专利名称：一种用于燃气涡轮导叶分段式几何调节的冷却方法
技术领域：
本发明涉及一种应用于燃气涡轮导叶分段式几何调节(导叶后半部可调)的冷却方法，属于航空发动机或各种用途的燃气轮机中高、低压涡轮的流量调节技术领域。
背景技术：
在现代航空领域，应用在诸如先进实用的超音速运输机或多用途军用战斗机或航天载机上的燃气涡轮发动机必须在很大范围的飞行马赫数和飞行高度下工作，这就决定了发动机的工作状况变化范围很宽，对发动机的性能和稳定性提出了很高的要求。而传统的固定几何的发动机只在设计状态附近有最佳的热力性能，各状态推力是靠调节转速(从而改变空气流量和压比)获得的，它会引起推进系统流量失配，进排气损失大，已不能满足现代飞机对动力装置的性能和稳定性要求。为了适应飞机大范围变工况的条件，一个有效的途径是采用涡轮变几何(几何调节)技术，控制涡轮的流通能力，把发动机调整到性能较好的工作点上。对于其它用途的燃气轮机比如民用燃气轮机而言，经济性往往是评价其性能好坏的一个重要指标。在燃气轮机中，由于压气机和涡轮的功率以及质量流量必须相互匹配，这种固有的特性导致了发动机在部分工况下的经济性要明显低于设计工况，并且，燃气轮机并不总是能否在设计工况下工作，比如船用燃气轮机在寿命期90%以上的时间都在部分负荷下运行，所以改善部分工况下机组的性能显得非常重要。而对于传统的简单循环机组，由于采用的是定几何涡轮，涡轮的通流面积不能改变，当涡轮工作于部分负荷时，为了减少输出功，就必须降低燃烧温度，这不但会使得燃气轮机的效率降低，还会使燃油利用率降低，同时由于燃油不能充分燃烧，排出的废气对大气的污染也严重。涡轮几何调节技术能够有效地解决以上问题。综上所述，燃气涡轮几何调节技术具有现实的国防及经济意义和重要的应用前景。几何调节具体是指通过改变涡轮导叶的叶型安装角等几何参数来改变涡轮喉道面积，从而改变涡轮的流通能力，进而控制涡轮的输出功，有效地调整涡轮级的特性和匹配，提高整个发动机的效能，使其在非设计工况下也能够具有高的热效率、低油耗以及高的稳定性等特点。
具体实施方式
有导叶整体可调、导叶后半部可调(分段式几何调节)、环形面积可调或机械式引入障碍物到流道中等。在各种具体的几何调节方法中，导叶后半部可调的方式又称为可变弯度叶片，它由前、后两段组成，如图I所示。前段I固定以适应来流的情况，前段I中设置有空心区域 9，其中通有冷气，部分冷气从前段I上开设的气膜孔8中喷出用以阻隔高温燃气。后段2可以连续调节以改变涡轮的流通能力，后段2的上端面10和下端面16都带有轴颈4，一般情况下，下端面16处的轴颈4可插在轮毂17的孔座内，上端面10处的轴颈4上可装有摇臂， 各摇臂可由一个做动环连接起来同时动作，做动环则可由做动筒操纵。导叶后半部可调的几何调节方式可以弥补导叶整体可调带来的攻角变大、自身进口条件变坏等缺陷，这种方法在气动上的调节性能较好，但仍然存在一些重要问题。其中最为本质和关键的问题在于冷却和封严。由于导叶后段2连续可调，在后段2的上端面10和下端面16处会与轮毂17和机匣14之间存在间隙，如果高温燃气在此处由压力面向吸力面泄漏而不在导叶内膨胀加速，就会带来发动机性能的下降，同时，此处如果没有有效的冷却措施，叶片就会被烧蚀， 发动机就无法正常工作甚至发生严重事故。另外，在上端面10和下端面16处的轴颈4与轮毂17和机匣14接合处，也会由于很高的热应力和燃气倒灌等使得局部位置发生变形或烧蚀，进而影响传动机构的正常工作，发生后段2卡死以致无法调节等重大问题。目前解决这些棘手问题所采用的常用方法就是通过在轴颈4上开孔喷射冷气等方式，这些方法通常要耗费大量的冷气，影响发动机的性能，同时冷却和封严效果却又时常不理想，导致卡死等现象发生，影响发动机的安全稳定。另外，在通常的方法中，后段2叶身的冷却所需要的大量冷气全部是通过轴颈4处引入冷气然后在叶身上开设气膜孔等进行喷射，这些都为冷却流路的布置和调节机构等的设计增加了难度。以上这些主要因素使得这种导叶后半部可调的几何调节方式在发动机涡轮尤其是高压涡轮上的应用面临着很大的难度、不足和风险， 影响了它的广泛应用。
发明内容
本发明解决的技术问题克服现有技术的不足，提供一种应用于燃气涡轮导叶分段式几何调节的冷却方法，能够以较少的冷气量有效地解决导叶后半部可调中存在的冷却及封严等问题，降低导叶分段式几何调节方法在涡轮中尤其是高压涡轮中的应用难度。本发明的技术方案一种应用于燃气涡轮导叶分段式几何调节的冷却方法，涉及导叶三个区域的冷却和封严，它们分别是导叶后段2的叶身压力面18和吸力面19上的冷却；导叶后段2的上端面10和下端面16处的冷却和封严；导叶后段2的上端面10和下端面16处的轴颈4与轮毂17和机匣14接合处的冷却和封严。导叶后段2叶身冷却的主要特点在于在缝隙3中进行冷气喷射。其基本原理为在缝隙3中前段I 一侧的固体壁面5上进行冷气7的喷射，如图2 所示，冷气7以适当的角度(如5°到75° )喷向后段2的前缘，进而在后段2前缘附近的压力面和吸力面的大部分区域上形成冷气气膜，以实现冷却的目的；同时，在这部分冷气气膜无法有效覆盖的尾缘附近区域采用气膜冷却及尾缘劈缝冷却等有效的冷却形式，最终实现对后段2叶身的全面冷却。本发明所涉及的在壁面5上进行冷气喷射的方式主要是指在壁面5上开设冷气孔或冷气缝6进行冷气7的喷射。上述冷气7的气源与前缘气膜孔8 —样，都是取自于前段I的空心区域9，直接在前段I的壳体上开设孔或缝将已经引至空心区域9的冷气喷出。冷气7的流量占核心机进口流量的1% _5%。壁面5上的冷气孔或冷气缝6的列数为2-10列。各列冷气孔或冷气缝6的喷射角度是不同的，靠近压力面的冷气孔或冷气缝6要向压力面18 —侧倾斜，靠近吸力面的冷气孔或冷气缝6则向吸力面19 一侧倾斜，各冷气孔或冷气缝6与壁面5之间的锐角夹角范围为5。到75。。导叶后段2的上端面10和下端面16处冷却和封严的主要特点在于在导叶后段 2上位于上端面10和下端面16附近的区域进行冷气的喷射。其基本原理在于在导叶后段2的上端面10和下端面16上设置凹槽11，在凹槽11中开设冷气孔或冷气缝12使冷气以与壁面呈5°到85°的角度向上端面10和下端面
16处的间隙20中喷射，一般情况下，这些冷气孔或冷气缝12更靠近压力面18 —侧，其喷射角度也向压力面18 —侧倾斜,这样可以有效地应对由压力面18—侧向吸力面19 一侧泄漏的高温燃气对上端面10和下端面16处固体壁面的威胁，同时结合凹槽11自身的漩涡效应等对燃气的泄漏进行有效的封严；或者也可以采用在靠近端面区域的叶身压力面上开设气膜孔或气膜缝13进行冷气的喷射，这些冷气以与压力面18呈5°到65°的角度进行喷射后可以在压力梯度等的作用下在端面区域产生局部的冷气气膜进而对端面区域进行有效的冷却和封严；或者也可以将以上两种方法结合使用导叶后段2上、下端面的轴颈4与轮毂17和机匣14接合处的冷却和封严特点主要在于在轴颈4附近的轮毂17和机匣14上进行冷气喷射。其基本原理在于在轴颈4附近的轮毂17和机匣14上开设冷气孔或冷气缝15使冷气以与轴颈4的轴线呈5°到90°的角度向轴颈4进行喷射，在对轴颈4形成冲击冷却的同时还能够在轴颈4上的部分区域形成气膜，这些冷气可以将轴颈4包围起来，在对其进行冷却防止其因高温而变形的同时也能够防止高温燃气向轴颈4与轮毂和机匣接合处的缝隙25中入侵，同时，这些冷气在喷出以前对轮毂和机匣的局部区域也能够有一定的对流冷却作用，也在一定程度上防止了该区域的轮毂和机匣受到高温影响而发生变形。这些因素的综合作用可以有效地实现轴颈4与轮毂和机匣接合处的冷却和封严，有效地防止后段 2在调节过程中发生轴颈处卡死等现象。本发明与现有技术相比在于本发明通过巧妙地在导叶前后段之间缝隙中的前段一侧的壁面上喷射冷气，并结合后段靠近尾缘区域的气膜冷却和尾缘劈缝冷却，能够在不需要更多冷气量的前提下有效地实现对后段叶身压力面和吸力面的冷却，同时，避免了在结构本已较为复杂的后段上开设较多气膜孔及在轴颈中引入较多冷气；本发明通过在后段的上下端面区域附近设置端面凹槽或压力面气膜等冷却和封严效率较高的方法，能够以较少的冷气量有效地对上下端面区域进行冷却和封严；本发明通过在轴颈附近区域的轮毂机匣上喷射冷气，能够以较少的冷气有效地实现对该区域的冷却和封严，防止转动部件受高温影响后发生卡死现象，同时避免了在承力的轴颈上开设冷气孔等。这些都显著地降低了导叶后半部可调的几何调节方式在涡轮尤其是高压涡轮中的实施难度，使本发明能够在较高的安全性和较低的生产和使用成本的基础上更好地发挥其良好的调节性能。
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具体实施例方式本发明涉及一种应用于燃气涡轮导叶分段式几何调节的冷却方法，可用于航空发动机或燃气轮机的涡轮部件流量调节领域。本发明下述实施例是在某航空发动机高压涡轮导叶上实施的。该高压涡轮导叶前缘附近的压力面和吸力面压差很小，导叶前缘滞止点附近有两排直径为O. 058cm的气膜孔，相应的冷气流量为核心机进口流量的O. 7%，前缘吸力面附近有两排直径为O. 050cm的气膜孔，相应的冷气流量为核心机(是指发动机中高压压气机、燃烧室和高压涡轮共同组成的部分)进口流量的1.5%。实施例I :在导叶前段I处于缝隙3中的壁面5上开设冷气缝6进行冷气的喷射， 具体示意图见图3。共安排两列冷气缝6，一列靠近压力面向压力面18 —侧喷射冷气，另一列靠近吸力面向吸力面19 一侧喷射冷气。由于缝隙3处压力面和吸力面的压差很小，在缝隙3处压力面侧与吸力面侧的压差可以忽略，进而可以忽略缝隙3处由压力面向吸力面的泄漏流动及相应的对冷气7最终在后段2表面形成有效气膜的不利影响，所以，两列冷气缝距离各自的出口的距离是相同的。这两列冷气缝的宽度均为O. 020cm，两列冷气缝6与当地壁面之间的夹角为10°，以便冷气7能够在后段2的表面形成有效气膜。另外，在后段2 的压力面靠近尾缘的区域开设了两排气膜孔21，用来在其后冷气7形成的气膜由于距离太远而无法有效覆盖的区域形成冷气气膜，这部分冷气来自于后段2中的空心区域23，而空心区域23中的冷气则是通过轴颈4引入的，这些气膜孔21的直径均为O. 05cm。同时，在后段2的尾缘处安排了全劈缝形式的尾缘劈缝冷却，用来对后段2的尾缘处进行有效的冷却， 劈缝22的宽度为尾缘厚度的1/3。在后段2的上端面10和下端面16处安排了端面凹槽与压力面气膜相结合的冷却和封严方式，图4以上端面10为例给出了这一冷却方式的示意图。在上端面10上开设了凹槽11，凹槽11的深度为O. 12cm，叶片壁顶缘的厚度为O. 18cm。在凹槽11中开设了多个冷气孔12，这些冷气孔12大部分靠近压力面一侧，在轴颈4周围也安排了几个冷气孔用以对轴颈4进行一定的冷却。除了沿叶片轴向在轴颈4前后的两个孔是与凹槽底面呈45° 角向轴颈4喷射外，其余的孔均是与凹槽底面成45°角向压力面一侧喷射。这些冷气孔12 的直径均为O. 05cm，冷气均来自后段2内部的空心区域23。与此同时，在靠近上端面10的叶片压力面上也开设了多个气膜孔13用来形成冷气气膜，这些气膜孔13喷射出口的径向位置与上端面10的凹槽11的底面的径向位置相同。这些气膜孔13的内部孔型是渐扩形的以利于形成气膜，其起始的孔径也是O. 05cm。气膜孔13与压力面呈45°角向上端面方向喷射冷气。其冷气也是来源于后段2内部的空心区域23。如果不采用端面凹槽与压力面气膜两者相结合的冷却和封严方式，而是单独采用其中一种方式，原理相同，在实施方式上的主要变化在于冷气孔12和气膜孔13的数目的增加以及相应的冷气量的增加，具体增加的幅度以导叶能够安全稳定工作、避免发生叶片烧蚀为准。在轴颈4附近区域的轮毂机匣上向轴颈4喷射冷气，在本实施例中所采用的具体方式的示意图见图5 (以上端面10处的轴颈4为例)。将与轴颈4接合处的机匣14进行 45°的倒角，倒角的直角边尺寸为O. 1cm，这样就在轴颈4周围形成一个斜切环面，在这个斜切环面上开设多个冷气孔15，这些冷气孔以与轴颈轴线呈45°的倾斜角向轴颈喷射冷气。冷气孔15的孔型均为簸箕形渐扩出口，冷气孔15的起始孔径也均为O. 05cm。冷气孔 15喷出的冷气为每个轴颈4形成一个气幕，能够几乎将轴颈4用冷气包围起来。这些冷气取自于已经引至机匣14外围的冷气。这个实施方案既不会受到轴颈4转动的影响又可以避免在轴颈4上开孔同时又有较好的冷却和封严能力。本发明未详细阐述部分属于本领域公知技术。
显然，对于本领域的普通技术人员来说，参照上文所述的实施例还可能做出其它的实施方式。上文中的实施例都只是示例性的、而不是局限性的。所有的在本发明的权利要求技术方案的本质之内的修改都属于其所要求保护的范围。
权利要求
1.一种应用于燃气涡轮导叶分段式几何调节的冷却方法，其特征在于在燃气涡轮导叶的前段⑴和后段⑵之间的缝隙⑶处进行冷气喷射，在缝隙⑶处进行冷气⑵的喷射时，冷气(7)从靠近前段⑴一侧的壁面(5)上向后段(2)进行喷射，在后段(2)表面形成冷气气膜，并在冷气气膜无法覆盖的后段(2)的尾缘附近区域采用气膜冷却及尾缘劈缝冷却的冷却形式，实现对后段(2)叶身的全面冷却；在后段(2)的上端面、下端面区域附近进行冷气喷射，通过在后段(2)的上端面(10)和下端面(16)上设定的凹槽(11)中进行冷气喷射，或在上端面(10)和下端面(16)附近压力面(18)上进行冷气喷射，或将凹槽冷气喷射与上端面、下端面附近压力面冷气喷射两者相结合，进而实现对所述区域的冷却和封严；在导叶后段(2)上下端面处轴颈(4)与轮毂(17)、机匣(14)接合区域(24)附近的轮毂(17)和机匣(14)壁面上进行冷气喷射，实现对所述接合区域的冷却和封严。
2.根据权利要求I所述的应用于燃气涡轮导叶分段式几何调节的冷却方法，其特征在于在所述缝隙(3)处进行冷气(7)的喷射时，通过在壁面(5)上开设冷气孔或冷气缝(6) 的形式实现。
3.根据权利要求2所述的应用于燃气涡轮导叶分段式几何调节的冷却方法，其特征在于在所述缝隙(3)处进行冷气(7)的喷射时，冷气孔或冷气缝(6)与壁面(5)呈一定的角度，以能够在后段(2)表面形成有效气膜为准。
4.根据权利要求2所述的应用于燃气涡轮导叶分段式几何调节的冷却方法，其特征在于在壁面(5)上开设的冷气孔或冷气缝￠)的列数为2-10列，各列冷气孔或冷气缝(6) 的喷射角度不同，靠近压力面(18)的冷气孔或冷气缝(6)要向压力面一侧倾斜，靠近吸力面(19)的冷气孔或冷气缝(6)则向吸力面一侧倾斜，各冷气孔或冷气缝(6)与壁面(5)之间的夹角范围为5° -75。。
5.根据权利要求I所述的应用于燃气涡轮导叶分段式几何调节的冷却方法，其特征在于所述冷气(7)取自于前段(I)的空心区域(9)，直接在前段(I)的壳体上开设冷气孔或冷气缝(6)将已经引至空心区域(9)的冷气喷出，冷气(7)的流量占核心机进口流量的 1% -5%。
6.根据权利要求I所述的应用于燃气涡轮导叶分段式几何调节的冷却方法，其特征在于在所述上端面(10)和下端面(16)上开设凹槽(11)并在其中开设冷气孔或冷气缝(12) 进行冷气喷射，或在压力面(18)上靠近上端面(10)和下端面(16)的区域开设气膜孔或气膜缝(13)进行冷气喷射，或采用两者相结合的方式，实现对上端面(10)和下端面(16)附近区域的冷却和封严。
7.根据权利要求6所述的应用于燃气涡轮导叶分段式几何调节的冷却方法，其特征在于在所述凹槽(11)底部开设的冷气孔或冷气缝(12)更靠近压力面(18) —侧，且冷气孔或冷气缝(12)的喷射方向向压力面(18) —侧倾斜，冷气孔或冷气缝(12)与凹槽(11)底部之间的夹角呈5° -85° ;压力面(18)上的气膜孔或气膜缝(13)向与气膜孔或气膜缝(13)相近的上端面(10)或下端面(16)方向进行冷气喷射，喷射方向与压力面(18)呈5° -65°夹角。
8.根据权利要求I所述的应用于燃气涡轮导叶分段式几何调节的冷却方法，其特征在于在所述对轴颈⑷与轮毂(17)和机匣(14)接合区域(24)进行冷却和封严时时，冷气孔或冷气缝(15)开设在轮毂(17)和机匣(14)上并且围绕轴颈⑷以与轴颈⑷的轴线呈5° -90°的角度向轴颈(4)表面进行冷气喷射。
全文摘要
一种应用于燃气涡轮导叶分段式几何调节的冷却方法，在导叶前后段之间的间隙内前段的壁面上以一定角度向后段叶片表面进行冷气喷射，在后段表面形成有效的冷气气膜，同时结合尾缘附近的气膜冷却和尾缘劈缝冷却实现对后段叶身的全面冷却；在后段的上下端面处，通过端面凹槽冷气喷射或端面附近压力面冷气喷射或两者相结合的方法实现对后段端面的冷却及对后段端面与轮毂和机匣之间间隙的封严；在轴颈与轮毂和机匣接合处附近区域的轮毂和机匣壁面上进行冷气喷射，有效地实现对所述区域的冷却和封严。本发明能够在较少的冷气量条件下有效地对分段式几何调节中的关键区域进行冷却和封严，提高了几何调节方式在实际应用中的安全稳定性和可实现性。
文档编号F02C7/12GK102606312SQ201210104230
公开日2012年7月25日 申请日期2012年4月10日 优先权日2012年4月10日
发明者刘火星, 王鹏, 邹正平 申请人:北京航空航天大学