[发明专利]涡轮叶片

说明书

一种涡轮叶片，其具有改进的端壁冷却结构，其中在端壁内周面形成的进气空隙和在端壁的外周面形成的两条出气槽，进气空隙与两出气槽分别连接并分别形成弯折的气路，设0％Cax为轴方向上的该涡轮叶片的前缘位置，100％Cax为轴方向的该涡轮叶片的后缘位置，0％P作为该涡轮叶片压力面的前缘位置，100％P作为与该涡轮叶片压力面相对的相邻涡轮叶片的吸力面上的前缘位置，P为叶片节距，Cax为叶片轴向弦长，该冷却结构的中心在端壁的外周面上距该涡轮叶片的前缘位置的轴向距离为10％Cax～15％Cax且周向距离为30％P～35％P，进气空隙的周向长度为10％～12％P，出气槽的周向长度为10％～12％P且轴向宽度h为10％～14％Cax。

技术领域

本发明涉及涡轮叶片，尤其涉及涡轮叶片的冷气结构。

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。

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。研究表明，为了防止主流燃气倒灌入侵，需要为槽缝射流提供足够的射流动量，大部分泄漏流离开槽缝后在马蹄涡的作用下立刻会朝向叶片吸力面迁移。因此，槽缝泄漏流主要对端壁通道的吸力面侧进行冷却，很难冷却通道压力面，特别是前缘压力面角区。为了加强对通道压力面的冷却，传统方法是在前缘靠近压力面布置离散气膜孔。然而，气膜孔出流冷气在前缘位置掺混后容易形成对气膜冷却性能不利的肾形涡对。此外，有限的离散气膜孔由于冷气出流动量较高，极易在通道涡的卷吸作用下抬离壁面，难以实现对前缘压力面角区的气膜覆盖。

发明内容

本发明的目的在于提供一种涡轮叶片，其具有改进的端壁冷却结构。

根据本发明的高压涡轮，包括端壁以及设置在端壁上的涡轮叶片，其中，所述端壁具有对应一涡轮叶片的冲击－槽缝式冷却结构，所述冷却结构包括在所述端壁内周面形成的进气空隙和在所述端壁的外周面形成的两条出气槽，所述进气空隙与两所述出气槽分别连接并分别形成弯折的气路，所述两条出气槽沿所述端壁的周向平行设置，由该所述两条出气槽中心连线的中心为该冷却结构的中心，设0％Cax为轴方向上的该涡轮叶片的前缘位置，100％Cax为轴方向的该涡轮叶片的后缘位置，0％P作为该涡轮叶片压力面的前缘位置，100％P作为与该涡轮叶片压力面相对的相邻涡轮叶片的吸力面上的前缘位置，P为该高压涡轮的叶片节距，Cax为该涡轮叶片的轴向弦长，所述中心在所述端壁的所述外周面上距该涡轮叶片的所述前缘位置的轴向距离为10％Cax～15％Cax且周向距离为30％P～35％P，所述进气空隙的周向长度为10％～12％P，所述出气槽的周向长度为10％～12％P且轴向宽度h为10％～14％Cax。

在一实施例中，所述进气空隙为进气槽或者与所述进气槽具有等效进气面积的多个冲击孔。

在一实施例中，所述出气槽的缝宽为0.35mm～0.45mm，所述进气槽的缝宽为1.2～1.5d。

在一实施例中，所述进气槽与该高压涡轮的轴线夹角为90度，所述出气槽与该高压涡轮的轴线夹角为60°～90°。