[发明专利]一种强化涡轮静叶端壁泄漏流冷却的预旋结构有效

专利信息
申请号: 202110446869.9 申请日: 2021-04-25
公开(公告)号: CN113153447B 公开(公告)日: 2023-08-01
发明(设计)人: 杨星;丰镇平 申请(专利权)人: 西安交通大学
主分类号: F01D9/04 分类号: F01D9/04;F01D17/16;F01D25/00;F01D25/12;F01D25/14
代理公司: 西安智大知识产权代理事务所 61215 代理人: 何会侠
地址: 710049 陕*** 国省代码: 陕西;61
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摘要:
搜索关键词: 一种 强化 涡轮 静叶端壁 泄漏 冷却 结构
【说明书】:

发明公开了一种强化涡轮静叶端壁泄漏流冷却的预旋结构,包括涡轮静叶、静叶端壁、静叶端壁上游盘腔间隙和预旋结构;预旋结构为涡轮静叶缩小数倍后反向安装于叶栅通道进口前的端壁上而组成的收缩通道;泄漏流由静叶端壁上游盘腔间隙流向叶栅通道时,首先在预旋结构中产生与端壁横向压力梯度方向相反的速度分量,并且被加速后形成指向端壁通道压力面侧具有更大动量的泄漏流,从而有利于扩大泄漏流对端壁的冷却覆盖面积。本发明解决了泄漏流只能覆盖端壁通道吸力面侧狭小区域的技术难题,数值模拟结果发现,与无预旋结构的端壁相比,本发明预旋结构在相同泄漏流流量下可以很好地覆盖端壁压力面侧,并且总体上将泄漏流的冷却有效度提高约150%。

技术领域

本发明涉及一种航空发动机涡轮静叶端壁泄漏流冷却的预旋结构,目的是为了增大涡轮静叶端壁泄漏流的覆盖面积,提高其冷却性能,属于航空发动机涡轮叶片冷却技术领域。

背景技术

航空发动机涡轮端壁的外部冷却一般采用端壁上游的泄漏流冷却和端壁通道中的离散气膜冷却。然而与涡轮叶栅通道主流的流动不同,端壁附近的流动呈现强烈的三维复杂流动;此外,端壁表面还存在周向(横向)压力梯度以及横跨端壁通道的横流,致使端壁表面的冷气通常会被扫略至端壁通道吸力面侧的狭小区域内,从而使得冷气对端壁的覆盖面积变窄,冷却有效度明显下降。因此在涡轮部件的冷却设计中,端壁的热防护问题一直以来都是学术研究的热点和工程设计的难点。

用于端壁冷却的泄漏流主要来源于静叶上游的盘腔间隙。在端壁复杂二次流的作用下,泄漏流基本上只能冷却端壁通道进口吸力面侧很小的三角区域,虽然增加冷气量可以增大泄漏流对端壁的覆盖面积,但冷气量增加即会带来压气机耗功的增加,也会增大涡轮部件的气动损失,最终导致航空发动机的整机性能下降。目前,有关端壁泄漏流的研究主要集中在盘腔间隙结构、位置、宽度以及射流角对端壁泄漏流冷却的影响,而有关提高端壁泄漏流冷却性能的研究和技术报告十分少见。杨星等人(doi:10.1115/1.4050413)基于仿生微结构设计了一种提高端壁泄漏流冷却性能的三角直微肋,但该仿生微结构同时也会带来端壁表面换热系数的大幅提高,最终使得端壁综合冷却有效度的提高幅度有限。

发明内容

为了削弱横向压力梯度和二次流对涡轮静叶端壁泄漏流冷却的不利影响,弥补现有端壁冷却设计中泄漏流冷却强化技术的匮乏,本发明提出了一种强化涡轮静叶端壁泄漏流冷却的预旋结构,在提高端壁泄漏流冷却有效度的同时,通过诱导反向涡系来抑制端壁附近的二次流,从而降低端壁表面的换热系数,进而大幅提高端壁泄漏流的综合冷却性能。

本发明解决上述技术问题所采用的技术方案如下:

一种强化涡轮静叶端壁泄漏流冷却的预旋结构,在涡轮静叶1进口的静叶端壁2上安装了泄漏流5的预旋结构4;所述预旋结构4是由涡轮静叶1缩小数倍后的多个叶片沿静叶端壁2周向排列组成的多个收缩通道,且泄漏流5在收缩通道中的流动方向与端壁通道中的压力梯度或者横流的方向相反,即由叶栅通道的吸力面指向压力面,目的是为了给泄漏流5提供更大的指向叶栅通道压力面侧的射流动量,以利于对端壁通道的压力面侧提供冷却保护;泄漏流5由静叶端壁上游盘腔间隙3流向叶栅通道时,首先流经安装于端壁2上游的预旋结构4,发生流动的加速和方向的改变,随后流向端壁通道压力面侧,对该区域形成冷气覆盖;泄漏流5在叶栅通道中向下游迁移时,在端壁通道压力面指向吸力面的横向压力梯度和横流的作用下,泄漏流5逐渐向叶栅通道的吸力面侧迁移,从而扩大泄漏流5在端壁表面的冷却覆盖面积。

所述涡轮静叶1的缩小倍数取决于静叶端壁上游盘腔间隙3与涡轮静叶1前缘之间的距离和涡轮静叶1的相对大小,缩小倍数为7~10倍。

所述的预旋结构4为多支缩小后的叶片沿静叶端壁2周向排列组成多收缩通道结构,目的是为了提高泄漏流流出预旋结构时的射流动量,使得泄漏流有足够的动量克服端壁通道中的横向压力梯度,到达端壁通道的压力面侧,同时也是为了通过对泄漏流的加速来降低泄漏流的静温,更有利于对端壁的冷却保护;收缩通道的节距Py为0.08~0.1倍的涡轮静叶1的叶栅节距P。

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