K左右，比压气机涡轮叶片金属材料的熔点高400K，可见冷却设计的重要性和迫切性。先进的冷却可使高温部件承受更高的温度，使发动机的寿命更长、可靠性更高。

传统的涡轮叶片的冷却方式大都采用气膜冷却的方式来进行。气膜冷却是由叶片壁面上的气膜孔喷出冷却气流，在表面形成一层冷气膜，来阻隔主燃气对壁面的加热，同时还可以阻隔主燃气对叶片材料的腐蚀。由于具有很好的冷却效果，气膜冷却在燃气轮机涡轮叶片的冷却上得到了广泛的应用。如何更有效的组织气膜冷却，减少冷气消耗，提高冷却效果，一直是设计者关注的重要问题。研究发现，影响气膜冷却效果的一个重要几何因素是气膜孔的倾角。正因为气膜孔的出流倾角的存在，使得出流的冷却气流存在着垂直于冷却壁面的速度分量，该速度分量会和来流的高温燃气掺混时产生马蹄形的流动涡，流动涡会使得冷气和高温燃气快速地掺混，从而使冷气变成掺混后的温度升高的混合气，该混合气对高温壁面的冷却效果要大大低于冷气的效果，因此涡流的存在使得出流冷气的冷却能力大大下降。要想提高气膜冷却的冷却效果，就需要减少这种马蹄涡，这可以通过改变冷气的出流倾角来实现，从而提高冷气对高温壁面的覆盖，减少和燃气的掺混。现有的气膜孔由于要从冷气腔中通过壁面上的冷却孔出流到高温壁面外部，则必须通过在高温壁面上的一定孔径的孔才能流出，也就意味着采用这种结构必然会使得气膜出流存在着垂直于高温壁面法向方向的流动，从而一定会产生造成冷气和燃气掺混的马蹄涡，使得冷却效果下降。为了改变这种流动结构的产生，避免出现垂直于冷却壁面法向流动的情况，本发明提出了一种新型的冷却结构，该冷却结构的冷气从冷气腔中的出流方向是以和叶片的轴向方向与叶片表面相切的方向，冷气出流方向和需要保护的高温壁面表面平行可大大抑制马蹄涡的产生，使冷气覆盖面更大，从而获得较好的冷却效果。

同时由于这种结构的冷气出流和高温主流燃气的流动方向一致，加之冷气压力要高于主流燃气的压力，因此当冷气出流到主流燃气中时会带入较多高能量的流体。在合适的出流结构以及冷气和主流的吹风比条件下，由于注入高能量的气流，这种出流结构不但不会因为冷气的出流产生损失，而且还可以比没有冷气出流的时候减少流动损失，从而在提高冷却效果的条件下，保证涡轮整体气动性能不至于降低，因此本发明的结构能够同时保证冷却效果和气动效率。由于燃气在涡轮的压力面都始终保持的是正压力梯度，因此冷气的出流缝的相对宽度需保持在较小的范围就可以保证冷却气膜在叶片表面很好的覆盖。通过研究，冷却气膜出流缝的宽度在和冷气和燃气的吹风比以及燃气雷诺数定义的一定范围内可同时获得较好的冷却性能和气动性能。

发明内容

本发明的目的是提供一种用于航空发动机和燃气轮机涡轮导叶的缝气膜冷却结构。该冷却结构包括叶片基体(1)、冷气出流缝(2)、连接肋(3)，其特征在于：出流缝(2)是由位于叶片基体(1)的外片(5)和内片(6)构成的，由外片(5)和内片(6)在叶片表面外形上构成了一个台阶式的气动外形，该冷却结构位于叶片压力面前缘段(7)，该段位于第一腔隔板(8)和叶片前缘驻点(4)之间的叶片压力面上，同时该冷却结构也布置于叶片压力面中部段(10)上，该段位于叶片压力面第一冷气腔(13)的第一腔隔板(8)和第二冷气腔(14)的第二腔隔板(9)之间的位置上，该冷却结构的出流缝(2)中，叶片基体(1)的外片(5)和内片(6)之间在叶片高度上布置有3～10个连接肋(3)进行连接，且保证有两条连接肋分别分布于叶片顶端(11)和叶片根部(12)上，连接肋(3)在叶片径向高度方向的长度为0.5mm～5mm之间，出流缝(2)的缝宽为S，其中位于叶片压力面前缘段(7)的出流缝(2)缝宽S计算式为：S＝5.68/(M·Re^0.78)，位于压力面中部的出流缝(2)缝宽计算式为：S＝4.23/(M·Re^0.78)，这两式中，S表示出流缝(2)宽，M为冷气和高温燃气(15)的吹风比，Re为高温燃气(15)雷诺数。