一种高温涡轮叶片前缘伞状涡冷却结构制造技术

一种高温涡轮叶片前缘伞状涡冷却结构，属于涡轮传热领域。本发明专利技术为解决现有涡轮前缘冷却结构的冷却能力不足的问题。本发明专利技术的高温涡轮叶片前缘伞状涡冷却结构，包括涡轮叶身、涡轮叶片前缘、前缘空腔、多个冲击孔和多个伞状涡发生器，以及冲击套筒或者隔板一，前缘空腔位于涡轮叶身内的前缘部位，冲击套筒或者隔板一设置在涡轮叶身内部，多个伞状涡发生器设置在涡轮叶片前缘内壁面，冲击套筒或者隔板一上设有多个冲击孔。本发明专利技术改变了冲击射流的流动状态，加强了冷气的扰动，增强了整体以及局部流动换热能力；改善了局部换热不均匀的情况，并且增加了换热面积。

Front cooling umbrella vortex cooling structure of high temperature turbine blade

The utility model relates to an umbrella vortex cooling structure at the leading edge of a high-temperature turbine blade, belonging to the field of heat transfer of a turbine. The invention solves the problem that the cooling capacity of the existing cooling structure of the turbine leading edge is insufficient. The invention of the leading edge of gas turbine blade cooling structure including vortex umbrella, turbine blade, turbine blade, front cavity, a plurality of impingement holes and a plurality of conical vortex generator, and the impact sleeve or a partition, the front cavity located in the front position within the body of the turbine blade, the impact sleeve or a partition is arranged inside the turbine blade a plurality of conical vortex generator, installed on the inner wall of the leading edge of the turbine blade surface, the impact sleeve or a baffle plate is provided with a plurality of impingement holes. The invention changes the flow state of the impinging jet, strengthens the disturbance of the cold air, enhances the overall and local flow heat exchange capability, improves the partial heat exchange unevenness, and increases the heat exchange area.

【技术实现步骤摘要】
一种高温涡轮叶片前缘伞状涡冷却结构
本专利技术涉及的是燃气轮机涡轮叶片的前缘冷却结构，具体涉及一种高温涡轮叶片前缘伞状涡冷却结构，属于涡轮传热领域。
技术介绍
随着航空技术的发展，涡轮入口燃气温度已超2200K，而现阶段的科技水平生产的叶片材料温度极限仍低于1300K。不断提高涡轮入口燃气温度是发展高性能航空发动机的必经途径，而先进的冷却技术是发展高性能航空发动机的前提和保障。在整个涡轮叶片中，前缘部分直接面对高温燃气来流冲击，是涡轮叶片里承受热负荷最高的区域，工作条件十分恶劣。因此需要高效的冷却技术，防止高温冲击下的叶片烧蚀。叶片前缘常用的冷却结构一般有：冲击冷却和气膜冷却。冲击冷却，是通过一股或多股低温高压气流冲击叶片内壁，在冲击驻点附近形成强势的对流换热，带走从叶片外壁面传递至内壁的热量来达到冷却目的片的冷却结构。该冷却方式适用于需重点冷却的局部区域，冲击驻点附近区域的强化换热效果显著,但是冷气在之后流程中的冷却能力很低。气膜冷却是燃机高温部件中常见的冷却方式，即叶片内部通道中的冷却空气以一定的流向角度通过气膜孔射入叶片外部主流区，在叶片表面形成一层气膜，将高温燃气与壁面隔离。该冷却方式的局限性在于，紧邻气膜孔下游的回流区域内换热较小，会引起换热不均匀的现象。通过分析现阶段国内外各种新型冷却结构，发现涡轮叶片前缘冷却以对流+冲击+气膜，对流+冲击这两种冷却方式为主。前者如E3涡轮第一级导叶和动叶，后者如E3涡轮第二级导叶。而随着航空发动机推重比的提高，涡轮燃气进口温度逐渐升高，这对涡轮叶片前缘冷却提出了更加严苛的要求。然而目前冷却技术并不足以满足涡轮高温叶片的冷却需求，因此急需发展更加高效的冷却方式，以较少的冷气代价获得更均匀且更强的冷却效果。
技术实现思路
本专利技术的目的是为了解决现有涡轮前缘冷却结构的冷却能力不足的问题，提供一种高温涡轮叶片前缘伞状涡冷却结构。实现上述目的，本专利技术的技术方案是：一种高温涡轮叶片前缘伞状涡冷却结构，其组成包括：涡轮叶身、涡轮叶片前缘和前缘空腔，以及冲击套筒或者隔板一，所述的前缘空腔位于涡轮叶身内的前缘部位，所述的冲击套筒或者隔板一设置在涡轮叶身内部，所述的高温涡轮叶片前缘伞状涡冷却结构还包括多个冲击孔和多个伞状涡发生器，所述的多个伞状涡发生器设置在涡轮叶片前缘内表面，所述的冲击套筒或者隔板一上设有多个冲击孔。本专利技术相对于现有技术的有益效果是：（1）增强整体换热。由于射流冲击到伞状涡结构后，会在伞状涡结构内运动加速，然后在伞状涡结构外分离形成伞状涡，并且伞状涡边缘的流体向涡轮叶片前缘内表面再附（如图19及图20所示），这改变了冲击射流的流动状态，加强了冷气的扰动，增强了整体流动换热能力。由于换热能力的增强，将会减少冷气的消耗；（2）改善了局部热应力，换热均匀。同单纯冲击冷却相比，在基本不增加阻力损失系数的情况下，能够有效地增强局部换热。伞状涡结构后形成的扰动改变了传统冲击冷却驻点附近之外的区域传热低，传热不均匀的特性，极大改善了局部热应力的情况，提高了传热均匀度，并且该增强效果不受横流的影响；（3）增加了换热面积，伞状涡发生器的添加，额外增加了叶片内部换热面积，同时能够减小叶片的质量。附图说明图1为本专利技术的高温涡轮叶片前缘伞状涡冷却结构的示意图，涡轮叶身内部设置有冲击套筒，涡轮叶片前缘上设有多个气膜孔；图2为图1的A-A剖视图；图3为图1的B-B剖视图；图4为图1的C-C剖视图；图5为图1的D-D剖视图；图6为本专利技术的高温涡轮叶片前缘伞状涡冷却结构的示意图，涡轮叶身内部设置有冲击套筒；图7为图6的E-E剖视图；图8为图6的F-F剖视图；图9为图6的G-G剖视图；图10为本专利技术的高温涡轮叶片前缘伞状涡冷却结构的示意图，涡轮叶身内部设有蛇形通道，涡轮叶片前缘上设有多个气膜孔；图11为图10沿叶高方向局部示意图；图12为图10的I-I剖视图；图13为图10的J-J剖视图；图14为图10的K-K剖视图；图15为本专利技术的高温涡轮叶片前缘伞状涡冷却结构的示意图，涡轮叶身内部设有蛇形通道，涡轮叶身内顶部设有叶顶冷却通道；图16为图15的M-M剖视图；图17为图15沿叶高方向局部示意图；图18为图15的N-N剖视图；图19为伞状涡冷却单元流动示意图；图20为图19的P处局部放大图。图中的部件名称及标号如下：涡轮叶身1、涡轮叶片前缘2、前缘空腔3、冲击孔4、伞状涡发生器5、冲击套筒6、气膜孔7、叶顶冷却通道8、蛇形通道9、隔板一10、隔板二11。具体实施方式为了更好的理解本专利技术专利的方案，结合附图对本专利技术的技术方案作进一步的说明，但并不局限于此，凡是对本专利技术技术方案进行修改或者等同替换，而不脱离本专利技术技术方案的精神和范围，均应涵盖在本专利技术的保护范围中。具体实施方式一：如图1-图18所示，本实施方式记载了一种高温涡轮叶片前缘伞状涡冷却结构，其组成包括：涡轮叶身1、涡轮叶片前缘2和前缘空腔3，以及冲击套筒6或者隔板一10，所述的前缘空腔3位于涡轮叶身1内的前缘部位，所述的冲击套筒6或者隔板一10设置在涡轮叶身1内部，所述的高温涡轮叶片前缘伞状涡冷却结构还包括多个冲击孔4和多个伞状涡发生器5，所述的多个伞状涡发生器5设置在涡轮叶片前缘2内表面（射流将直接冲击到该区域），所述的冲击套筒6（导叶）或者隔板一10（动叶）上设有多个冲击孔4。具体实施方式二：如图2、图4、图5、图7-图12、图14-图18所示，本实施方式是对具体实施方式一作出的进一步说明，所述的多个伞状涡发生器5与多个冲击孔4一一对应，伞状涡发生器5与对应的冲击孔4中心线共线并组成一个伞状涡冷却单元。在伞状涡发生器5表面形成伞状涡。具体实施方式三：如图2、图4、图5、图7-图12、图14-图18所示，本实施方式是对具体实施方式二作出的进一步说明，所述的伞状涡发生器5均呈凹坑状，当射流冲击伞状涡发生器5时，形成伞状涡（因此称此结构为伞状涡发生器，该冷却方式为伞状涡型冷却方式）。具体实施方式四：如图2、图4、图5、图7-图9、图11、图12、图14、图16-图18所示，本实施方式是对具体实施方式三作出的进一步说明，多个所述的伞状涡冷却单元定义为：所述的冲击孔4的直径为D1，相邻两个冲击孔4沿径向间距为L1，相邻两个冲击孔4沿冲击套筒6内壁面展向间距为S1，伞状涡发生器单元内的冲击孔4与伞状涡发生器5中心间距为H，所述的伞状涡发生器5的直径为D2，相邻两个伞状涡发生器5沿叶高（即涡轮叶片高度的简称）方向上的径向间距为L2，相邻两个伞状涡发生器5沿涡轮叶片前缘2内壁面的展向间距为S2，伞状涡发生器5陷入涡轮叶片前缘2内壁面的深度为Z；伞状涡发生器单元内的冲击孔4与伞状涡发生器5中心间距H与冲击孔4直径D1的比值（H/D1）在1-4之间，伞状涡发生器5的直径D2与冲击孔4直径D1的比值（D2/D1，相对直径）在0.5-4之间，伞状涡发生器5陷入涡轮叶片前缘2内壁面的深度Z与伞状涡发生器5的直径D2比值（Z/D2，相对深度）为0.1-0.5，相邻两个伞状涡发生器5沿叶高方向上的径向间距L2与冲击孔4的直径D1的比值（L2/D1，径向相对间距）为4-8，相邻两个伞状涡发生器5沿涡轮叶片前缘2内壁面的展向间距S2与冲击孔4的直径D1的比值（本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种高温涡轮叶片前缘伞状涡冷却结构，其组成包括：涡轮叶身（1）、涡轮叶片前缘（2）和前缘空腔（3），以及冲击套筒（6）或者隔板一（10），所述的前缘空腔（3）位于涡轮叶身（1）内的前缘部位，所述的冲击套筒（6）或者隔板一（10）设置在涡轮叶身（1）内部，其特征在于：所述的高温涡轮叶片前缘伞状涡冷却结构还包括多个冲击孔（4）和多个伞状涡发生器（5），所述的多个伞状涡发生器（5）设置在涡轮叶片前缘（2）内壁面，所述的冲击套筒（6）或者隔板一（10）上设有多个冲击孔（4）。

【技术特征摘要】
1.一种高温涡轮叶片前缘伞状涡冷却结构，其组成包括：涡轮叶身（1）、涡轮叶片前缘（2）和前缘空腔（3），以及冲击套筒（6）或者隔板一（10），所述的前缘空腔（3）位于涡轮叶身（1）内的前缘部位，所述的冲击套筒（6）或者隔板一（10）设置在涡轮叶身（1）内部，其特征在于：所述的高温涡轮叶片前缘伞状涡冷却结构还包括多个冲击孔（4）和多个伞状涡发生器（5），所述的多个伞状涡发生器（5）设置在涡轮叶片前缘（2）内壁面，所述的冲击套筒（6）或者隔板一（10）上设有多个冲击孔（4）。2.根据权利要求1所述的一种高温涡轮叶片前缘伞状涡冷却结构，其特征在于：所述的多个伞状涡发生器（5）与多个冲击孔（4）一一对应，伞状涡发生器（5）与对应的冲击孔（4）中心线共线并组成一个伞状涡冷却单元。3.根据权利要求2所述的一种高温涡轮叶片前缘伞状涡冷却结构，其特征在于：所述的伞状涡发生器（5）均呈凹坑状，当射流冲击伞状涡发生器（5）时，形成伞状涡。4.根据权利要求3所述的一种高温涡轮叶片前缘伞状涡冷却结构，其特征在于：多个所述的伞状涡冷却单元定义为：所述的冲击孔（4）的直径为D1，相邻两个冲击孔（4）沿径向间距为L1，相邻两个冲击孔（4）沿冲击套筒（6）内壁面展向间距为S1，伞状涡发生器单元内的冲击孔（4）与伞状涡发生器（5）中心间距为H，所述的伞状...

【专利技术属性】
技术研发人员：罗磊，王松涛，邱丹丹，杜巍，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：黑龙江,23