一种具有环肋旋流腔的涡轮叶片前缘冷却结构及涡轮叶片

本发明涉及涡轮叶片内部通道强化换热，尤其涉及航空发动机及燃气轮机涡轮叶片内部通道强化换热，具体为一种具有环肋旋流腔的涡轮叶片前缘冷却结构及涡轮叶片。

背景技术：

1、涡轮叶片是燃气涡轮发动机中涡轮段的重要组成部件。高速旋转的叶片负责将高温高压的气流吸入燃烧器，以维持发动机的工作。轮发动机叶片一般承受较大的工作应力和较高的工作温度，且应力和温度的变化也较频繁和剧烈，其对工作条件的要求非常苛刻。

2、为了追求更高的输出功率和循环效率，现代航空发动机及燃气轮机进气道气体温度不断提升，甚至已经超过了2200k，远超目前金属材料的耐温极限。为了确保涡轮叶片的服役寿命在可接受的范围内，亟需创新更先进的强化换热技术。由于涡轮叶片前缘正对燃烧室出口的高温气体，并且由于主流的停滞使得叶片前缘承受着最恶劣的高温环境。目前，叶片前缘冷却技术主要包括两大类，即冲击冷却和旋流冷却。由于旋流冷却可以提供更均匀的换热系数以及更高的换热性能，因此叶片前缘的主要采用旋流冷却通道对高温部件进行保护。

3、现有的涡轮叶片前缘冷却方案中，冷却结构主要由冷气腔、旋流喷嘴通道、光滑旋流腔、阵列气膜孔、冷气出口通道组成。冷气由冷气腔进入，经旋流喷嘴通道进入光滑旋流腔，在光滑旋流腔中，冷却气体形成旋流与目标靶面进行对流换热，因为旋流冷却具有沿着周向的旋转速度，由于离心力的作用，旋流具有更好的贴壁性，因此具有更高的换热强度，且旋流比冲击射流更稳定。由于旋流冷却的周向速度是相同的，并不存在冲击冷却中的射流滞止点，因此旋流冷却具有更均匀的传热强度。经过旋流冷却换热，一部分冷气从气膜孔流出形成气膜冷却与主流换热，另一部分冷气形成横流与下游射流汇合流入冷气出口通道。

4、但是，由于旋流冷却通道中多级旋流冷却，会使下游冷气压力比上游冷气压力高，这使得不同位置气膜孔的冷气质量流量之间存在差异，导致覆盖在涡轮叶片前缘的冷气气膜分布不均匀，从而引起气膜冷却传热恶化。此外，由于上游旋流冷却产生的冷却废气会形成横流并使下游旋流产生偏转，并且降低了旋流的贴壁性，从而削弱了旋流冷却的换热能力，无法满足现代航空发动机及燃气轮机涡轮叶片换热需求。

技术实现思路

1、针对现有技术中存在的涡轮叶片前缘热负荷高，对应的冷却结构存在综合换热性能低，无法满足现代航空发动机及燃气轮机涡轮叶片换热需求的问题，本发明提供一种具有环肋旋流腔的涡轮叶片前缘冷却结构及涡轮叶片。

2、为达到上述目的，本发明采用以下技术方案予以实现：

3、本发明提供一种具有环肋旋流腔的涡轮叶片前缘冷却结构，包括设置在叶片前缘的冷气进口，所述冷气进口依次连通冷气进口段、冷气供气腔、旋流腔、冷气出口段和冷气出口；所述冷气供气腔与旋流腔通过前缘内层壁相隔，且前缘内层壁沿叶高方向设置有若干旋流喷嘴，用于使冷气供气腔与旋流腔相通；所述旋流喷嘴的中心线方向与前缘内层壁方向的夹角为85°～90°，且旋流喷嘴的中心线方向沿叶高方向的分量指向叶片底部；相邻的旋流喷嘴之间的旋流腔内壁上沿旋流腔靶面周向设置有环肋；相邻环肋之间的前缘外层壁上设置有气膜孔，所述气膜孔与旋流腔相连通，用于抽出部分旋流产生的废气。

4、进一步地，靠近叶片顶部的旋流喷嘴的中心线方向与前缘内层壁方向的夹角为85°，靠近叶片底部的旋流喷嘴的中心线方向与前缘内层壁方向的夹角为90°，二者之间的旋流喷嘴的中心线方向与前缘内层壁方向的夹角顺次由85°向90°过渡。

5、进一步地，所述旋流喷嘴的数量为15～20个。

6、进一步地，所述环肋与旋流喷嘴的距离为气膜孔直径的1～5倍。

7、进一步地，所述环肋的高度为气膜孔直径的1～5倍。

8、进一步地，所述气膜孔的中心线与涡轮叶片的水平面之间的夹角为-20°～20°。

9、优选地，所述环肋的截面为矩形、三角形、梯形或三角函数型。

10、进一步地，所述气膜孔的位置靠近旋流腔下游。

11、优选地，所述气膜孔为圆柱型气膜孔或扩张型气膜孔。

12、一种涡轮叶片，包括上述的具有环肋旋流腔的涡轮叶片前缘冷却结构。

13、与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：

14、本发明一种具有环肋旋流腔的涡轮叶片前缘冷却结构，包括设置在叶片前缘的冷气进口，所述冷气进口依次连通冷气进口段、冷气供气腔、旋流腔、冷气出口段和冷气出口；所述冷气供气腔与旋流腔通过前缘内层壁相隔，且前缘内层壁沿叶高方向设置有若干旋流喷嘴；所述旋流喷嘴的中心线方向与前缘内层壁方向的夹角为85°～90°，且旋流喷嘴的中心线方向沿叶高方向的分量指向叶片底部；相邻的旋流喷嘴之间的旋流腔内壁上沿旋流腔靶面周向设置有环肋；相邻环肋之间的前缘外层壁上设置有气膜孔，所述气膜孔与旋流腔相连通。冷气由冷气进口进入，经冷气进口段进入冷气供气腔，冷气冲击的方式经若干旋流喷嘴进入旋流腔，在前缘外层壁内表面处的旋流腔靶面形成旋流冷却，旋流冷却产生的废气一部分从气膜孔流出汇入主流，一部分废气汇集形成横流流向旋流腔下游叶片底部方向。上游累积的横流会使得下游旋流冷却气体方向沿旋流腔下游偏移，并且随着横流强度的增大，通过将旋流喷嘴中心线沿叶高方向的分量指向叶片底部，可使旋流冷却气体沿着逆横流的方向存在一个速度分量，其起到了抑制横流的作用，减少了上游累积的横流对下游旋流冲击换热的不利影响，提高了旋流腔内部的旋流冷却换热效率。同时，环肋的存在，使得旋流腔中冷气的流动阻力较大，沿着旋流腔下游方向，旋流腔的压力逐渐降低，控制旋流腔上下游气膜孔的质量流量分布，使得涡轮叶片前缘覆盖的气膜分布更均匀，从而使冷气供气腔和旋流腔两侧的压差随着流动的发展逐渐增加，使旋流喷嘴的流量沿着旋流腔下游的方向逐渐增大，提高了旋流腔下游处的旋流换热效率，即环肋辅助改善旋流喷嘴的流量分配，抑制了上游旋流冷却产生的横流对下游旋流的吹离，提升了下游旋流的贴壁性，增强了下游旋流冷却的换热效果，具有优秀的反横流特性，提高了涡轮叶片前缘的综合换热能力；另外，环肋的布置增加了冷气与旋流腔内壁的换热面积，进一步增强了对流换热性能。

15、通过将靠近叶片顶部的旋流喷嘴的中心线方向与前缘内层壁方向的夹角为85°，靠近叶片底部的旋流喷嘴的中心线方向与前缘内层壁方向的夹角为90°，二者之间的旋流喷嘴的中心线方向与前缘内层壁方向的夹角顺次由85°向90°过渡，可以使旋流冷却气体沿着逆横流的方向存在一个速度分量，可以更好的抑制横流的作用，减少上游累积的横流对下游旋流冲击换热的不利影响，增强冷气的穿透能力，实现更均匀的换热系数分布。

16、气膜孔及气膜孔的进一步限定，可进一步提升气膜贴壁效果，从而进一步增强对流换热性能。

17、所述环肋的截面为矩形、三角形、梯形或三角函数型，可以有效抑制横流的作用同时，增加冷气与旋流腔内壁的换热面积，进一步提升对流换热的性能。

18、所述气膜孔的位置靠近旋流腔下游，可更大限度实现对旋流腔下游的压力，使涡轮叶片前缘的冷气气膜分布更均匀。

19、本发明还提供一种涡轮叶片，包括上述的具有环肋旋流腔的涡轮叶片前缘冷却结构。该涡轮叶片具有更好的冷却换热效率，高温区域小，在极端高温环境下具有更好的整体综合冷却性能，促进了高性能航空发动机及燃气轮机技术的发展，具有一定的以经济效益。