[发明专利]一种贯穿缝型的半劈缝尾缘冷却结构及涡轮叶片

说明书

本发明提出一种贯穿缝型的半劈缝尾缘冷却结构，设置在涡轮叶片尾缘区域，通过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设置若干分隔肋而形成；在分隔肋上开有沿冷却气流流向的贯穿缝；贯穿缝的中心线与尾缘冷气进气腔的中心线平行。本发明针对分隔肋的冷却需求，在分隔肋上开有矩形冷却孔，冷却气流在尾缘冷气腔出口处分成两部分，主体部分经出流缝冷却劈缝表面，剩余部分通过矩形冷却孔，冷却气流与分隔肋内部的对流换热冷却分隔肋，同时也增强与尾缘吸力面内壁面的内部换热，增强分隔肋处与吸力面侧的换热强度，提高尾缘的整体综合冷却效果。同时，本发明采用的分隔肋冷却孔结构简单，便于加工，具有较好的可实施性。

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，涉及一种贯穿缝型的半劈缝尾缘冷却结构。

背景技术

不加力超声速巡航是第四代战斗机最重要的技术特征之一，要实现这一技术，涡轮前温度需要进一步提高。与前代战斗机相比，第四代战斗机的热负荷会有较为明显的增加，因此高效的冷却系统设计受到越来越多的重视。涡轮叶片尾缘作为典型的狭缝冷却区域，在此进行冷却设计是最具挑战的，因为尾缘区域相对较小且较薄，压力面和吸力面热负荷均较大。因此，随着燃气温度的大幅提升，寻求冷却效果更佳的冷却结构是设计涡轮叶片尾缘区域传热与冷却技术的重要前提。

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。

在文献“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9期，2077-2087页)中，作者使用压力敏感漆技术和瞬态热色液晶测量技术实验研究了直肋对扩张型尾缘半劈缝表面的绝热气膜效率和对流换热系数的影响，研究结果表明直肋型尾缘半劈缝冷却结构可有效提升1.45～2倍的壁面热流密度，有效提升尾缘区域的综合冷却效果。

尽管在劈缝表面布置直肋可以增强叶片尾缘的换热系数，但日渐提高的涡轮前温度对叶片尾缘的冷却设计提出了更高的要求。分隔肋作为尾缘半劈缝的重要部分，一方面可以保持唇板上主流流动的连续性，减少气动损失，但另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，导致其表面的气膜冷却效率偏低，极易产生烧蚀现象，而目前对叶片尾缘气膜冷却的研究主要针对尾缘半劈缝表面，缺少对分隔肋冷却的研究。因此发展和创新涡轮叶片尾缘高效冷却结构，需要考虑尾缘半劈缝结构的分隔肋的冷却效果。

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表面的冷却，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，本发明提出一种贯穿缝型的半劈缝尾缘冷却结构。

本发明的技术方案为：

一种贯穿缝型的半劈缝尾缘冷却结构，设置在涡轮叶片尾缘区域，通过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设置若干分隔肋而形成；

其特征在于：

在所述分隔肋上开有沿冷却气流流向的贯穿缝；所述贯穿缝的中心线与尾缘冷气进气腔的中心线平行。

进一步的，尾缘冷却气流在流出尾缘冷气腔后，冷却气流从出流缝中喷射出，覆盖在半劈缝壁面上形成冷却气膜；另外尾缘冷却气流也流入贯穿缝，通过内部换热将分隔肋与尾缘近吸力面侧壁面内的热量导出，从而起到冷却分隔肋与尾缘吸力面的作用。

进一步的，在冷却气流流出贯穿缝时，通过缝外冷气喷射冷却分隔肋外表面。

进一步的，所述贯穿缝采用矩形冷却孔形式，且在矩形孔内上下壁面布置有等距分布的直肋；在矩形冷却孔内部布置直肋的情况下，冷却气流流经冷却孔时在直肋后方靠近壁面处形成流动涡，可以增强内部对流换热效果。