[发明专利]一种尾缘带有肋上冷却孔的涡轮导叶结构

说明书

本发明提出了一种尾缘带有肋上冷却孔的涡轮导叶结构，通过在分隔肋上开冷却孔，冷却气流在通过冷气出流缝后，部分冷却气可以通过分隔肋上的冷却孔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；优选冷却孔采用倾斜式冷却孔，通过倾斜式冷却孔能够是贯通冷却孔的保留一定的冷却气流流速，有利于减弱分隔肋影响下产生的冷气角涡，在一定程度上可以削弱脱落涡与角涡的相互作用，增强分隔肋附近的气膜冷却效率。本发明设计合理，结构简单，在分隔肋侧壁面上布置简单的圆柱形冷却孔，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冷却孔的涡轮导叶结构。

背景技术

涡轮叶片尾缘是叶片典型的高温部位，是最容易受热腐蚀而损坏的部位之一，其冷却结构的设计难度非常突出，设计高效的尾缘气膜冷却结构是保证涡轮叶片稳定工作的重要措施。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，同时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，提高气膜冷却效率。而对应分隔肋自身而言，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。

文献“直肋对扩张型尾缘半劈缝气膜冷却特性影响的实验研究”(推进技术，2020年，第41期，2077页—2087页)在对原始劈缝结构表面的流动换热分析中揭示了在缝出口处冷气由于分隔肋侧壁面的阻隔，会产生冷气涡流，进而会与唇板脱落涡相互影响，对劈缝表面的气膜覆盖会产生不利影响。中国发明专利申请公开CN112177682A披露了一种采用波浪式隔肋的涡轮叶片尾缘劈缝冷却结构，通过将尾缘分隔肋的形状由传统直肋变为波浪式分隔肋，增加了冷气通道的长度，增强了换热。但这样的结构改变了原先应用较为成熟的直肋型分隔肋，仅考虑了分隔肋形状的改变对换热特性的影响，且在尾缘狭小的空间内将直肋变为波浪形肋，给加工带来了一定的困难。

综上可知，如何设计一种不影响劈缝表面气膜冷却效果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，是本领域亟需解决的问题。

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冷却孔的涡轮导叶结构。

本发明的技术方案为：

所述一种尾缘带有肋上冷却孔的涡轮导叶结构，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：在分隔肋上具有若干侧向贯穿分隔肋的通孔，通孔将分隔肋两侧尾缘半劈缝表面空间连通。

进一步的，多个所述贯穿分隔肋的通孔沿着分隔肋两侧尾缘半劈缝表面布置，多个所述贯穿分隔肋的通孔的中心线组成的平面平行于尾缘半劈缝表面，以充分利用通过冷气出流缝后的冷却气流。

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。