[发明专利]一种尾缘带有肋上贯穿缝的涡轮导叶结构

说明书

本发明提出了一种尾缘带有肋上贯穿缝的涡轮导叶结构，通过在分隔肋上开贯穿缝，当冷却气流在通过出流缝以后，部分冷却气可以通过分隔肋上的贯穿缝对分隔肋内部进行冷却，在不增加冷气流量的情况下同时增强了分隔肋内壁面与侧壁面的对流换热强度，提高尾缘的综合冷却效果；优选贯穿缝为斜缝，冷却气流在经过分隔肋时，在分隔肋影响下产生的冷气涡强度会有所减弱，有助于削弱唇板脱落涡与冷气涡流的相互作用，提高分隔肋表面的气膜冷却效率。本发明设计合理，结构简单，在分隔肋侧壁面上开设斜缝，不仅具有良好的传热与冷却特性，且具有较好的加工一体性，更具可实施性。

技术领域

本发明属于燃气轮机涡轮叶片冷却技术领域，具体地说，涉及一种尾缘带有肋上贯穿缝的涡轮导叶结构。

背景技术

航空发动机长期工作在高温高压的恶劣工况下，为使其持续可靠长寿命工作，除了加快研发新材料外，需对其热端部件如涡轮叶片进行有效的冷却。尾缘作为叶片典型的高温部位，因为气动设计的要求，尾缘通常设计得很薄，如何在非常狭小的空间内进行高效地冷却是其冷却设计的主要难题，因此尾缘也是最容易受热腐蚀而损坏的部位。涡轮叶片尾缘气膜冷却特性的研究是近几年来燃气轮机高温部件冷却技术研究中的热点之一，尾缘劈缝结构设计等研究已逐渐成为研究者关注的焦点。

分隔肋，作为尾缘半劈缝的重要结构，可以保持唇板上主流流动的连续性，减少气动损失。专著“高温透平叶片的传热与冷却”(西安交通大学出版社，172页-180页)中对比了分隔肋分别为直肋、倒斜角肋、倒圆角肋和收缩型肋时的劈缝表面冷却效率与换热系数，其研究发现收缩型肋相比其他肋结构可以在一定程度上削弱唇板脱落涡对劈缝表面气膜的影响，得到更优的冷却效率与换热系数分布。但一方面由于分隔肋向后方的延伸强化了对缝出口冷气的整流作用，使得冷气难以向肋上方扩散；另一方面分隔肋的存在会使肋侧壁面附近产生流动角涡，它与唇板脱落涡会产生相互作用，这两方面的共同影响使得分隔肋表面气膜冷却效率偏低，导致分隔肋表面温度较高，进而引发叶片尾缘部位烧蚀。因此发展和创新涡轮叶片尾缘高效冷却结构，进一步提升冷却效果，对于先进高性能航空发动机的研制是非常有必要和有意义的。

中国发明专利申请公开CN111502771A披露了一种带有狭缝直肋的尾缘半劈缝冷却结构，通过在劈缝表面上布置狭缝直肋，提高对流换热系数和换热面积，同时狭缝对冷却气流具有一定导流作用，减少肋前后产生的涡对劈缝表面气膜冷却效率的影响。但这样的带狭缝的直肋结构相当于是对普通扰流直肋的改进，仅对扰流直肋附近冷却气流的流动特性进行优化，并未考虑分隔肋附近的冷流涡及对其的冷却。

因此，如何设计一种不增加冷气流量的同时可以改善分隔肋的冷却及换热，并且具有加工简单、生产成本低的特点的叶片结构，是亟需解决的问题。

发明内容

针对现有技术中尾缘冷却结构的设计阶段忽略了对分隔肋的冷却，对尾缘近吸力面侧的冷却不够完善导致分隔肋表面的冷却效率较低的问题，本发明提出一种尾缘带有肋上贯穿斜缝的涡轮导叶结构。

本发明的技术方案为：

一种尾缘带有肋上贯穿缝的涡轮导叶结构，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分隔肋；

其特征在于：在分隔肋与半劈缝壁面接触的底部具有若干侧向贯穿分隔肋的贯穿缝，贯穿缝将分隔肋两侧尾缘半劈缝表面空间连通。

进一步的，半劈缝尾缘冷却结构的冷气出流缝高度h₁的取值范围为0.3～0.8mm，尾缘冷气出流缝宽度l₁与尾缘冷气出流缝高度h₁比值范围在3～10之间；相邻两个尾缘冷气出流缝的展向间距p₁的取值范围为1.8～4.8mm；所述半劈缝结构的唇板厚度t与冷气出流缝高度h₁的比值在0.2至1.5之间，半劈缝倾斜角在0°至15°之间。