[发明专利]带有穿孔肋的涡轮叶片尾缘冷却结构及方法和燃气轮机

说明书

一种带有穿孔肋的涡轮叶片尾缘冷却结构，其特征为：在涡轮叶片尾缘区域设置有尾缘半劈缝结构，所述尾缘半劈缝结构由尾缘冷气进气腔，分隔肋冷却孔进气孔，尾缘半劈缝表面，尾缘分隔穿孔肋，尾缘分隔肋冷却孔组成，所述尾缘半劈缝结构是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若干穿孔肋形成的。本发明的带有穿孔肋的涡轮叶片尾缘冷却结构的冷却效果均优于常规叶片尾缘，小吹风比情况下提高明显，大吹风比情况下趋于接近，近下游带穿孔肋的叶片尾缘比常规叶片尾缘冷却效率提高近40%，整体提高约20%左右。

技术领域

本发明涉及燃气轮机涡轮叶片冷却技术领域，具体涉及一种带有穿孔肋的涡轮叶片尾缘冷却结构的制备方法和燃气轮机。

背景技术

航空发动机和燃气轮机性能的提升很大程度上依赖于涡轮进口燃气温度的提高，由于燃气温度已远远超过涡轮叶片所用的超级耐热合金材料的耐热极限，为确保涡轮叶片在超限高温环境下有足够的安全可靠性和服役寿命，需对其采取高效的冷却措施。就增强冷却性能而言，涡轮叶片尾缘是最具挑战性的区域之一，其需要在相对较小且较薄的部位进行冷却，且尾缘的压力面侧和吸力面侧的热负荷都很高。因此为了保证尾缘的结构完整性能够在发动机服役期间内不被高温燃气烧蚀破坏，必须对其进行高效冷却设计。

半劈缝冷却结构是将叶片尾缘压力面的部分壁面切去，只保留吸力面侧的壁面以及若干分隔肋，从而将原来的全缝式内部冷却结构变为若干切向出流缝，冷气从切向缝中喷射出覆盖在半劈缝壁面上形成冷却气膜，该种结构在确保尾缘完整性和空气动力学的需求的同时，可有效增强冷却性能。目前，研究学者们已经从内部扰流柱、唇板造型、分隔肋形状等几何参数的改进上有效提升了尾缘半劈缝表面的气膜冷却效率，但是其对气膜冷却的研究仅限于针对涡轮叶片尾缘的半劈缝表面，而分隔肋表面的气膜冷却效率偏低，且换热强度较大，以及吸力面侧无显著降低壁温的途径。因此发展和创新涡轮叶片尾缘高效冷却结构，还需考虑尾缘半劈缝结构的分隔肋的冷却效果。

发明内容

为了避免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及吸力面的影响、气动性能以及加工工艺，本发明提出一种带有穿孔肋的涡轮叶片尾缘冷却结构。其特征为：在涡轮叶片尾缘区域设置有尾缘半劈缝结构，所述尾缘半劈缝结构由尾缘冷气进气腔1，分隔肋冷却孔进气孔2，尾缘半劈缝表面3，尾缘分隔穿孔肋4，尾缘分隔肋冷却孔5组成，所述尾缘半劈缝结构是将涡轮叶片尾缘压力面6的部分壁面切去，只保留吸力面一侧的壁面3以及若干穿孔肋4形成的。所述尾缘冷气进气腔1由尾缘冷气进气口11和尾缘压力面冷却口12组成，所述尾缘冷气进气孔11和尾缘压力面冷却孔12为长方形孔，所述尾缘分隔穿孔肋4由沿冷却气流流向带有贯穿的冷却孔41的分隔肋42组成；所述冷却孔41由分隔肋冷却孔进气孔2和尾缘分隔肋冷却孔5组成，所述分隔肋冷却孔进气孔2和尾缘分隔肋冷却孔5为圆形孔，所述分隔肋冷却孔进气孔2和尾缘分隔肋冷却孔5中心线重合；其流动特征在于：部分冷却气流从尾缘冷气进气孔11流入，流经尾缘冷气进气腔1从尾缘压力面冷却孔12中喷射出覆盖在半劈缝壁面3上形成冷却气膜，另有部分冷却气流从穿孔肋的分隔肋冷却孔进气孔2流入，流经穿孔肋的冷却孔41，从而冷却分隔肋上表面和吸力面侧，然后从尾缘分隔肋冷却孔5流出。

一种带有穿孔肋的涡轮叶片尾缘冷却结构要求：尾缘半劈缝结构的尾缘冷气进气腔高度h的取值范围为0.3~0.8mm，尾缘冷气进气腔宽度L与尾缘冷气进气腔高度h比值范围在3~10之间；相邻两个尾缘冷气进气腔的展向间距p的取值范围为1~3mm；尾缘分隔肋冷却孔的截面直径d的取值范围为0.05~0.2mm，尾缘分隔肋冷却孔的截面中心距相邻尾缘冷气进气腔的展向边间距p1=0.5p，尾缘分隔肋冷却孔的截面中心距相邻尾缘冷气进气腔的上边间距h1=0.5h。

本发明还公开一种带有穿孔肋的涡轮叶片尾缘冷却结构的制备方法和燃气轮机。

有益效果