[发明专利]一种雪花状涡轮叶片冷却结构

说明书

本发明提供了一种雪花状涡轮叶片冷却结构，包括多个雪花状冷却单元，所述雪花状冷却单元包括冷却气供气孔，以及，以所述冷却气供气孔为中心起点呈辐射状向外径向延伸的多个供气主通道，分支通道，所述供气主通道的中部两侧均连接所述分支通道的起始端，所述分支通道的末端与相邻的所述分支通道的末端连通；气膜孔，所述供气主通道的起始端和末端，以及所述分支通道的末端均连接所述气膜孔。本发明可以有效增加叶片内部换热强度，同时均匀的供气流路，可以有效降低叶片温度梯度，从而提高叶片的承温能力。

技术领域

本公开涉及燃气轮机涡轮叶片技术领域，尤其涉及一种雪花状涡轮叶片冷却结构。

背景技术

涡轮叶片冷却技术一直是提高燃气轮机性能的一项关键技术。国内外超冷叶片结构发展的趋势是从单层壁冷却到多层壁冷却，从简单对流冷却到复杂冲击+气膜冷却，叶片冷却效率也从0.60提高到0.72，叶片承温能力也从1800K提升到2100K。针对下一代航空发动机的高推重比目标，发动机涡轮前温度将进一步提高到2300K，采用常规的冲击+气膜的双层壁冷却结构，与微小通道相比，存在内部换热强度小，外部气膜覆盖不均匀等缺点，这将直接导致叶片局部超温，甚至烧蚀。

发明内容

有鉴于此，本公开实施例提供一种雪花状涡轮叶片冷却结构，具体涉及一种布置在涡轮静叶压力面上的雪花状冷却散热结构，用以提高涡轮叶片冷却效率达到提高叶片承温能力的目的。该新型冷却结构双层壁间含有多个雪花状冷气通道及末端微小气膜孔冷却单元，通过将该子冷却单元布置到叶片吸力面区域，叶片冷却效率达到0.79，冷却效率提升9.7%，可以大幅提高涡轮叶片的承温能力。

为了实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

一种雪花状涡轮叶片冷却结构，包括多个雪花状冷却单元，所述雪花状冷却单元包括冷却气供气孔，以及，

以所述冷却气供气孔为中心起点呈辐射状向外径向延伸的多个供气主通道，还包括分支通道，所述供气主通道的中部两侧均连接所述分支通道的起始端，所述分支通道的末端与相邻的所述分支通道的末端连通；

还包括气膜孔，所述供气主通道的起始端和末端，以及所述分支通道的末端均连接所述气膜孔。

在一种优选的实施方式中，所述气膜孔倾斜设置在所述供气主通道和所述分支通道上。

在一种优选的实施方式中，所述气膜孔的倾斜角度为35～50°。

在一种优选的实施方式中，所述供气主通道为六根，并且，所述供气主通道的末端分别分布于正六边形的顶角位置。

在一种优选的实施方式中，所述供气主通道的管长L为0.4-0.8mm，管厚H为0.4-0.8mm。

在一种优选的实施方式中，所述分支通道与所述供气主通道之间的夹角为60°。

在一种优选的实施方式中，所述分支通道的管长L为0.2-0.4mm，管厚H为0.4-0.8mm，其中，所述分支通道的管内径小于所述供气主通道的管内径。

在一种优选的实施方式中，所述冷却气供气孔的孔径为1.2-1.5mm。

在一种优选的实施方式中，所述气膜孔的孔径为0.25-0.35mm。

在一种优选的实施方式中，多个所述雪花状冷却单元呈阵列排布，相邻所述雪花状冷却单元之间的径向间距和弦向间距均为6-12mm。

本发明的一种雪花状涡轮叶片冷却结构，其有益效果在于：本发明与常规双层壁冷却结构（层间冷气通道布置有若干圆柱形或椭圆形扰流柱）相比，本发明雪花状的高效复合冷却结构具有换热强度高的特点，其采用中心供气，四周气膜排气的雪花状供气通道可以有效提高内部散热及外部气膜覆盖的均匀性。此外，该雪花状冷却结构还可以增加叶片内、外层壁间的导热面积，可以有效缩小双层壁内外温差，降低叶片温度分布梯度以减小热应力。