CN113107611B - 基于双喉道气动矢量喷管的涡轮叶片尾缘冷却结构及其尾迹控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了基于双喉道气动矢量喷管的涡轮叶片尾缘冷却结构，包括在涡轮叶片尾缘位置处，内部还设有双喉道气动矢量喷管，该矢量喷管的一喉道的两侧对称设置有两个次流通道，其中一个次流通道靠近叶盆侧，另外一个次流通道靠近叶背侧；本发明还公开了基于双喉道气动矢量喷管的涡轮叶片尾缘冷却结构的尾迹控制方法，包括：首先关闭第一阀门和第二阀门，高压冷气作为主流进入喷管进口；然后，打开第一阀门或者打开第二阀门，通过阀门控制控制矢量喷管射流的角度，达到尾迹不同程度的控制效果，从而减小非定常尾迹对叶片叶膜冷却效率的影响。

Description

基于双喉道气动矢量喷管的涡轮叶片尾缘冷却结构及其尾迹 控制方法

技术领域

本发明涉及涡轮叶片尾缘冷却技术领域，特别是涉及基于双喉道气动矢量喷管的涡轮叶片尾缘冷却结构及其尾迹控制方法。

背景技术

随着航空燃气轮机效率的提高以及对发动机推重比和耗油率的要求，涡轮进口燃气温度不断提高，推重比为10的航空燃气涡轮发动机的涡轮进口燃气温度已经将近2000K,比高压涡轮叶片金属材料的熔点高400K。针对现代航空发动机高温涡轮气冷叶片的冷却，现在基本上已形成了由内部冷却和外部冷却以及热障涂层防护组成的叶片冷却方案。叶片的内部冷却结构十分复杂，针对叶片不同的冷却部位，可分为内表面的冲击冷却和内部通道的对流换热冷却。

针对气膜冷却，动叶的冷却技术更为复杂：一方面，动静叶相对运动时，上游静叶尾缘产生的尾迹在叶栅通道中的发展和演变伴随着强烈的非定常效应，在非定常尾迹影响下，涡轮叶片吸力面和压力面附近的流场会发生改变，使得气膜射流具有一定的波动特征，影响叶片壁面的气膜冷却效率，这属于尾迹的直接影响；另一方面，尾迹影响下主流的湍流度大幅增强，加强了冷热流体的分离掺混，这属于尾迹的间接影响。同时，周期性尾迹对下游气膜冷却效果的影响并不是一个单向的结果，在不同的情况下有时会提高气膜的冷却效率，有时降低气膜的冷却效率。因此，要控制涡轮叶片尾迹的非定常性。

涡轮尾缘冷却是涡轮叶片冷却设计的难题之一，主要是因为涡轮叶片尾缘厚度薄，热负荷仅次于叶片前缘，可利用的内冷却空间非常有限；冷却空气先用于叶片前缘和弦长中区域，之后流经尾缘排出，此时冷却空气的温度升高，尾缘的冷却效率下降。现阶段通常采用扰流柱方式或交叉肋对涡轮叶片尾缘进行强化换热，但是这种冷却方式会大大增强尾迹的非定常性,从而影响气膜冷却的效率。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的在于提供基于双喉道气动矢量喷管的涡轮叶片尾缘冷却结构及其尾迹控制方法，实现尾缘冷却以及尾迹流动可调可控。

为实现上述技术目的，本发明将采取以下的技术方案：

基于双喉道气动矢量喷管的涡轮叶片尾缘冷却结构，包括涡轮叶片本体，所述涡轮叶片本体整体呈弧形状，具有叶盆侧和叶背侧，所述涡轮叶片内部中空具有叶片中区，所述涡轮叶片本体的两侧设有多个气膜孔，连通外部与所述叶片中区；在所述涡轮叶片本体的尾缘位置处，其内部还设有所述双喉道气动矢量喷管，所述双喉道气动矢量喷管通过导管引入高压冷气，其中，

所述双喉道气动矢量喷管包括喷管本体，所述喷管本体的内流道按照流体流向依次设置有：喷管进口、一喉道前部等直段、一喉道前部收敛段、一喉道、二喉道前部扩张段、二喉道前部收敛段和喷管出口；在所述一喉道的两侧对称设置有两个次流通道，其中一个次流通道靠近所述叶盆侧，另外一个次流通道靠近叶背侧；

所述导管包括主流导管和次流导管，所述主流导管连通所述涡轮叶片的叶片中区与所述喷管进口，将压气机的高压冷气引入所述叶片中区的内流道中，所述次流导管连通所述两个次流通道，将压气机的高压冷气引入所述喷管本体的内流道中；

连通所述叶背侧次流通道的次流导管上设有第一阀门，用以控制该侧次流通道的开关与闭合；连通所述叶盆侧次流通道的次流导管上设有第二阀门，用以控制该侧次流通道的开关与闭合。

进一步的，所述喷管出口与所述涡轮叶片尾缘出口截面的相对位置及其几何参数需要进行仔细设计。详细步骤如下：

步骤S1、根据航空发动机总体需求，获得该叶片尾缘的冷却气体流量，再根据该冷却气流的总压和叶片通道内的环境压力确定喷管工作的落压比，进而确定一喉道6的面积。

步骤S2、根据所需工作状态，确定喷管一喉道6和喷管出口10(二喉道)面积比，获得喷管出口10(二喉道)的面积，即出口高度可由喷管出口10的面积与叶片高度的比值确定。

步骤S3、考虑到叶片尾缘的尺寸限制、材料属性、结构强度等因素，喷管出口10与涡轮叶片尾缘的出口截面平齐且出口截面的长度为喷管出口10高度的2至3倍。

步骤S4、由未截断前的涡轮叶片尾部型线获得叶盆和叶背尾缘的型面切线，二者切线所夹角的角平分线构成喷管出口10与涡轮叶片尾缘的出口截面的法线。

步骤S5、由上述法线和已经获得的涡轮叶片尾缘出口截面尺寸确定涡轮叶片截断位置，进而确定涡轮叶片尾缘出口截面的位置和几何参数，完成喷管及其周边几何参数的确定。

进一步的，所述双喉道气动矢量喷管与所述涡轮叶片为一体成型成型铸造。

进一步的，所述次流通道中的流量流向与所述喷管本体内流道中的流量流向存在夹角，该夹角为70°至140°。

进一步的，所述喷管出口的高度与所述一喉道的高度之比大于1。

进一步的，所述喷管进口中的气体压力与叶片通道外流的气体压力的比值范围为3至4，落压比为4；次流引射量为3％，二次流注入角为120°。

基于双喉道气动矢量喷管的涡轮叶片尾缘冷却结构的尾迹控制方法，包括如下步骤：

步骤S1、首先关闭第一阀门和第二阀门，高压冷气进入叶片中区，该高压冷气一部分经过气膜孔排出，冷却涡轮叶片本体的内外壁面，该高压冷气的另外一部分作为主流进入喷管进口；

步骤S2、打开第一阀门或者打开第二阀门，其中，当打开第一阀门时，高压冷气经过叶背侧的次流通道，在一喉道截面处汇入内流道，该部分高压冷气为次流，次流冲击主流，使得双喉道气动矢量喷管的出口射流向叶背侧偏转，高速射流使得尾迹向叶背侧偏转；

当打开第二阀门时，高压冷气经过叶盆侧的次流通道，在一喉道截面处汇入内流道，该部分高压冷气为同样为次流，该次流冲击主流，使得双喉道气动矢量喷管的出口射流向叶盆侧偏转，高速射流使得尾迹向叶盆侧偏转。

本发明的有益效果是：

1、本发明将双喉道气动矢量喷管安装于涡轮叶片尾缘处，能够加强对流换热，从而冷却尾缘。

2、本发明通过控制第一阀门和第二阀门来控制射流角度，实现涡轮叶片尾缘劈缝流动的调节控制，从而提高涡轮的工作效率。

3、本发明巧妙利用喷管进口落压比和次流引射量的关系，使得喷管始终处于较优的工况。

附图说明

图1为本发明提供的涡轮叶片尾缘冷却结构的结构示意图。

图2为本发明提供的涡轮叶片尾缘冷却结构的结构示意图。

图3为本发明提供的双喉道气动矢量喷管的结构示意图。

图4为本发明提供的涡轮叶片尾缘冷却结构工作时次流第一阀门和第二阀门均关闭时的速度云图。

图5、6为本发明提供的涡轮叶片尾缘冷却结构工作时第一阀门、第二阀门分别开启时的速度云图。

附图中：

1-涡轮叶片本体，2-双喉道气动矢量喷管，201-第一阀门，202-第二阀门，3-喷管进口，4-一喉道前部等直段，5-一喉道前部收敛段，6-一喉道，7-次流通道，8-二喉道前部扩张段，9-二喉道前部收敛段，10-喷管出口。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

实施例1

参见图1-图3，本实施例提供一种基于双喉道气动矢量喷管的涡轮叶片尾缘冷却结构，包括涡轮叶片本体1，涡轮叶片本体1整体呈弧形状，具有叶盆侧和叶背侧，涡轮叶片本体1的内部中空具有叶片中区，涡轮叶片本体1的两侧设有多个气膜孔，形成稀疏气膜孔，该气膜孔连通外部与叶片中区，具体的说，该涡轮叶片既可以应用于动叶片也可以应用于静叶片。

在涡轮叶片本体1的尾缘位置处，其内部还设有双喉道气动矢量喷管2，具体的说，如果叶片由二维型线直接拉伸，则该矢量喷管也应直接拉伸；如果叶片由二维型线沿特定导引线拉伸，则该矢量喷管也应沿该特定导引线拉伸，总之，在本实施例中，矢量喷管和涡轮叶片的相对位置是一致的。

双喉道气动矢量喷管2通过导管引入高压冷气，该高压冷气来自于压气机，其中，双喉道气动矢量喷管2包括喷管本体，喷管本体的内流道按照流体流向依次设置有：喷管进口3、一喉道前部等直段4、一喉道前部收敛段5、一喉道6、二喉道前部扩张段8、二喉道前部收敛段9和喷管出口10；在一喉道6的两侧对称设置有两个次流通道7，其中一个次流通道7靠近叶盆侧，另外一个次流通道7靠近叶背侧。

导管包括主流导管和次流导管，主流导管连通涡轮叶片的压气机与叶片中区，通过喷管进口3将压气机的高压冷气引入喷管本体的内流道中，次流导管连通压气机与两个次流通道7，将叶片中区的高压冷气引入喷管本体的内流道中；叶片内的气体流经双喉道气动矢量喷管2，既强化了掺混，又产生了推力矢量，起到冷却尾缘和控制尾迹的作用。

连通叶背侧次流通道的次流导管上设有第一阀门201，用以控制该侧次流通道7的开关与闭合；连通叶盆侧次流通道的次流导管上设有第二阀门202，用以控制该侧次流通道7的开关与闭合。

具体的说，在本实施例中，上述第一阀门201和第二阀门202根据实际情况布置在叶片外部或内部。

具体的，在本实施例中，需要对现有技术中的叶片尾缘进行部分截断，如图1所示。如果截断面长度L过大、叶片截断过多，影响其工作效率；如果截断面长度L过小、叶片截断过少，叶片尾缘容易烧蚀。更具体的说，在本实施例中，需要保证喷管出口与涡轮叶片尾缘的出口截面平齐，喷管出口的轴向方向垂直于该出口截面，并且该出口截面的长度(L)为喷管出口高度(D)的2至3倍。

具体的说，在本实施例中，双喉道气动矢量喷管2与涡轮叶片本体1为一体成型成型铸造，保证喷管和叶片一体，无缝隙产生，并且涡轮叶片本体1的截断部分的尖角进行导圆处理。

具体的说，在本实施例中，两个次流通道中的流量流向与喷管本体内流道中的流量流向存在夹角，该夹角为70°至140°。

具体的说，在本实施例中，喷管出口10的高度与一喉道6的高度之比有两种选择，第一种选择，即是：喷管出口10的高度与一喉道6的高度之比大于1，当大于1时，最大矢量角减小，推力系数降低，达到最大矢量角所需要的最大二次流百分比大幅度减小，矢量效率增加；当小于1时，最大矢量角增大，但是其最大二次流百分比增加，矢量效率降低。具体做何种选择，需要根据实际工况。

更具体的说，在本实施例中，喷管进口3中的气体压力与叶片通道外流的气体压力的比值范围为3至4，落压比为4；次流引射量为3％，二次流注入角为120°。叶片次流导管出口应放置在叶片高度方向一半的位置，保证叶根处也能注入足够的次流流量。

实施例2

参见图1-图3，本实施例提供一种基于双喉道气动矢量喷管的涡轮叶片尾缘冷却结构的尾迹控制方法，该方法基于实施例1中提供的涡轮叶片尾缘冷却结构，包括如下步骤：

步骤S1、首先关闭第一阀门201和第二阀门202，高压冷气进入叶片中区，该高压冷气一部分经过气膜孔排出，冷却涡轮叶片本体1的内外壁面，该高压冷气的另外一部分作为主流进入喷管进口；此时射流方向沿喷管轴向方向，对尾迹不起控制作用。

步骤S2、打开第一阀门201或者打开第二阀门202，其中，当打开第一阀门201时，高压冷气经过叶背侧的次流通道7，在一喉道6截面处汇入内流道，该部分高压冷气为次流，次流冲击主流，使得双喉道气动矢量喷管2的出口射流向叶背侧偏转，高速射流使得尾迹向叶背侧偏转；完成对尾迹的调节控制，通过调节第一阀门201的开度来控制次流流量的大小，从而控制双喉道矢量喷管2射流偏转的角度，达到不同程度的尾迹控制效果；

当打开第二阀门202时，高压冷气经过叶盆侧的次流通道，在一喉道6截面处汇入内流道，该部分高压冷气为同样为次流，该次流冲击主流，使得双喉道气动矢量喷管2的出口射流向叶盆侧偏转，高速射流使得尾迹向叶盆侧偏转，完成对尾迹的调节控制，通过调节第二阀门202的开度来控制次流流量的大小，从而控制双喉道气动矢量喷管2射流偏转的角度，达到不同程度的尾迹控制效果。

综上，由于该双喉道气动矢量喷管2需要引入压气机的高压气体，因此属于有源式双喉道气动矢量喷管。本发明适用于高压涡轮和低压涡轮，基于涡轮工作过程的复杂性，无法直接给出通用的、全包线的次流控制方法，要根据实际情况来调整。

实施例3

参见图1-图3，本实施例在实施例1的基础之上，提供一种喷管出口与涡轮叶片尾缘出口截面的相对位置及其几何参数的设计方法，该方法具体包括：

步骤S1、根据航空发动机总体需求，获得该叶片尾缘的冷却气体流量，再根据该冷却气流的总压和叶片通道内的环境压力确定喷管工作的落压比，进而确定一喉道6的面积。

步骤S2、根据所需工作状态，确定喷管一喉道6和喷管出口10(二喉道)面积比，获得喷管出口10(二喉道)的面积，即出口高度可由喷管出口10的面积与叶片高度的比值确定。

步骤S3、考虑到叶片尾缘的尺寸限制、材料属性、结构强度等因素，喷管出口10与涡轮叶片尾缘的出口截面平齐且出口截面的长度为喷管出口10高度的2至3倍。

步骤S4、由未截断前的涡轮叶片尾部型线获得叶盆和叶背尾缘的型面切线，二者切线所夹角的角平分线构成喷管出口10与涡轮叶片尾缘的出口截面的法线。

步骤S5、由上述法线和已经获得的涡轮叶片尾缘出口截面尺寸确定涡轮叶片截断位置，进而确定涡轮叶片尾缘出口截面的位置和几何参数，完成喷管及其周边几何参数的确定。

针对典型工况下的静叶片尾缘劈缝进行计算。图4展示的是在喷管a,b阀门都未开启的情况下的双喉道气动矢量喷管出口处的马赫云图。图5、6分别展示的是喷管阀门a,b分别开启情况下的马赫云图，经过计算可得其矢量角(以垂直于喷管出口截面为基准)为24.8°，从而实现对尾迹的控制作用。

本发明未详述之处，均为本领域技术人员的公知技术。

以上详细描述了本发明的较佳具体实施例。应当理解，本领域的普通技术人员无需创造性劳动就可以根据本发明的构思作出诸多修改和变化。因此，凡本技术领域中技术人员依本发明的构思在现有技术的基础上通过逻辑分析、推理或者有限的实验可以得到的技术方案，皆应在由权利要求书所确定的保护范围内。

Claims (8)

1.基于双喉道气动矢量喷管的涡轮叶片尾缘冷却结构，包括涡轮叶片本体，所述涡轮叶片本体整体呈弧形状，具有叶盆侧和叶背侧，所述涡轮叶片内部中空具有叶片中区，所述涡轮叶片本体的两侧设有多个气膜孔，连通外部与所述叶片中区；其特征在于，在所述涡轮叶片本体的尾缘位置处，其内部还设有所述双喉道气动矢量喷管，所述双喉道气动矢量喷管通过导管引入高压冷气，其中，

所述双喉道气动矢量喷管包括喷管本体，所述喷管本体的内流道按照流体流向依次设置有：喷管进口、一喉道前部等直段、一喉道前部收敛段、一喉道、二喉道前部扩张段、二喉道前部收敛段和喷管出口；在所述一喉道的两侧对称设置有两个次流通道，其中一个次流通道靠近所述叶盆侧，另外一个次流通道靠近叶背侧；

所述导管包括主流导管和次流导管，所述主流导管连通所述涡轮叶片的叶片中区与所述喷管进口，将压气机的高压冷气引入所述叶片中区的内流道中，所述次流导管连通所述两个次流通道，将压气机的高压冷气引入所述喷管本体的内流道中；

连通所述叶背侧次流通道的次流导管上设有第一阀门，用以控制该侧次流通道的开关与闭合；连通所述叶盆侧次流通道的次流导管上设有第二阀门，用以控制该侧次流通道的开关与闭合。

2.根据权利要求1所述的基于双喉道气动矢量喷管的涡轮叶片尾缘冷却结构，其特征在于，所述一喉道的面积根据所述双喉道气动矢量喷管的落压比确定；所述喷管出口的出口高度由所述喷管出口的面积与叶片高度的比值确定。

3.根据权利要求1所述的基于双喉道气动矢量喷管的涡轮叶片尾缘冷却结构，其特征在于，所述喷管出口与所述涡轮叶片尾缘的出口截面平齐，所述喷管出口的轴向方向垂直于该出口截面，并且该出口截面的长度为所述喷管出口高度的2至3倍。

4.根据权利要求3所述的基于双喉道气动矢量喷管的涡轮叶片尾缘冷却结构，其特征在于，所述双喉道气动矢量喷管与所述涡轮叶片为一体成型成型铸造。

5.根据权利要求4所述的基于双喉道气动矢量喷管的涡轮叶片尾缘冷却结构，其特征在于，所述次流通道中的流量流向与所述喷管本体内流道中的流量流向存在夹角，该夹角为70°至140°。

6.根据权利要求5所述的基于双喉道气动矢量喷管的涡轮叶片尾缘冷却结构，其特征在于，所述喷管出口的高度与所述一喉道的高度之比大于1。

7.根据权利要求5所述的基于双喉道气动矢量喷管的涡轮叶片尾缘冷却结构，其特征在于，所述喷管进口中的气体压力与叶片通道外流的气体压力的比值范围为3至4，落压比为4；次流引射量为3％，二次流注入角为120°。

8.根据权利要求1-7中任一权利要求所述的基于双喉道气动矢量喷管的涡轮叶片尾缘冷却结构的尾迹控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤S1、首先关闭第一阀门和第二阀门，高压冷气进入叶片中区，该高压冷气一部分经过气膜孔排出，冷却涡轮叶片本体的内外壁面，该高压冷气的另外一部分作为主流进入喷管进口；

步骤S2、打开第一阀门或者打开第二阀门，其中，当打开第一阀门时，高压冷气经过叶背侧的次流通道，在一喉道截面处汇入内流道，该部分高压冷气为次流，次流冲击主流，使得双喉道气动矢量喷管的出口射流向叶背侧偏转，高速射流使得尾迹向叶背侧偏转；

当打开第二阀门时，高压冷气经过叶盆侧的次流通道，在一喉道截面处汇入内流道，该部分高压冷气为同样为次流，该次流冲击主流，使得双喉道气动矢量喷管的出口射流向叶盆侧偏转，高速射流使得尾迹向叶盆侧偏转。

Images