技术领域
[0001] 本
发明属于
燃气轮机技术领域,具体地说,涉及一种用于燃气轮机上具有叶顶凹槽肋板防
泄漏和尾缘扰流柱弦向进气的冷却叶片。
背景技术
[0002] 伴随着燃气轮机性能的不断提升，涡轮进口
温度也不断提高。研究表明航空
发动机涡轮进口温度每提高55℃，发动机推
力可提高10％，目前推重比10的航空发动机涡轮进口温度已经达到1900K以上，远远超过涡轮叶片材料的耐受温度。为了保证涡轮叶片工作在合理的温度范围内，需要对高压涡轮叶片进行有效的冷却。随着涡轮冷却叶片越来越高的降温效果，新的冷却方式与冷却结构不断提出，冷却叶片的结构越来越复杂。目前存在气膜冷却、
冲击冷却、强化换热冷却等多种冷却技术，现代的涡轮冷却叶片通常采用上述方式的复合结构。对于尾缘扰流柱冷却结构，通常情况下采用径向进气，比如美国
专利US8061990B1(如图1)，冷却气体从叶根入口进入，由下至上对叶片内部进行冷却，这种形式会导致大部分冷气从叶片尾缘下半部分的排气缝流出，使得叶片尾缘上部温度较高，叶片冷却不够均匀，叶片平均温度较高，在各种周期性
载荷作用下容易发生疲劳失效，严重影响了涡轮冷却叶片寿命。
[0003] 作为
转子部件的涡轮冷却叶片和静子部件的机匣间往往存在着一定的配合间隙。叶尖间隙泄漏流动导致间隙附近损失增加，研究表明涡轮转子叶尖间隙泄漏引起的耗油率的损失约占总损失的67％，因此降低高压涡轮叶片叶尖泄漏损失成为燃气轮机涡轮叶片设计的一个重要方面。目前涡轮叶片常用凹槽结构来控制叶顶流动，叶顶凹槽的存在虽然削弱了泄漏流动，使得泄漏涡引起的损失减少，但凹槽结构使得通道涡引起的损失增加。
发明内容
[0004] 为了避免
现有技术存在的不足,克服叶片尾缘扰流柱径向进气导
致冷却不均匀和叶顶凹槽结构导致的叶顶泄漏的问题；本发明提出一种燃气涡轮冷却叶片。通过在叶片尾缘扰流柱前设置分流隔板的方式，控制冷气的分配，使得更多的冷气到达叶片上部；同时在叶顶凹槽内设置弧形肋结构，对叶顶流动产生一定的影响，从而起到减少叶顶泄漏的作用。
[0005] 本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:包括冷却叶片，其特点在于还包括分流隔板、射流孔、弧形肋、导流板、尾缘扰流柱、第一冷气入口、第二冷气入口、尾缘排气缝，冷却叶片内采用两回路多腔式结构，叶片内第一回路冷却气体由第一冷气入口进入叶片前缘区，冷却气体经叶顶处导流板流入尾缘冷却腔体后从尾缘排气缝流出；第二回路冷却气体由第二冷气入口进入冷却腔，回路设有多个分流隔板，分流隔板之间形成射流孔，冷却气体从射流孔进入尾缘扰流柱；叶片的叶顶凹槽内设有多个弧形肋控制叶顶气体流动；
[0006] 所述分流隔板位于尾缘扰流柱冷却区域前部，且沿叶片径向等间距排列；
[0007] 所述射流孔沿分流隔板等间距排列；
[0008] 所述弧形肋间隔分布在叶顶凹槽内，且不与凹槽边相连接,弧形肋的弯曲弧度与叶片型线一致。
[0009] 所述弧形肋为五个或者多个。
[0010] 有益效果
[0011] 本发明提出的燃气涡轮冷却叶片，在叶片前缘到尾缘依次设置有多个隔板，将叶片冷却通道分割成多个冷却腔，形成两回路多腔式结构，冷却气体通过两个主入口分别进入叶片内部；叶片内第一回路冷却气体由第一冷气入口进入叶片前缘区沿着冷却通道流动，冷却气体经叶顶处导流板流入尾缘冷却腔体后从尾缘排气缝流出；冷却气体由叶片尾缘上部的排气缝流出的特殊方式与叶顶排气方式相比减少了
气动损失。第二回路冷却气体由第二冷气入口进入冷却腔，回路设有多个分流隔板，分流隔板之间形成射流孔，冷却气体从射流孔进入尾缘扰流柱；叶片的叶顶凹槽内设有多个弧形肋控制叶顶气体流动；射流孔的存在使得叶片尾缘处的冷却气体能更好地到达叶片上部，从而达到叶片均匀冷却的效果。
[0012] 本发明的优点在于:①叶片内第一回路的冷却通道使得冷却气体在叶片尾缘顶部具有较高的换热系数，增加了冷却效果；②叶片尾缘处排列的分流隔板有利于叶片根部的冷却气体到达叶片上部，使得叶片总体温度更加均匀，进一步降低叶片温度；③叶顶凹槽内的弧形肋结构减少了叶顶间隙的高温燃气泄漏，叶顶气动效率相应得到提高；④叶顶凹槽内的弧形肋使得较少的高温燃气到达叶片吸力面，有效地降低了叶顶尾缘吸力面处的温度，使得叶片的整体冷却更加均匀。本发明提出的尾缘扰流柱弦向进气的最高温度较径向进气方式低40K，同时弧形肋防泄漏结构使得凹槽结构的平均
马赫数低30％。
[0013] 本发明具有叶顶凹槽弧形肋防泄漏和尾缘扰流柱弦向进气的冷却叶片结构，特别适用于航空发动机和燃气轮机的涡轮冷却叶片。
附图说明
[0014] 下面结合附图和实施方式对本发明一种燃气涡轮冷却叶片作进一步的详细说明。
[0015] 图1为对比文献涡轮叶片内部结构示意图。
[0016] 图2为本发明涡轮冷却叶片示意图。
[0017] 图3为图2中A-A部位剖视图。
[0018] 图4为本发明涡轮冷却叶片的冷却通道结构示意图。
[0019] 图5为本发明涡轮冷却叶片的冷却通道内冷却气体流动示意图。
[0020] 图6为本发明涡轮冷却叶片的叶顶凹槽内弧形肋结构示意图。
[0021] 图中:
[0022] 1.第一隔板 2.第二隔板 3.第三隔板 4.分流隔板 5.第一冷却腔6.第二冷却腔 7.第三冷却腔 8.第四冷却腔 9.第五冷却腔 10.射流孔11.尾缘扰流柱12.尾缘排气缝 13.第一冷气入口 14.第二冷气入口 15.弧形肋16.导流板具体实施方式
[0024] 参阅图2、图3、图6,本实施例燃气涡轮冷却叶片内采用两回路多腔式结构，叶片内由叶片前缘至尾缘依次有第一隔板1、第二隔板2、第三隔板3、分流隔板4,排列的多个隔板结构将叶片冷却通道分割成第一冷却腔5、第二冷却腔6、第三冷却腔7、第四冷却腔8、第五冷却腔9,多个冷却腔形成回流式冷却通道。其中,第一隔板1与第三隔板3相连组成的U型结构,将叶片冷却通道分割为两个回路。
[0025] 冷却气体通过两个冷气入口分别进入叶片内部，叶片内第一回路冷却气体由第一冷气入口13进入叶片前缘区，沿着冷却通道流动，冷却气体经靠近叶顶处导流板16流入尾缘冷却腔体后，最后通过尾缘排气缝12流出。冷却气体由叶片尾缘上部的排气缝流出的特殊方式减少了气动损失。第二回路冷却气体由第二冷气入口14进入冷却腔，回路的尾缘扰流柱11前沿叶片径向设置排列有八个分流隔板4；分流隔板之间形成射流孔10，冷却气体从射流孔10进入若干交错排列的尾缘扰流柱11区域；使得叶片尾缘处的冷却气体能更好的到达叶片上部，最后冷气通过排气缝12流出。
[0026] 涡轮冷却叶片的叶顶凹槽内间隔设置有五个弧形肋15,弧形肋15不与凹槽边相连接,弧形肋15的弯曲弧度与叶片型线一致。由于弧形肋结构之间形成明显的泄漏涡，泄漏涡对主流产生一定影响，使得较少的高温燃气通过叶顶间隙到达叶片吸力面侧，因此叶片吸力面的温度相比较低。弧形肋结构不仅减少了叶顶泄漏损失，还可降低叶片吸力面的温度，使得叶片的整体达到均匀冷却的效果。
[0027] 如图4、图5所示，在叶片内第一回路的冷却通道中，相邻冷却腔之间相互连通，冷气分别从叶片
榫头底部前第一冷气入口13进入上冷却通道,第二冷气入口14进入下冷却腔。前面进入的冷却气体经靠近叶顶处的导流板16流入尾缘第二回路，再从尾缘排气缝12流出，后面进入的冷却气体经过射流孔10后在尾缘排气缝流出。两回路的冷却气体流动方式对叶片上部起到有效的冷却作用。叶片尾缘扰流柱11前排列有多个分流隔板4，冷却气体在第五冷却腔9流动时，通过分流隔板之间形成的射流孔10喷出的冷却空气对叶片尾缘内壁面吹送冷却空气进行冷却。射流孔10改变冷气对叶片尾缘扰流柱11的进气方式，即弦向进气，这种进气方式较以往的径向进气方式使得更多的冷却气体到达叶片上部，从而提高叶片的均匀冷却。
[0028] 经冷却后叶片总体温度分布较均匀，防止因叶片局部结构温度较高而导致叶片工作寿命缩短；同时叶顶凹槽内弧形肋结构对阻碍叶顶泄漏有显著地效果，即此结构可有效提高叶片的气动效率。冷却叶片可在不增加冷却空气流量的前提下提高冷气的冷却效率，相应的提高涡轮进口燃气温度，从而提高
燃气涡轮发动机的性能和工作效率，提高航空发动机的整体性能。
[0029] 针对涡轮冷却叶片结构，经模拟实验数值分析,叶片整体平均温度降低300K，叶片内尾缘弦向进气方式时的最高温度较径向进气时低40K，叶顶尾缘处温度降低150K；同时叶顶的平均马赫数相对于无弧形肋结构的平均马赫数要低30％，而且叶顶吸力面高温区域的范围减少35％。
