一种提高涡轮气动热效率的叶片的制作方法

1.本发明属于航空发动机涡轮气体动力学和传热学领域，具体涉及一种提高涡轮气动热效率的叶片。


背景技术：

2.不带冠高压涡轮叶片会在叶顶两侧压力差作用下产生叶顶泄漏流。在涡轮气体动力学和传热学研究领域，这部分流体会造成叶片做功损失和热载荷增加两个方面的负面影响。当叶片顶部间隙每增加1％叶片高度时，涡轮级效率会降低约为1％-3％。目前，已知一般情况下，叶顶泄漏流造成的损失约占涡轮总损失的30％。当叶片设计朝着高性能、高载荷发展时，叶顶泄漏流会对涡轮效率产生负面影响，因此工程应用中对叶顶泄漏流损失控制的研究变得越来越迫切。同时，当高温气体在压差驱动下加速冲击到叶片吸力面时，会对叶片吸力面有非常明显的热腐蚀，所以采用先进的冷却技术，降低叶片表面的热载荷，提高叶片工作寿命，具有非常重要的工程意义。
3.为了解决以上问题，国内外已经进行了很多的研究和探索，目前关于控制叶顶泄漏流的办法大致有增大叶片栅距与弦长比、增大叶片压力面附近速度或者降低叶片吸力面附近速度、减小泄漏流质量流量。其中，减小泄漏流质量流量主要通过改变叶片顶部结构形式来实现，具体的包括叶顶设置肋条、凹槽、叶顶添加小翼以及叶片及压力面布置气膜冷却孔。
4.但由于叶片吸力侧流动速度相比于压力侧较高，一般认为若布置气膜冷却孔会扰乱流场，造成气动损失增大，所以通常叶片吸力面会避免或减少布置气膜冷却孔。


技术实现要素：

5.本发明的目的是提供一种提高涡轮气动热效率的叶片，它能够减弱涡轮叶顶泄漏涡强度，同时优化叶片吸力面热载荷分布，提高涡轮的效率以及工作寿命。
6.为了解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：一种提高涡轮气动热效率的叶片，在叶片吸力面的叶片叶顶面的叶顶附近设置有气膜冷却孔。
7.所述的气膜冷却孔分别设置在叶片吸力面的叶片轴向弦长10％和20％的位置。
8.所述的气膜冷却孔为两个，两个气膜冷却孔的中心距离为叶顶2.5％叶片轴向弦长。
9.所述的气膜冷却孔的出口形状为矩形。
10.所述的气膜冷却孔的出口形状为下凹月牙形。
11.所述的气膜冷却孔的出口形状为上凸月牙形。
12.所述的气膜冷却孔直径为1.8％叶片轴向弦长。
13.所述的气膜冷却孔出口平面法向量与叶片展向所成角度范围为0
°
到60
°
，且此法向量在展向的分量指向叶顶。
14.本发明的有益效果如下：通过不同的叶片吸力面气膜冷却孔布置方式(不同的冷
气孔位置、数量和形状)来控制叶顶泄漏涡强度和位置以提高涡轮气动热效率，主要用于减少叶顶泄漏涡造成的气动损失，同时降低叶片吸力面热载荷，提高涡轮的效率及工作寿命。
附图说明
15.图1是本发明的位于叶片吸力面的气膜冷却孔位置示意图；
16.图2为气膜冷却孔出口形状为矩形的示意图；
17.图3为气膜冷却孔出口形状为下凹月牙形的示意图；
18.图4为气膜冷却孔出口形状为上凸月牙形的示意图；
19.图5为轴向50％、70％、90％以及尾缘下游30％轴向弦长截面总压损失系数等值面图，没有冷气时，总压损失系数沿着流向分布情况；
20.图6为轴向50％、70％、90％以及尾缘下游30％轴向弦长截面总压损失系数等值面图，有冷却条件下，总压损失系数的分布情况。
21.相比之下没有冷却条件下，泄漏涡所在位置的总压损失系数分布改善。
22.图7为尾缘下游30％轴向弦长截面周向平均总压损失系数分布图；
23.图8为叶片吸力面净热流减少量分布图。
24.相比无冷却条件，冷却条件下由于叶顶泄漏涡位置相较更远离叶片吸力面，在叶片吸力面中下游区域净热流减少，意味着这部分区域叶片热载荷降低，叶片所受热腐蚀减弱，叶片工作寿命增长。
25.图中，101叶片叶顶面，102叶片吸力面，103位于10％轴向弦长的冷却孔，104位于20％轴向弦长的冷却孔，105涡轮叶栅轮毂面，203位于10％轴向弦长且出口几何为矩形的冷却孔，204位于20％轴向弦长且出口几何为矩形的冷却孔，303位于10％轴向弦长且出口几何为下凹月牙形的冷却孔，304位于20％轴向弦长且出口几何为下凹月牙形的冷却孔，403位于10％轴向弦长且出口几何为上凸月牙形的冷却孔，404位于20％轴向弦长且出口几何为上凸月牙形的冷却孔，106无冷却条件下的泄漏涡，107有冷却条件下的泄漏涡，108为无冷却条件下的泄漏损失，109为有冷却条件下的泄漏损失，110有冷却条件下叶片吸力面中下游区域的净热流量减小量。
具体实施方式
26.下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细描述：
27.本发明提供的是一种提高涡轮气动热效率的叶片，通过不同的叶片吸力面气膜冷却孔布置方式(不同的冷气孔位置、数量和形状)来控制叶顶泄漏涡强度和位置以提高涡轮气动热效率，主要用于减少叶顶泄漏涡造成的气动损失，同时降低叶片吸力面热载荷，提高涡轮的效率及工作寿命。
28.本发明通过数值计算得出在该种气膜冷却孔布置下，叶顶泄漏涡造成的气动损失大小，确定采用这种气膜冷却孔布置方式对实际抑制叶顶泄漏涡强度的效果和意义。
29.本发明可以降低叶顶泄漏涡气动损失，同时可以优化叶片热载荷分布，延长叶片工作寿命，从气动和传热两个方面提高了涡轮工作性能。
30.本发明提供了一种提高涡轮气动热效率的叶片，能够有效提高涡轮气动性能，改善叶片传热特性。从涡轮气动性能来看，该气膜冷却孔的设置改善了涡轮的流场品质，减小
掺混损失，提高了涡轮效率。同时，冷气使得泄漏涡远离叶片吸力面，一定程度上保护了涡轮叶片，优化了叶片吸力面的热载荷分布，延长了涡轮叶片寿命。
31.如图1所示，一种提高涡轮气动热效率的叶片，在叶片吸力面102的叶片叶顶面101的叶顶附近设置有气膜冷却孔。
32.所述的气膜冷却孔分别设置在叶片吸力面102的叶片轴向弦长10％和20％的位置，如图1所示的位于10％轴向弦长的冷却孔103和位于20％轴向弦长的冷却孔104。
33.气膜冷却孔的出口形状可以是矩形，如图2所示，位于10％轴向弦长的冷却孔203其出口的形状为矩形，位于20％轴向弦长的冷却孔204其出口的形状为矩形。
34.气膜冷却孔的出口形状可以是下凹月牙形，如图3所示，位于10％轴向弦长的冷却孔303其出口为下凹月牙形的，位于20％轴向弦长且出口为下凹月牙形的冷却孔304。
35.气膜冷却孔的出口形状可以是上凸月牙形，如图4所示，位于10％轴向弦长的冷却孔403其出口形状为上凸月牙形，位于20％轴向弦长的的冷却孔404其出口形状为上凸月牙形。
36.所述的两个气膜冷却孔的中心距离为叶顶2.5％叶片轴向弦长。如图1中所示的，位于10％轴向弦长的冷却孔103和位于20％轴向弦长的冷却孔104这两个孔的中心的距离为叶顶2.5％叶片轴向弦长。
37.所述的气膜冷却孔直径为1.8％叶片轴向弦长。如图1所示，位于10％轴向弦长的冷却孔103和位于20％轴向弦长的冷却孔104的孔直径为1.8％叶片轴向弦长。
38.所述的气膜冷却孔出口平面法向量与叶片展向所成角度范围为0
°
到60
°
，且此法向量在展向的分量指向叶顶。
39.具体实施案例：
40.如图1所示，在叶片吸力面布置了两个直径为1.8％叶片轴向弦长的气膜冷却孔，位于叶片10％和20％轴向弦长处，分别记为103和104。两个气膜冷却孔之间的距离叶顶2.5％叶片轴向弦长。
41.气膜冷却孔的喷气方式包括两个方面的设置。首先是冷气的喷出方向非垂直于叶片表面，而是与叶片展向呈一定的角度吹向叶顶，本发明揭示了角度在0到60度范围内时掺混损失的变化，发现在60度附近时，泄漏涡掺混损失减小到最低，相比无冷气状况，可以降低1.7％的气动损失。(吹风比为1.2情况下)其次是冷气吹风比的变化，分别设置了0.6、1.2和1.8三种吹风比条件。吹风比为1.8时，气动收益最大，泄漏流掺混损失最高可以减小3.7％。(冷气喷出角度为60度)
42.该叶片吸力面气膜冷却孔设计主要目的是，向叶顶泄漏涡注入高能流体加强掺混，以提升泄漏涡所在区域的总压，从而减小低总压区域，控制泄漏涡强度，提高气动效率；同时，冷气会使得泄漏涡位置远离吸力面，优化叶片表面传热系数和叶片表面温度分布，提高叶片工作寿命的作用。综合以上两个优点，本发明可以降低涡轮叶顶泄漏流造成的气动损失，优化叶片热载荷分布，从而提高了涡轮工作效率和稳定性。