应用于涡轮叶片压力面的层板冷却结构

技术领域

本说明书涉及航空发动机技术领域，具体涉及一种应用于涡轮叶片压力面的层板冷却结构。

背景技术

燃气涡轮发动机是一种基于布雷顿循环的热动力装置，依靠其强大的输出功率和高热效率已广泛应用于现代军事和工业。经验表明，在发动机尺寸不变的前提下，涡轮进口温度每提高56K，燃气轮机的推力可增加8-13%，循环效率可提高2-4%。目前先进航空发动机的涡轮前温度已经超过2000K，而涡轮叶片材料的耐温极限却远小于涡轮进口温度，因此必须采用高效冷却技术以保证其正常工作。涡轮导向叶片压力面区域存在气膜覆盖效果差，对流换热强度高的问题，需要加强内部冷却换热效果。此外，压力面区域的冷却设计不仅要求内部冷却换热效果好，还需要冷却均匀性好，是涡轮叶片上冷却设计难点。

涡轮导向叶片压力面区域一般采用内部冲击冷却方式进行冷却，冲击冷却通过在叶片内部增设带有阵列冲击孔的导流板实现，冷气由内部腔体流过导流板上的冲击孔，形成冲击射流，射流冲击壁面后在冲击靶面上产生局部的高换热区域。同时为了固定冲击导流板，在冲击导流板和叶片内表面之间通常设置有定位凸台结构。由上所述，由于压力面冲击冷却面积较大，因此单个冲击腔往往需要多个冲击孔形成阵列结构来强化叶片内表面整体的换热强度，冲击后靶面换热强，非靶面区域换热弱，这对降低压力面的温度梯度是不利的。因此，发展和改进压力面侧冷却结构，在不增加冷气用量的前提下提升压力面内表面的换热均匀度，对于进一步提升航空发动机性能是十分必要和有意义的。

发明内容

有鉴于此，本说明书实施例提供一种应用于涡轮叶片压力面的层板冷却结构，以达到提高换热效率的目的。

本发明的技术方案具体为：一种应用于涡轮叶片压力面的层板冷却结构，包括：叶片压力面基体；冲击板，与叶片压力面基体平行间隔设置，冲击板与叶片压力面基体之间形成内腔，冲击板上设置有冲击孔，冲击孔连接冲击板的外侧和内腔；多个鞍马形扰流部，间隔排列于内腔中，每个鞍马形扰流部均包括基座部和两个凸起部，基座部与冲击板或者叶片压力面基体连接，两个凸起部间隔设置在基座部上，且两个凸起部之间形成扰流凹槽。

进一步地，鞍马形扰流部包括第一鞍马形扰流部和第二鞍马形扰流部，第一鞍马形扰流部的凸起部的横截面积小于第二鞍马形扰流部的凸起部的横截面积。

进一步地，第一鞍马形扰流部的扰流凹槽长度大于第二鞍马形扰流部的凸起部的扰流凹槽长度。

进一步地，多个第一鞍马形扰流部沿垂直于气体流动方向设置并形成第一鞍马形扰流列，多个第二鞍马形扰流部沿垂直于气体流动方向设置并形成第二鞍马形扰流列，第一鞍马形扰流列和第二鞍马形扰流列均为多组，且多组第一鞍马形扰流列和多组第二鞍马形扰流列沿气体流动方向间隔设置。

进一步地，多组第一鞍马形扰流列和多组第二鞍马形扰流列沿气体流动方向间隔均布，相邻两组第一鞍马形扰流列之间设置有一组第二鞍马形扰流列。

进一步地，第一鞍马形扰流列中所有基座部均设置在冲击板上，第二鞍马形扰流列中所有基座部均设置在叶片压力面基体上；或者，第一鞍马形扰流列中所有基座部均设置在叶片压力面基体上，第二鞍马形扰流列中所有基座部均设置在冲击板上。

进一步地，沿气体流动方向且远离冲击孔的一侧，冲击板与叶片压力面基体之间形成冷气通道出口。

进一步地，叶片压力面基体远离冲击孔的一侧设置有气膜缝。

进一步地，气膜缝的延伸方向与气体流动方向之间的夹角范围是25°~45°。

与现有技术相比，本说明书实施例采用的上述至少一个技术方案能够达到的有益效果至少包括：通过在层板通道布置鞍马形扰流部，获得优于长圆型扰流柱排的换热效果，本发明的层板冷却结构，具有方法简单，加工方便，效果明显的特点，可应用于各种涡轮叶片压力面内部冲击结构。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。

图1是本发明实施例的结构示意图；

图2是图1中的A-A向剖视图；

图3是图1中B-B向剖视图；

图4是图1中C-C向剖视图；

图5是本发明实施例中鞍马形扰流部的结构示意图；

图6是图3中D-D向剖视图；

图7是图3中E-E向剖视图；

图8为本发明与现有技术的冷却效果对比分析图。

图中附图标记：1、冲击板；2、叶片压力面基体；3、内腔；4、气膜缝；5、冲击孔；6、第一鞍马形扰流列；7、第二鞍马形扰流列；8、冷气通道出口；9、基座部；10、凸起部；11、扰流凹槽。

具体实施方式

下面结合附图对本申请实施例进行详细描述。

以下通过特定的具体实例说明本申请的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本申请的其他优点与功效。显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。本申请还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本申请的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

如图1至图8所示，本发明实施例提供了一种应用于涡轮叶片压力面的层板冷却结构，包括叶片压力面基体2、冲击板1和多个鞍马形扰流部。冲击板1与叶片压力面基体2平行间隔设置，冲击板1与叶片压力面基体2之间形成内腔3，冲击板1上设置有冲击孔5，冲击孔5连接冲击板1的外侧和内腔3；多个鞍马形扰流部间隔排列于内腔3中，每个鞍马形扰流部均包括基座部9和两个凸起部10，基座部9与冲击板1或者叶片压力面基体2连接，两个凸起部10间隔设置在基座部9上，且两个凸起部10之间形成扰流凹槽11。

通过在层板通道布置鞍马形扰流部，获得优于长圆型扰流柱排的换热效果，本发明的层板冷却结构，具有方法简单，加工方便，效果明显的特点，可应用于各种涡轮叶片压力面内部冲击结构。

鞍马形扰流部包括第一鞍马形扰流部和第二鞍马形扰流部，第一鞍马形扰流部的凸起部10的横截面积小于第二鞍马形扰流部的凸起部10的横截面积。第一鞍马形扰流部的扰流凹槽长度大于第二鞍马形扰流部的凸起部10的扰流凹槽长度。

将鞍马形扰流部设置为结构不同的第一鞍马形扰流部和第二鞍马形扰流部可以有效增加扰流效果，从而达到更好的换热目的。

进一步地，多个第一鞍马形扰流部沿垂直于气体流动方向设置并形成第一鞍马形扰流列6，多个第二鞍马形扰流部沿垂直于气体流动方向设置并形成第二鞍马形扰流列7，第一鞍马形扰流列6和第二鞍马形扰流列7均为多组，且多组第一鞍马形扰流列6和多组第二鞍马形扰流列7沿气体流动方向间隔设置。相邻两组之间的鞍马形扰流部错位设置，以进一步提高扰流的效果，强化内部换热。

多组第一鞍马形扰流列6和多组第二鞍马形扰流列7沿气体流动方向间隔均布，相邻两组第一鞍马形扰流列6之间设置有一组第二鞍马形扰流列7。并且第一鞍马形扰流部的其中一个凸起部的中心线与相邻第二鞍马形扰流部的整体中心线共线，从而使气体经过第一鞍马形扰流部扰流后能够冲击至下游方向的第二鞍马形扰流部的凸起部上，以起到更好的扰流换热的目的。

本发明实施例中第一鞍马形扰流列6中所有基座部9均设置在冲击板1上，第二鞍马形扰流列7中所有基座部9均设置在叶片压力面基体2上；或者，第一鞍马形扰流列6中所有基座部9均设置在叶片压力面基体2上，第二鞍马形扰流列7中所有基座部9均设置在冲击板1上。

作为上述技术方案的进一步改进：鞍马型扰流部宽度e为0.5～1.0mm，第一排鞍马型扰流部长度S

所述鞍马型扰流部高度，也是层板通道宽度H/e为0.5～2。相邻第一鞍马形扰流列6和第二鞍马形扰流列7间距P

进一步地，鞍马型扰流柱展向方向位置关系S

本发明实施例中沿气体流动方向且远离冲击孔5的一侧，冲击板1与叶片压力面基体2之间形成冷气通道出口8。叶片压力面基体2远离冲击孔5的一侧设置有气膜缝4。冷气流出孔后冲击在压力面内表面后通过位于叶片压力面基体2上的冷气缝4和冷气通道出口8流出。

其中，冲击孔5沿展向均匀排布，孔径D为0.5～1.0mm，冲击孔间距P

对分别采用带本实施例的鞍马型扰流冷却结构、第一鞍马形扰流列6、第二鞍马形扰流列7尺寸一致的鞍马型扰流冷却结构、常规均匀长圆型扰流冷却结构通道内表面换热进行了计算，三种结构的区别仅在第一鞍马形扰流列6和第二鞍马形扰流列7结构的变化，内腔3、冲击孔5、气膜缝4结构尺寸保持不变。计算过程使用UG建模，Fluent Meshing生成非结构化网格，使用Fluent求解器求解。计算得到的层板通道平均Nu随Re的变化。为了综合比较三种类型扰流冷却通道对流换热强度，本发明给出了努赛尔数Nu定义，具体公式如下：

式中

雷诺数Re表征流体流动情况的无量纲数，定义如下：

式中

图8对比了带本实施例的鞍马型扰流冷却结构、各排尺寸一致的鞍马型扰流冷却结构、常规均匀长圆型扰流冷却结构的内腔3平均Nu随Re的变化。三维仿真计算结果表明：通道表面平均Nu随着Re的增大近似呈线性增大。而带有本实施例的鞍马型扰流冷却结构通道对冷气扰动更强，换热更强，在Re数为3000～12000范围内，本发明的带第一鞍马形扰流列6、第二鞍马形扰流列7比各排尺寸一致的鞍马型扰流冷却结构的Nu高4%～5%，比常规均匀长圆型扰流冷却结构的Nu高12%～15%。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以权利要求的保护范围为准。