阅读说明：本技术 一种涡轮叶片尾缘折线式排气劈缝结构 (Turbine blade trailing edge broken line type exhaust split structure ) 是由 吕东 周亦胄 王晓放 孔星傲 王楠 于 2019-11-29 设计创作，主要内容包括：本发明属于航空发动机涡轮冷却技术领域,涉及一种涡轮叶片尾缘折线式排气劈缝结构。一种涡轮叶片尾缘折线式排气劈缝结构,包括空心涡轮叶片、内腔冷气通道、尾缘排气劈缝通道和尾缘劈缝隔肋；所述空心涡轮叶片内部设有内腔冷气通道,供低温冷却气体在叶片内部流动,对叶片进行冷却。空心涡轮叶片尾缘设有并排排列的尾缘劈缝隔肋,并排排列的尾缘劈缝隔肋之间形成尾缘排气劈缝通道。本发明通过将尾缘排气劈缝设计成倾斜折线式排气,减小冷却气在劈缝内的转折角,且冷气由一次转折变为两次或多次转折,从而减小叶片内腔冷气流动阻力和损失,可以使流阻减小约19％。(The invention belongs to the technical field of aircraft engine turbine cooling, and relates to a turbine blade trailing edge broken line type exhaust split structure. A broken-line exhaust split structure of the tail edge of a turbine blade comprises a hollow turbine blade, an inner cavity cold air channel, a tail edge exhaust split channel and a tail edge split partition rib; the hollow turbine blade is internally provided with an inner cavity cold air channel for low-temperature cooling gas to flow inside the blade to cool the blade. The tail edges of the hollow turbine blades are provided with tail edge slit partition ribs which are arranged side by side, and tail edge exhaust slit channels are formed between the tail edge slit partition ribs which are arranged side by side. The invention designs the tail edge exhaust cleft into the inclined broken line type exhaust, reduces the turning angle of the cooling air in the cleft, and the cooling air is turned twice or for multiple times from one turning, thereby reducing the flow resistance and loss of the cooling air in the inner cavity of the blade and reducing the flow resistance by about 19 percent.)

一种涡轮叶片尾缘折线式排气劈缝结构

技术领域

本发明属于航空发动机涡轮冷却技术领域，涉及一种涡轮叶片尾缘折线式排气劈缝结构。

背景技术

提高涡轮前燃气温度可以大幅提高航空发动机和燃气轮机的效能，但当前涡轮前燃气温度已远远超出所用材料所能承受的极限，故发展更为有效的涡轮叶片冷却技术十分迫切。目前对于涡轮叶片普遍采用中空设计，并利用冷却气在其内部的强化对流换热带走热量以及排出叶片时形成气膜覆盖隔绝燃气加热，是涡轮叶片冷却问题的主要解决手段，同时要求叶片“内部换热面积更大”、“冷气流动阻力更小”、“换热效率更高”、“气膜覆盖面积更大”、“对结构强度破坏更小”等是叶片冷却设计的重点和所追求的目标。

涡轮叶片的尾缘区域，同时受到叶片盆侧和背侧两方面燃气的加热，加之结构上较薄难以形成中空冷却结构，因此是叶片中较难冷却的区域，同时也是在工作中壁面温度较高和容易发生烧蚀的区域，是叶片冷却设计中需要重点解决的难题。目前叶片尾缘冷却常采用半开的水平排气劈缝结构，该结构可以把叶片内部冷却通道中沿径向流动的冷气转成沿弦向，在通道壁面和肋结构处形成强化对流冷却后，再从叶片盆侧边缘的窄缝(称为劈缝)中排出，并对尾缘局部形成气膜覆盖隔绝燃气的加热，典型的结构如图1所示，其基本特征为劈缝水平排气。此类尾缘劈缝冷却结构具有较大的流动阻力、较低的冷却效果，同时也有对叶片结构强度有一定的破坏。

发明内容

针对现有水平排气尾缘劈缝冷却技术存在的不足，提供了一种涡轮叶片尾缘折线式排气劈缝结构，通过将涡轮叶片尾缘劈缝设计为折线式排气结构，可以有效减小冷却气转折角度、减少流动阻力和损失、增加气膜覆盖面积、降低叶片温度水平，提高结构抗载荷能力，改善叶片铸造工艺性。

本发明的技术方案：

一种涡轮叶片尾缘折线式排气劈缝结构，包括空心涡轮叶片、内腔冷气通道、尾缘排气劈缝通道和尾缘劈缝隔肋；

所述空心涡轮叶片内部设有内腔冷气通道，供低温冷却气体在叶片内部流动，对叶片进行冷却。空心涡轮叶片尾缘设有并排排列的尾缘劈缝隔肋，并排排列的尾缘劈缝隔肋之间形成尾缘排气劈缝通道，以供冷却气排出叶片，同时对叶片尾缘进行气膜覆盖冷却。尾缘劈缝隔肋的结构除了可以增大叶片内部换热面积以外，还对叶片内腔冷却气进行导向，使其流动方向发生转折。

所述尾缘劈缝隔肋的结构形成折线的形状，其形状由隔肋中心线控制，所述隔肋中心线由至少两条角度不同的线段相连构成，且其中至少一段相对于水平面倾斜，尾缘劈缝隔肋的宽度沿隔肋中心线对称分布。相连接的倾斜线段在空心涡轮叶片的冷气入口端和出口端与水平面夹角分别为入射角∠A1和出射角∠A2，两个角度的关系为∠A1>∠A2，冷气进入尾缘劈缝之后的流动方向与进入尾缘劈缝之前的流动方向之间的夹角即冷气转折角∠A小于90°。

进一步的，所述的入射角∠A1可以为15～45°，出射角∠A2可以为0～30°，此时冷气转折角∠A为90°-∠A1。

原有结构中，如图1所示，隔肋中心线为水平直线，冷气在尾缘劈缝中进/出气角∠A1和∠A2均为0°，此时冷气转折角∠A约为90°，转折角度过大导致流动损失较大，以及气膜覆盖面积较小和对强度破坏较大。而在本发明方案中，当隔肋中心线为倾斜折线后，冷气在尾缘劈缝中进气角∠A1为锐角，则冷气转折角也相应的变为锐角，且对于折线式通道，冷气由原来的一次转折变为两次或多次转折，每次的转折角度更小，大大减小了流动阻力和损失，同时也会有更好的气膜覆盖效果和尾缘空心结构抗载荷能力。

本发明的原理：

1本发明倾斜折线式结构减小叶片内腔冷气流动阻力和损失：

本发明相对于原有的水平排气尾缘劈缝结构，其有益效果首先是减小冷气流动阻力和损失。对于水平排气尾缘劈缝结构，冷却气需要在狭窄的空间内高速的完成90°的方向转折，此类流动会在隔肋的端部背风侧形成近似台阶流动，产生低速的漩涡，如图3所示，漩涡流动不仅因为其强烈的摩擦而产生能量耗散，还会挤压主流迫使其产生额外的方向转折和能量损失。而冷气流动的驱动是需要从发动机整机中提取能量，因此该类高阻力流动会为整机增加功耗，从而导致效率的下降。当劈缝的隔肋由水平变为倾斜折线式结构后，冷却气在劈缝内的转折角由近似直角变为锐角，数值上约有35％以上的减小。且冷却气在折线式通道内需进行两次或多次转折，相比一次完成转折，每次转折的角度更小。在同样的流量下，因为转折流动变得更加缓和，特别是隔肋背风侧不再形成明显的台阶，漩涡无法形成，使流动变得顺畅，减小流动阻力和损失的同时，也将带来发动机整机效率的提高。

2本发明倾斜折线式结构提高叶片尾缘区气膜覆盖效果：

当冷却气经尾缘劈缝排出后，会对叶片尾缘结构形成气膜覆盖，隔绝叶片盆侧燃气对其的加热。对于水平排气尾缘劈缝，其冷气出流的方向与燃气近乎平行，冷气不会在燃气的裹挟下发生沿径向的偏转，因此对于单个劈缝来说，其气膜覆盖的宽度与劈缝实际宽度接近相同。而两个相邻劈缝之间的隔肋区域，则气膜几乎无法覆盖，这种气膜无法覆盖的区域称为气膜覆盖“死区”，此处的冷却效果较差，容易引起高温烧蚀。对于倾斜折线式排气尾缘劈缝，其气膜出流方向与燃气流动方向呈一定夹角，可近似认为是∠A2。因为燃气对气膜出流的裹挟作用，使冷气在流动方向上呈现偏转并逐步与燃气流动方向平行的趋势，由此实现了对于部分隔肋区域的覆盖，使得实际气膜出流的覆盖宽度相对于劈缝宽度来说大幅度增加了，如图4所示。甚至可以通过优化设计使得原有的相邻两劈缝之间的气膜覆盖“死区”被完全消除，形成气膜对叶片尾缘的全部覆盖，在不增加冷气用量的情况下降低叶片的温度水平，从而在保证经济性的前提下实现发动机安全性的提高。

3本发明倾斜折线式结构提高叶片尾缘空心结构抗载荷能力：

涡轮叶片在工作中主要承受以下方面的载荷：由高速旋转引起的离心载荷、由燃气气流施加的气动载荷、由于振动引起的振动载荷，这些载荷施加在叶片基体上呈现了拉伸、扭转和弯曲等变形趋势以及产生了相应的应力，另外还有由于热膨胀不均匀而引起的热应力。这些应力耦合在一起，长时间且交变地作用于构件，在超出材料所能承受的极限后，则会发生破坏。而叶片结构设计则需要优化的使用最少的材料去承受这些载荷，避免高应力区域存在以及叶片出现损伤。尾缘劈缝结构是涡轮叶片中应力水平较高的易损区域，该区域首先位于叶型中的最薄处，加之劈缝的空心结构又对强度产生了大幅度削弱，从而在劈缝开口处会产生应力的集中。如图5(b)所示，尾缘劈缝结构的应力水平在径向拉伸载荷的作用下沿叶高方向呈现周期性规律，在劈缝开口处呈现应力的波峰，而在隔肋处则呈现波谷。对于水平排气尾缘劈缝，因为在如图5(a)所示的截面位置上，尾缘处材料的空心化程度高、缺少有效的支撑和加强，因此这种周期性规律也更明显，且波峰的数值也较高。当采用倾斜折线式排气尾缘劈缝结构后，如图5(c)所示，可以实现在任何一个截面位置处均有隔肋结构连结叶片的盆背两侧，从而强化了尾缘结构，改善了应力水平，提高了结构抗载荷的能力，也就提高了整机的安全性和可靠性。由图5(b)所示的尾缘应力沿叶高分布的对比可以看出，倾斜折线式排气尾缘劈缝结构的峰值应力明显小于水平排气形式。

4本发明倾斜折线式结构提高叶片铸造工艺性：

涡轮叶片是一种制造成本较高的零件，通常采用无余量精密铸造，合格率较低，特别是对于单晶涡轮叶片(金属熔液在凝固时结晶为一个晶粒，相对于多晶体叶片具有较好高温下力学性能以及抗燃气腐蚀性)，需要采用定向凝固工艺，即金属熔液由下至上逐渐冷却至凝固状态。因为金属从液态至固态时会有体积的减小，所以叶片在结构设计以及对应的制造工艺设计时，必须要保证液态金属在铸壳内具有较好的流动性，能够及时的补充至凝固收缩后产生的空间，称其为补缩。如果金属熔液补缩的路径被堵塞导致补缩不充分，则在对应区域的金属熔液凝固时会产生密布的细小孔洞，称为疏松现象。而疏松会导致材料的力学性能和叶片的抗载荷能力大幅度下降，属于严重的质量问题，必须报废。对于水平排气尾缘劈缝结构，如图6左侧所示，由于金属的液固交界面会因为叶片外侧温度相对内部较低而呈现略向下凹陷的形状，会导致隔肋结构的部分补缩路径被堵塞，因此水平隔肋结构容易产生疏松问题，叶片铸造工艺性较差。而对于倾斜折线式排气的尾缘劈缝结构，如图6右侧所示，其隔肋结构与液固分界线呈一定夹角，倾斜的隔肋结构恰好形成了金属液补缩的通道，避免了疏松的产生，从而提高了叶片的铸造工艺性。

本发明的有益效果：

本发明提出的涡轮叶片折线式排气尾缘劈缝冷却结构，通过将尾缘排气劈缝设计成倾斜折线式排气，减小冷却气在劈缝内的转折角，且冷气由一次转折变为两次或多次转折，从而减小叶片内腔冷气流动阻力和损失，可以使流阻减小约19％。利用倾斜折线式排气的气膜出流方向与燃气气流方向成一定夹角，使燃气对气膜出流具有裹挟作用来提高叶片尾缘区气膜覆盖效果，可以使换热增强约10％。通过将隔肋设计成倾斜折线式结构来提高叶片尾缘空心结构抗载荷能力，相较于水平排气尾缘劈缝冷却结构，可以使叶片尾缘结构抗载荷能力提高约20％。此外，倾斜的隔肋结构可以形成金属液补缩的通道，从而提高叶片铸造工艺性，可以使铸造合格率提高约14％。

附图说明

图1(a)已有的涡轮叶片尾缘水平排气劈缝结构图。

图1(b)已有的涡轮叶片尾缘水平排气劈缝结构C-C截面图。

图1(c)已有的涡轮叶片尾缘水平排气劈缝结构局部放大图。

图2(a)涡轮叶片尾缘折线式排气劈缝结构图。

图2(b)涡轮叶片尾缘折线式排气劈缝结构局部放大图。

图3两种尾缘劈缝结构内冷却气流动状态对比图。

图4两种尾缘劈缝结构气膜覆盖效果对比图。

图5(a)已有的涡轮叶片尾缘水平排气劈缝结构叶型截面形状示意图。

图5(b)两种尾缘劈缝结构应力水平对比示意图。

图5(c)涡轮叶片尾缘折线式排气劈缝结构叶型截面形状示意图。

图6两种尾缘劈缝结构定向凝固铸造工艺性对比。

图中：1.空心涡轮叶片；2.内腔冷气通道；3.尾缘排气劈缝通道；4.尾缘劈缝隔肋；5.隔肋中心线；6.入射角∠A1；7.出射角∠A2；8.冷气转折角∠A；9.冷气通道隔墙；10.气膜覆盖区；11.气膜覆盖宽度；12.劈缝开口处高应力区；13.劈缝隔肋处低应力区。

具体实施方式

为了使本发明的内容更容易被清楚地理解，下面根据具体实施例并结合附图，对本发明作进一步详细的说明。

实施例1

请参见图2所示，一种涡轮叶片尾缘折线式排气劈缝结构，包括空心涡轮叶片1、内腔冷气通道2、尾缘排气劈缝通道3和尾缘劈缝隔肋4；

所述空心涡轮叶片1内部设有内腔冷气通道2，空心涡轮叶片1尾缘设有并排排列的尾缘劈缝隔肋4，并排排列的尾缘劈缝隔肋4之间形成尾缘排气劈缝通道3，尾缘劈缝隔肋4的结构形成折线的形状，其形状由隔肋中心线5控制，所述隔肋中心线5由至少两条角度不同的线段相连构成，且其中至少一段相对于水平面倾斜，尾缘劈缝隔肋4的宽度沿隔肋中心线5对称分布；相连接的倾斜线段在空心涡轮叶片1的冷气入口端和出口端与水平面夹角分别为入射角∠A1和出射角∠A2。所述的入射角∠A1和出射角∠A2的关系为∠A1>∠A2。典型数值可为∠A1＝40°和∠A2＝30°，此时冷气转折角∠A约为50°。

实施例2

请参见图2所示，一种涡轮叶片尾缘折线式排气劈缝结构，包括空心涡轮叶片1、内腔冷气通道2、尾缘排气劈缝通道3和尾缘劈缝隔肋4；

所述空心涡轮叶片1内部设有内腔冷气通道2，空心涡轮叶片1尾缘设有并排排列的尾缘劈缝隔肋4，并排排列的尾缘劈缝隔肋4之间形成尾缘排气劈缝通道3，尾缘劈缝隔肋4的结构形成折线的形状，其形状由隔肋中心线5控制，所述隔肋中心线5由至少两条角度不同的线段相连构成，且其中至少一段相对于水平面倾斜，尾缘劈缝隔肋4的宽度沿隔肋中心线5对称分布；相连接的倾斜线段在空心涡轮叶片1的冷气入口端和出口端与水平面夹角分别为入射角∠A1和出射角∠A2。所述的入射角∠A1和出射角∠A2的关系为∠A1>∠A2。典型数值可为∠A1＝45°和∠A2＝0°，此时冷气转折角∠A为45°。

实施例3

请参见图2所示，一种涡轮叶片尾缘折线式排气劈缝结构，包括空心涡轮叶片1、内腔冷气通道2、尾缘排气劈缝通道3和尾缘劈缝隔肋4；

所述空心涡轮叶片1内部设有内腔冷气通道2，空心涡轮叶片1尾缘设有并排排列的尾缘劈缝隔肋4，并排排列的尾缘劈缝隔肋4之间形成尾缘排气劈缝通道3，尾缘劈缝隔肋4的结构形成折线的形状，其形状由隔肋中心线5控制，所述隔肋中心线5由至少两条角度不同的线段相连构成，且其中至少一段相对于水平面倾斜，尾缘劈缝隔肋4的宽度沿隔肋中心线5对称分布；相连接的倾斜线段在空心涡轮叶片1的冷气入口端和出口端与水平面夹角分别为入射角∠A1和出射角∠A2。所述的入射角∠A1和出射角∠A2的关系为∠A1>∠A2。典型数值可为∠A1＝15°和∠A2＝10°，此时冷气转折角∠A为75°。