CN114872909A

CN114872909A - 飞机型涡轮叶片冷却通道换热结构

Info

Publication number: CN114872909A
Application number: CN202210485291.2A
Authority: CN
Inventors: 梁津华; 曾军; 黄小杨; 娄德仓
Original assignee: AECC Sichuan Gas Turbine Research Institute
Current assignee: AECC Sichuan Gas Turbine Research Institute
Priority date: 2022-05-06
Filing date: 2022-05-06
Publication date: 2022-08-09
Anticipated expiration: 2042-05-06
Also published as: CN114872909B

Abstract

本发明提供一种飞机型涡轮叶片冷却通道换热结构，包括侧高、侧平面、侧斜面、顶平面、外斜面、内斜面、棱柱和四面体，外斜面和内斜面相对于水平面倾斜设置，外斜面和内斜面的顶部通过顶平面连接，侧高、侧平面和侧斜面均为两个，顶平面的两侧对称依次设置有侧斜面、侧平面和侧高，且侧斜面、侧平面和侧高均与外斜面和内斜面连接，棱柱的一端与内斜面的中部连接，并位于内斜面的中分线上，四面体与棱柱的另一端连接。本发明实施例能够提高换热效果，并相比于现有技术方案换热系数提升90％以上。

Description

飞机型涡轮叶片冷却通道换热结构

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，具体涉及一种飞机型涡轮叶片冷却通道换热结构。

背景技术

现代航空燃气涡轮发动机为了获得更高的推重比和热效率，不断提高涡轮入口温度，目前涡轮进口温度已经远远超过叶片材料的熔点温度，必须采用复杂的冷却技术来保持涡轮叶片的正常工作，涡轮叶片冷却技术分外部冷却和内部冷却，内部冷却是强化涡轮叶片内部对流换热从而使冷却气流从叶片内侧带走热量，主要方式包含扰流肋强化换热、冲击冷却、采用间冷方法降低冷气温度等措施。

发明内容

有鉴于此，本说明书实施例提供一种飞机型涡轮叶片冷却通道换热结构，以达到提高冷却效率的目的。

本说明书实施例提供以下技术方案：一种飞机型涡轮叶片冷却通道换热结构，包括侧高、侧平面、侧斜面、顶平面、外斜面、内斜面、棱柱和四面体，外斜面和内斜面相对于水平面倾斜设置，外斜面和内斜面的顶部通过顶平面连接，侧高、侧平面和侧斜面均为两个，顶平面的两侧对称依次设置有侧斜面、侧平面和侧高，且侧斜面、侧平面和侧高均与外斜面和内斜面连接，棱柱的一端与内斜面的中部连接，并位于内斜面的中分线上，四面体与棱柱的另一端连接。

进一步地，外斜面与水平面的夹角为α，内斜面与水平面的夹角为β，其中α为35°至45°，β为30°至35°。

进一步地，飞机型涡轮叶片冷却通道换热结构的高度为D，侧高的长度为L1，顶平面的长度为L8，侧斜面的倾角为γ，其中，0.5D≤L1≤0.55D，1.1D≤L8≤1.3D，γ为20°至25°。

进一步地，飞机型涡轮叶片冷却通道换热结构的高度为D，外斜面的投影长度为L5，顶平面的投影长度为L6，内斜面的投影长度为L7，其中1.1D≤L5≤1.3D，0.5D≤L6≤0.6D，1.5D≤L7≤1.6D。

进一步地，飞机型涡轮叶片冷却通道换热结构的高度为D，飞机型涡轮叶片冷却通道换热结构投影长度为L2，投影宽度为L4，侧平面的投影长度为L3，其中，4.9D≤L2≤5.1D，1.3D≤L3≤1.4D，5.7D≤L4≤6.0D。

进一步地，飞机型涡轮叶片冷却通道换热结构的高度为D，棱柱的宽度为L9,四面体的宽度为L10，其中，1.0D≤L9≤1.1D，2.1D≤L10≤2.2D。

进一步地，侧高、侧平面、侧斜面、顶平面、外斜面和内斜面构成一个换热单元，飞机型涡轮叶片冷却通道换热结构包括多个换热单元，多个换热单元间隔设置，且在垂直于气流方向上，位于同一排的相邻两个换热单元的侧高相对。

与现有技术相比，本说明书实施例采用的上述至少一个技术方案能够达到的有益效果至少包括：在冷却空气流过四面体时，气流被抬升，使得该部分被抬升的气流形成一个小涡，与四面体进行换热；气流到达内斜面时，由于扰流肋的两侧往中心收缩，两侧气流被强制往扰流肋中心流，这加强了气流与扰流肋边界层之间的扰动，增强了换热；气流与扰流肋进行换热后被抬升，形成漩涡与冷气核心流掺混，相互交换热量，导致被抬升的气流温度降低，由于被抬升的冷气进入了冷气核心流并旋转，致使部分核心流还未与扰流肋进行过换热的气流被卷到扰流肋处与扰流肋进行换热。冷气与扰流肋的换热过程为换热、升温、掺混、降温、换热。由于与扰流肋换热的气流始终是经过掺混降温的气流，因此换热效果好，本实施例的相比于矩形换热结构，换热系数提升90％以上。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。

图1为本发明实施例的三维示意图；

图2为本发明实施例的剖视图；

图3为图2的A-A向剖视图；

图4为本发明实施例的前视图；

图5为本发明实施例的俯视图；

图6为本发明实施例的仰视图；

图7为本发明实施例的换热单元排列示意图；

图8为努赛尔数随雷诺数变化图。

图中附图标记：1、侧高；2、侧平面；3、侧斜面；4、顶平面；5、外斜面；6、内斜面；7、棱柱；8、四面体。

具体实施方式

下面结合附图对本申请实施例进行详细描述。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

如图1至图7所示，本发明实施例提供了一种飞机型涡轮叶片冷却通道换热结构，飞机型涡轮叶片冷却通道换热结构包括侧高1、侧平面2、侧斜面3、顶平面4、外斜面5、内斜面6、棱柱7和四面体8，外斜面5和内斜面6相对于水平面倾斜设置，外斜面5和内斜面6的顶部通过顶平面4连接，侧高1、侧平面2和侧斜面3均为两个，顶平面4的两侧对称依次设置有侧斜面3、侧平面2和侧高1，且侧斜面3、侧平面2和侧高1均与外斜面5和内斜面6连接，棱柱7的一端与内斜面6的中部连接，并位于内斜面6的中分线上，四面体8与棱柱7的另一端连接。

在冷却空气流过四面体8时，气流被抬升，使得该部分被抬升的气流形成一个小涡，与四面体8进行换热；气流到达内斜面6时，由于扰流肋的两侧往中心收缩，两侧气流被强制往扰流肋中心流，这加强了气流与扰流肋边界层之间的扰动，增强了换热；气流与扰流肋进行换热后被抬升，形成漩涡与冷气核心流掺混，相互交换热量，导致被抬升的气流温度降低，由于被抬升的冷气进入了冷气核心流并旋转，致使部分核心流还未与扰流肋进行过换热的气流被卷到扰流肋处与扰流肋进行换热。冷气与扰流肋的换热过程为换热、升温、掺混、降温、换热。由于与扰流肋换热的气流始终是经过掺混降温的气流，因此换热效果非常好。本实施例相比于矩形换热结构，换热系数提升90％。

本实施例中内斜面6为对称的两倾斜斜面连接而成，两倾斜斜面的连接处为内斜面6的中分线，该内斜面6的中分线处呈内凹状结构。外斜面5为对称的两倾斜斜面连接而成，两倾斜斜面的连接处为外斜面5的中分线，该外斜面5的中分线与该内斜面6的中分线位置对应，且该外斜面5的中分线处呈外凸状结构。

侧高1、侧平面2、侧斜面3、顶平面4依次连接并位于外斜面5与内斜面6之间，侧高1、侧平面2、侧斜面3、顶平面4用于连接外斜面5与内斜面6。

棱柱7具有对称设置的两倾斜斜面，棱柱7的两倾斜斜面连接处成外凸状并与内斜面6的中分线对应。四面体8为锥台状结构，四面体8的俯视图具有对称设置的四个三角形面，其中对称中心线为内斜面6的中分线所在平面。该三角形面为四面体8的四个倾斜平面，且四个倾斜平面的顶点位于棱柱7的两倾斜斜面的末端。

如图3所示，外斜面5与水平面的夹角为α，内斜面6与水平面的夹角为β，其中α为35°至45°，β为30°至35°；外斜面5与水平面的夹角α和β的作用使气流平缓抬升，避免突扩，同时增大换热面积；内斜面6与水平面的夹角的作用使气流平缓下降，避免突缩，同时增大换热面积。

飞机型涡轮叶片冷却通道换热结构的高度为D，侧高1的长度为L1，顶平面4的长度为L8，侧斜面3的倾角为γ，其中，0.5D≤L1≤0.55D，1.1D≤L8≤1.3D，γ为20°至25°。侧高1的长度为L1约为飞机型涡轮叶片冷却通道换热结构的高度D的一半的作用是使气流在两侧流动时更贴近低平面；顶平面4的长度L8略大于D的作用是增加顶部换热面积；侧斜面3的倾角γ的作用是让侧平面2和顶平面4形成平滑过渡。

飞机型涡轮叶片冷却通道换热结构的高度为D，外斜面5的投影长度为L5，顶平面4的投影长度为L6，内斜面6的投影长度为L7，其中1.1D≤L5≤1.3D，0.5D≤L6≤0.6D，1.5D≤L7≤1.6D。外斜面5和内斜面6的投影长度L5和L7略大于D使气流有较多的换热时间，顶平面4的投影长度L6约为D的一半使顶部气流也能和顶平面4进行换热。

飞机型涡轮叶片冷却通道换热结构投影长度为L2，投影宽度为L4，侧平面2的投影长度为L3，其中，4.9D≤L2≤5.1D，1.3D≤L3≤1.4D，5.7D≤L4≤6.0D。换热结构投影长度L2和投影宽度L4远大于D能增加换热面积，侧平面2的投影长度为L3能搅动气流使气流产生旋涡。

棱柱7的宽度为L9,四面体8的宽度为L10，1.0D≤L9≤1.1D，2.1D≤L10≤2.2D。棱柱7的宽度L9能增加换热面积，同时搅动气流；,四面体8的宽度L10能增大换热面积。

如图7所示，侧高1、侧平面2、侧斜面3、顶平面4、外斜面5和内斜面6构成一个换热单元，飞机型涡轮叶片冷却通道换热结构包括多个换热单元，多个换热单元间隔设置且相邻两个换热单元的侧高1相对。设置多个换热单元可以将换热效率最大化，同时根据不同换热需求，本实施例可以选择不同数量的换热单元，以满足不同工况条件。

申请人数值计算对比了矩形换热结构、W型换热结构和本实施例(飞机形)的换热效果，本实施例相比于矩形换热结构，换热系数提升90％，且比高性能的W型换热结构，换热系数提升30％，并且外壁面温度分布更加均匀。同时本实施例在不同雷诺数下的努赛尔数都是最高的，且随雷诺数的增加，努赛尔数增加得更明显，如图8所示，在该图中方框图例为矩形换热结构，菱形图例为W型换热结构，圆形图例为本发明实施例。

以上所述，仅为本发明的具体实施例，不能以其限定发明实施的范围，所以其等同组件的置换，或依本发明专利保护范围所作的等同变化与修饰，都应仍属于本专利涵盖的范畴。另外，本发明中的技术特征与技术特征之间、技术特征与技术方案之间、技术方案与技术方案之间均可以自由组合使用。

Claims

1.一种飞机型涡轮叶片冷却通道换热结构，其特征在于，包括侧高(1)、侧平面(2)、侧斜面(3)、顶平面(4)、外斜面(5)、内斜面(6)、棱柱(7)和四面体(8)，外斜面(5)和内斜面(6)相对于水平面倾斜设置，外斜面(5)和内斜面(6)的顶部通过顶平面(4)连接，侧高(1)、侧平面(2)和侧斜面(3)均为两个，顶平面(4)的两侧对称依次设置有侧斜面(3)、侧平面(2)和侧高(1)，且侧斜面(3)、侧平面(2)和侧高(1)均与外斜面(5)和内斜面(6)连接，棱柱(7)的一端与内斜面(6)的中部连接，并位于内斜面(6)的中分线上，四面体(8)与棱柱(7)的另一端连接。

2.根据权利要求1所述的飞机型涡轮叶片冷却通道换热结构，其特征在于，外斜面(5)与水平面的夹角为α，内斜面(6)与水平面的夹角为β，其中α为35°至45°，β为30°至35°。

3.根据权利要求1所述的飞机型涡轮叶片冷却通道换热结构，其特征在于，所述飞机型涡轮叶片冷却通道换热结构的高度为D，侧高(1)的长度为L1，顶平面(4)的长度为L8，侧斜面(3)的倾角为γ，其中，0.5D≤L1≤0.55D，1.1D≤L8≤1.3D，γ为20°至25°。

4.根据权利要求1所述的飞机型涡轮叶片冷却通道换热结构，其特征在于，所述飞机型涡轮叶片冷却通道换热结构的高度为D，外斜面(5)的投影长度为L5，顶平面(4)的投影长度为L6，内斜面(6)的投影长度为L7，其中1.1D≤L5≤1.3D，0.5D≤L6≤0.6D，1.5D≤L7≤1.6D。

5.根据权利要求1所述的飞机型涡轮叶片冷却通道换热结构，其特征在于，所述飞机型涡轮叶片冷却通道换热结构的高度为D，所述飞机型涡轮叶片冷却通道换热结构投影长度为L2，投影宽度为L4，侧平面2的投影长度为L3，其中，4.9D≤L2≤5.1D，1.3D≤L3≤1.4D，5.7D≤L4≤6.0D。

6.根据权利要求1所述的飞机型涡轮叶片冷却通道换热结构，其特征在于，所述飞机型涡轮叶片冷却通道换热结构的高度为D，棱柱(7)的宽度为L9,四面体(8)的宽度为L10，其中，1.0D≤L9≤1.1D，2.1D≤L10≤2.2D。

7.根据权利要求1所述的飞机型涡轮叶片冷却通道换热结构，其特征在于，侧高(1)、侧平面(2)、侧斜面(3)、顶平面(4)、外斜面(5)和内斜面(6)构成一个换热单元，所述飞机型涡轮叶片冷却通道换热结构包括多个所述换热单元，多个所述换热单元间隔设置，且在垂直于气流方向上，位于同一排的相邻两个所述换热单元的侧高(1)相对。