[发明专利]一种带有凹槽喷淋前缘冷却的高压涡轮导叶结构

说明书

本发明提出了一种带有凹槽喷淋前缘冷却的高压涡轮导叶结构，包括叶片前缘吸力面、叶片前缘压力面；叶片前缘几何驻点出具有沿叶高方向的凹槽结构，凹槽结构宽度方向两侧与叶片前缘吸力面以及叶片前缘压力面通过倒圆面过渡；在凹槽结构内以及凹槽结构宽度方向两侧的叶片前缘吸力面以及叶片前缘压力面上布置有喷淋冷却结构；喷淋冷却结构为沿叶高方向排列的多排气膜孔。本发明将凹槽应用于叶片前缘，一方面带来更加均匀的气膜覆盖效果，并降低前缘外表面的换热强度，延长叶片使用寿命；另一方面凹槽结构需要削除少部分叶片，符合航空发动机各部件的减重要求。采用本发明的带有凹槽喷淋前缘冷却的高压涡轮导叶结构可以实现更佳更为均匀的冷却效率。

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，涉及一种带有凹槽喷淋前缘冷却的高压涡轮导叶结构。

背景技术

涡轮进口燃气温度的提高对航空发动机性能的提升、发动机推重比的提高起到了关键的作用。目前，先进的军用、民用航空发动机的涡轮前进口燃气温度均已超过2000K，随着航空发动机的进一步发展，涡轮前进口温度会进一步提高，而且国内外对航空发动机安全可靠性、服役寿命的要求也不断提高。可见，为了对高压涡轮导叶进行有效的保护，除了耐高温材料的发展以外，必须对其采取高效的冷却措施。高压涡轮导叶的前缘为高温燃气的冲击滞止区域，其承受热负荷相对较高，且由于导叶前缘区域的燃气流动特征及前缘几何特征，高温燃气朝向壁面的传热速率相对较高，因此针对导叶前缘这一关键传热区域展开换热特性研究极具必要性。

随着航空发动机的快速发展，涡轮进口温度不断提高，先进发动机的涡轮进口温度已达到2000K左右，这已远远超出了涡轮叶片材料的耐热极限。目前，航空发动机中广泛采用气膜冷却技术对涡轮叶片进行冷却。气膜冷却是应用在燃气轮机叶片上的冷却技术，是指内部冷却空气通过离散的孔或槽缝流出，在叶片表面附近形成温度较低的冷气膜，将壁面同高温燃气隔离，并带走部分高温燃气或明亮火焰对壁面的辐射热量，从而起到良好的保护作用，以达到叶片不被高温燃气烧坏的目的。涡轮叶片长期处于高温高压的极端环境中，而前缘区域直接受到高温燃气的冲击，换热系数峰值通常出现在驻点区，热负荷最大，往往是最容易发生烧蚀的区域。因此，研究涡轮叶片前缘区域的流动和换热特性对于温度分布以及叶片寿命的预测是非常关键的。

西北工业大学的赵丹在文献“涡轮叶片前缘新型气膜冷却结构的流动换热机理研究”中研究了凹槽孔在涡轮叶片前缘气膜冷却效率及换热特性的影响，其研究结果表明：相比于前缘无凹槽结构，凹槽结构下前缘表面的气膜覆盖效果显著增强，冷却效率明显提高，而凹槽结构对前缘表面换热特性的影响较小。但其对凹槽结构在叶片前缘的应用特性研究仅限于凹槽孔结构，即槽内仅有一排气膜孔，并没有考虑凹槽对前缘喷淋冷却的影响。基于此背景发展和创新涡轮叶片前缘高效冷却结构，在不增加冷气用量的基础上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。

发明内容

针对高压涡轮导叶的前缘驻点区域换热系数极高以及气膜贴壁性不均匀的问题，本发明提出一种带有凹槽喷淋前缘冷却的高压涡轮导叶结构；该结构在不增加气动损失的条件下可有效减小由于冲击效应引起的前缘驻点的高换热区域，同时使得冷却气体在前缘壁面处形成有效的气膜，从而提升前缘的综合冷却效果，延长高压涡轮导叶的使用寿命，有效提升高压涡轮导叶的工作效率。

本发明的技术方案为：

一种带有凹槽喷淋前缘冷却的高压涡轮导叶结构，包括叶片前缘吸力面、叶片前缘压力面；

其特征在于：

叶片前缘几何驻点出具有沿叶高方向的凹槽结构，凹槽结构宽度方向两侧与叶片前缘吸力面以及叶片前缘压力面通过倒圆面过渡；

在凹槽结构内以及凹槽结构宽度方向两侧的叶片前缘吸力面以及叶片前缘压力面上布置有喷淋冷却结构；

所述喷淋冷却结构为沿叶高方向排列的多排气膜孔。

进一步的，所述凹槽结构型面通过以下方式确定：