一种涡轮动叶压力面及顶部复合角气膜孔布局结构的制作方法

本发明涉及航空发动机/燃气轮机涡轮叶片冷却技术领域，具体涉及一种适用于航空发动机/燃气轮机热端部件涡轮动叶压力面及顶部的气膜孔优化布局结构。区别于单纯针对叶片中部流动稳定区域的气膜孔设计，该结构依据不同区域的流动特征，对涡轮动叶压力面从叶根到叶尖以及顶部进行了全方位的分区域复合角气膜孔设计，能够满足现代高性能航空发动机/燃气轮机对热端部件的冷却要求。

背景技术：

对于现代高性能航空发动机来说，为了追求更高的推重比和热效率，需要不断提升涡轮进口温度。气膜冷却技术作为一种行之有效的热防护措施变得尤为重要。气膜冷却是由壁面上的气膜孔喷出冷却气来阻隔主燃气流对壁面的加热，主要有两个作用：一是通过冷却气带走一部分热量；二是通过冷却气将壁面与高温燃气隔绝开来，以保护壁面。

对于静止状态下的涡轮叶片气膜孔设计相对简单。旋转状态下，叶片压力面沿展向分别有指向叶根的哥氏力和指向叶尖的离心浮升力作用，以及通道二次流。在三者共同作用下，气膜出流会向叶尖偏转，并且由于流动结构不同，从叶根到叶尖其偏转程度不同。靠近叶根区域，主要受端壁二次流的影响较大；叶片中部，受旋转附加力的影响较大；靠近叶尖区域及顶部，受间隙泄漏流的影响较大。与吸力面相比，压力面整体上的偏转程度较大，并且这种偏转不利于气膜附壁，导致气膜冷却效率降低。采用异形孔，在一定程度上可以降低偏转程度，达到提高气膜冷却效果的目的。然而，异型孔等气膜孔结构比较复杂，加工难度大，加工成本高。同时，对叶片表面的主流气动性能有一定影响，并增加气动损失。

技术实现要素：

针对现有技术的上述缺点和不足，本发明旨在提供一种适用于航空发动机/燃气轮机涡轮动叶压力面及顶部的复合角气膜孔布局结构，针对旋转状态下涡轮叶片压力面及顶部气膜出流会发生不同程度偏转，主要从改变气膜出流方向出发，针对叶根到叶尖及顶部分别布置不同复合角气膜孔，采用的仍是简单圆柱孔，结构比较简单，加工难度与传统的圆柱形气膜孔无异，但是气膜冷却效果却得到大幅提升，具有广泛的应用前景。

本发明提供了一种涡轮动叶压力面及顶部的复合角气膜孔布局结构，适用于航空发动机/燃气轮机，所述涡轮动叶包括叶根、叶尖、前缘和尾缘，涡轮动叶的压力面沿叶根至叶尖整个展向区域设置有若干排平行布置的复合角气膜孔，涡轮动叶顶部依据从前缘到尾缘的顺序设置1排复合角气膜孔，所述复合角气膜孔与涡轮动叶内部的冷却气流腔连通，其特征在于，

将所述涡轮动叶压力面从叶根至叶尖划分为5个叶片区，依次为叶根区、叶根-叶中过渡区、叶中区、叶中-叶尖过渡区、叶尖区，每个所述叶片区分别设置不同的复合角气膜孔，

其中，所述气膜复合角定义如下：首先气膜孔中心线在叶片垂直截面上与叶片表面过该孔中心的切向平面形成一定的夹角，在此基础上，气膜孔中心线在展向上与叶片垂直截面具有一定的夹角，最终形成复合角，指向叶尖为负，指向叶根为正；

叶根区，气膜复合角α1指向叶根，取值30～45°；

叶根-叶中过渡区，气膜复合角β1指向叶根，β1介于α1和α2之间，取值20～40°，保证气膜出流由叶根区逐渐向叶中区过渡；

叶中区，气膜复合角α2指向叶根，取值15～30°；

叶中-叶尖过渡区，气膜复合角γ1指向叶根，γ1介于α2和α3之间，取值30～50°，保证气膜出流由叶中区逐渐向叶尖区过渡；

叶尖区，气膜复合角α3指向叶根，取值40～60°；

所述涡轮动叶顶部靠近压力面侧设置1排复合角气膜孔，气膜复合角α4指向压力面，取值45～65°；

优选地，所述叶根区，沿展向跨度为1/5叶高；所述叶根-叶中过渡区，沿展向跨度为1/8叶高；所述叶中区，沿展向跨度为3/5叶高；所述叶中-叶尖过渡区，沿展向跨度为1/6叶高；所述叶尖区，沿展向跨度为1/5叶高；所述顶部，气膜孔中心距离压力面2d，其中，d为气膜孔直径。

优选地，在所述叶根-叶中过渡区，气膜复合角β1指向叶根，且从α1逐渐减小到α2。

优选地，在所述叶中-叶尖过渡区，气膜复合角γ1指向叶根，且从α2逐渐增大到α3。

优选地，各所述叶片区及顶部的气膜孔均为圆柱形气膜孔。

优选地，第1排孔位于0.12倍弦长，第2排孔位于0.25倍弦长，第3排孔位于0.42倍弦长，第4排孔位于0.64倍弦长。压力面气膜覆盖范围比吸力面大，主要由于吸力面宜发生分离，气动损失大，后端不宜布置太多气膜孔。

优选地，各所述叶片区的气膜孔直径d相同，由于复合角设置不同，在叶片展向上的气膜孔出口面积的大小有所不同。

优选地，第1排和第2排气膜孔间距较小，约为4d；第2排和第3排气膜孔间距稍大，约为6d；第3排和第4排气膜孔间距较大，约为8d。这样可以保证叶片表面温度均匀。

同现有技术相比，本发明的涡轮动叶压力面及顶部的复合角气膜孔布局结构的优点在于：(1)从改变气膜出流方向出发，在压力面叶根到叶尖每个不同的叶片区，分别设置不同的复合角气膜孔，克服了气膜出流在指向叶根的哥氏力、指向叶尖的离心浮升力以及通道二次流的影响下而向叶尖偏转，从而不利于气膜附壁的技术问题；(2)从改变气膜出流方向出发，在顶部靠近压力面侧设置了复合角气膜孔，克服了间隙泄漏流的不利影响，增大了气膜覆盖面积；(3)将叶片压力面分为5个区，通过分别设计不同的复合角，使气膜覆盖更均匀；(4)结合流动特征设置了过渡区，保证了不同区域复合角的平滑过渡，尽可能降低掺混带来的气动损失；(5)结构简单，布局合理，加工方便，成本可控；。

附图说明

图1为本发明的涡轮动叶压力面及顶部的复合角气膜孔布局结构示意图，其中，(a)为涡轮动叶顶部的气膜孔布局结构，(b)为涡轮动叶压力面的气膜孔布局结构；

图2为涡轮动叶压力面的区域划分示意图；

图3为气膜孔沿叶片横截面剖视图；

图4为叶根区的复合角气膜孔布局结构示意图；

图5为叶根-叶中过渡区的复合角气膜孔布局结构示意图；

图6为叶中区的复合角气膜孔布局结构示意图；

图7为叶中-叶尖过渡区的复合角气膜孔布局结构示意图；

图8为叶尖区的复合角气膜孔布局结构示意图；

图9为顶部的复合角气膜孔布局结构示意图；

图10为本发明与现有技术得到的冷却效率对比图。

附图中的附图标记说明如下：

1.涡轮动叶

2.复合角气膜孔

3.叶根区

4.叶根-叶中过渡区

5.叶中区

6.叶中-叶尖过渡区

7.叶尖区

8.主燃气流

9.气膜

10.叶根

11.叶尖

12.前缘

13.尾缘

14.压力面

15.顶部

16.吸力面

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图作进一步详细说明。

如图1所示，本发明的适用于航空发动机涡轮动叶压力面及顶部的复合角气膜孔布局结构，涡轮动叶1包括叶根10、叶尖11、前缘12和尾缘13，涡轮动叶1的压力面14沿叶根至叶尖整个展向区域设置有4排平行布置的复合角气膜孔2，涡轮动叶1的顶部15设置了一排复合角气膜孔2，复合角气膜孔2与涡轮动叶1内部的冷却气流腔连通。第1排孔位于0.12倍弦长，第2排孔位于0.25倍弦长，第3排孔位于0.42倍弦长，第4排孔位于0.64倍弦长。这主要由压力面的形状决定，可以避免气膜脱离壁面，保证气膜覆盖的连续性和均匀性。压力面上，第1排和第2排气膜孔间距较小，约为4d；第2排和第3排气膜孔间距稍大，约为6d；第3排和第4排气膜孔间距较大，约为8d。考虑到靠近叶片前缘位置的温度较高，这样设计可以保证叶片表面温度更均匀。顶部15复合角气膜孔2布置靠近压力面14侧，中心距离压力面2d。在间隙泄漏流的作用下，气膜可以覆盖整个叶片顶部区域。其中，d为气膜孔直径。

如图2所示，本发明将涡轮动叶1的压力面从叶根至叶尖划分为5个叶片区，依次包括叶根区3、叶根-叶中过渡区4、叶中区5、叶中-叶尖过渡区6、叶尖区7。所述叶根区，沿展向跨度为1/5叶高；所述叶根-叶中过渡区，沿展向跨度为1/8叶高；所述叶中区，沿展向跨度为3/5叶高；所述叶中-叶尖过渡区，沿展向跨度为1/6叶高；所述叶尖区，沿展向跨度为1/5叶高。为克服压力面气膜出流在指向叶根的哥氏力、指向叶尖的离心浮升力以及通道二次流的影响下而向叶尖偏转，以及顶部气膜出流在间隙泄漏流作用下向吸力面偏转，从而不利于气膜附壁的技术问题，本发明从改变气膜出流方向出发，针对叶根到叶尖每个不同的叶片区及顶部分别设置不同的气膜孔复合角。其中，涡轮动叶1压力面14不同区域及顶部15设置不同的复合角气膜孔2是本发明区别于其它气膜孔结构的突出特征。

如图1、3所示，涡轮动叶片表面被高温主燃气流8包围着，气膜9以复合角从叶片内部射出，体现在：在垂直叶片的横截面上，气膜孔2中心线与叶片1表面过该孔中心的切向平面成一定角度θ，如图3所示；同时，在展向上，气膜孔2中心线与垂直叶片截面形成一定角度，朝叶根10方向为正，朝叶尖11方向为负，最终形成复合角。具体布局如下：叶根区3(如图4所示)，受指向叶尖11的端壁二次流的影响，复合角气膜孔2的出流向叶尖11发生较大的偏转，因此气膜复合角α1指向叶根10，取值在30～45°范围内，用于抑制端壁二次流引起的偏转；叶根-叶中过渡区4(如图5所示)，端壁二次流的作用逐渐减弱，气膜出流偏转相应减弱，但仍指向叶尖11。因此，设置过渡区，气膜复合角β1指向叶根10，且从α1逐渐减小到α2，取值在20～40°范围内，实现气膜出流由叶根区3逐渐向叶中区5平缓过渡；叶中区5(如图6所示)，气膜孔2的出流由离心浮升力和哥氏力等旋转附加力主导，偏转相对较弱，但仍指向叶尖11。因此，气膜复合角α2指向叶根10，取值在15～30°范围内；叶中-叶尖过渡区6(如图7所示)，间隙泄漏流的作用逐渐增强，气膜出流偏转相应增强，且仍指向叶尖11。因间隙泄漏流的影响较大，叶中-叶尖过渡区6较叶根-叶中过渡区4范围要宽。该区域，气膜复合角γ1指向叶根10，且从α2逐渐增大到α3，取值在30～50°范围内，实现复合角气膜孔2的出流由叶中区5逐渐向叶尖区7过渡；叶尖区7如图8所示，间隙泄漏流起主导作用，气膜9朝叶尖11方向的偏转非常剧烈。因此，气膜复合角α3指向叶根10，取值在40～60°范围内，抑制间隙泄漏流引起的偏转；叶片顶部15如图9所示，主要受间隙泄漏流的影响，气膜出流从压力面14指向吸力面16，气膜复合角α4指向压力面14，取值在45～65°范围内，可以大幅降低间隙泄漏流的影响，增大气膜覆盖面积。整体上，通过上述分区域复合角气膜孔2优化布局，保证了气膜覆盖更均匀，冷却效果最佳。如图10所示(其中num1和exp1分别为已有技术得到的计算结果和实验结果，num2和exp2分别为本发明得到的计算结果和实验结果)，本发明经过了cfd和实验验证，在给定吹风比条件下，其冷却效果比传统气膜孔的气膜冷却效果提高了100％～150％。

通过上述论述，完全有效地实现了本发明的目的。一般情况下，涡轮动叶1压力面按上述5个区域划分，复合角气膜孔2分区域布置，同时顶部15也设置复合角气膜孔2。该领域的技术人员可以理解本发明包括但不限于附图和以上具体实施方式中描述的内容，叶根区气膜复合角α1、叶根-叶中过渡区气膜复合角β1、叶中区气膜复合角α2、叶中-叶尖过渡区气膜复合角γ1、叶尖区气膜复合角α3和顶部气膜复合角α4等均可以改变，任何不偏离本发明的功能和结构原理的修改都将包括在权利要求书的范围中。

本发明中所描述的具体实施例，其零、部件的形状、所取名称等可以不同。凡依本发明专利构思所述的构造、特征及原理所做的等效或简单变化，均包括于本发明专利的保护范围内。本发明所属技术领域的技术人员可以对所描述的具体实施例做各种各样的修改或补充或采用类似的方式替代，只要不偏离本发明的结构或者超越本权利要求书所定义的范围，均应属于本发明的保护范围。