一种螺旋状涡轮叶片冷却单元及冷却结构的制作方法
1.本发明属于航空发动机涡轮叶片技术领域，具体涉及一种螺旋状涡轮叶片冷却单元及冷却结构。
背景技术：
2.尾缘作为涡轮叶片需要冷却的关键部位之一。一是由于尾缘的结构完整性对于涡轮叶片的气动性能及寿命可靠性至关重要；二是由于压力面与吸力面的燃气速度在叶片尾缘部位都达到了相当高的值，而且都处于湍流状态，从而使得尾缘部位对流强度非常大。为了保证尾缘的结构完整性可以在发动机服役期间内不被高温燃气烧蚀破坏，必须对其进行高效冷却。对于目前在役的先进航空发动机，用于尾缘冷却的冷气量已占到高压涡轮叶片总冷却用气量的大约20-30％。由于尾缘几何形状较小，通常需要设计兼顾结构强度和冷却效率的冷却结构。涡轮叶片尾缘的典型冷却结构主要有全劈缝冷却结构、离散小孔冷却结构和半劈缝冷却结构三种结构形式。文献“航空发动机气冷涡轮叶片冷却结构研究进展”(《推进技术》)的研究结果表明，随着航空发动机燃气温度的不断提高，传统的尾缘冷却结构的冷却能力逐渐地趋于极限，高压涡轮叶片烧蚀现象时常出现在尾缘区域。
3.涡轮叶片前缘是热负荷最严重的区域。由于前缘直接承受高温燃气来流冲击，受各种因素的影响，其传热和流动极为复杂，一直是研究者们关注的焦点和难点。在涡轮叶片前缘，广泛采用的强化冷却方式是“射流冲击+气膜”或“对流+气膜”的复合方式，为了提高其冷却效果，可在涡轮叶片前缘冷却空腔通道凹面内侧设置粗糙元，如扰流柱/肋，从而构成内侧射流冲击和粗糙元的组合冷却方式。随着发动机涡轮前温度的不断提高，需要不断发展全新、高效的前缘冷却方式，以解决涡轮叶片前缘的冷却问题。
4.因此发展和设计涡轮叶片尾缘和前缘高效冷却结构，在不增加冷气用量的基础上进一步提升叶片综合冷却效果，对于先进高性能航空发动机的研制是非常有必要和有意义的。
技术实现要素：
5.为了解决上述问题，本发明的目的在于提供一种布置在涡轮叶片尾缘或叶片前缘的螺旋状冷却结构，用以提高涡轮叶片综合冷却效率以达到提高叶片承温能力的目的。
6.为了实现上述目的，本发明提供了如下技术方案，提供一种螺旋状涡轮叶片冷却单元，所述冷却单元包括多条呈螺旋状交错排布的弯曲冷却通道；
7.所述弯曲冷却通道包括进口平直段(3)、螺旋状折转通道(4)和出口平直段(5)，所述进口平直段(3)、螺旋状折转通道(4)和出口平直段(5)沿气流流动方向依次连接形成冷气通道；所述进口平直段(3)的末端和螺旋状折转通道(4)的起始端通过圆弧自然平滑过渡连接；所述螺旋状折转通道(4)的末端和出口平直段(5)的起始端通过圆弧自然连接。
8.本发明所提供的螺旋状涡轮叶片冷却单元，还具有这样的特征，所述螺旋状折转通道(4)的中心线为螺旋线，其螺旋直径d为1.2-5.2mm、螺距p为2.1*d-3.6*d。
9.本发明所提供的螺旋状涡轮叶片冷却单元，还具有这样的特征，所述进口平直段长度l1为0.6*d-3.0*d；所述螺旋状状折转通道长度t＝(p/2)*k，其中，k≥2，且k为自然数；所述出口平直段长度l2为0.5*d-3.0*d。
10.本发明所提供的螺旋状涡轮叶片冷却单元，还具有这样的特征，所述多条弯曲冷气通道的数量为n，所述相邻的弯曲冷气通道起始方位角差为2π/n，其中，n≮2。
11.本发明所提供的螺旋状涡轮叶片冷却单元，还具有这样的特征，所述进口平直段(3)、螺旋状折转通道(4)和出口平直段(5)的横截面形状相同，均为顶角做圆角处理的矩形，且矩形的长边h为0.4-1.6mm，宽l为0.25-1.05mm，倒圆半径r为0.2-0.5mm。
12.本发明的另一目的在于，提供一种螺旋状涡轮叶片冷却结构，所述冷却结构包括如前述任一项所述的冷却单元。
13.本发明所提供的螺旋状涡轮叶片冷却结构，还具有这样的特征，所述冷却结构设置在所述螺旋涡轮叶片的前缘处或尾缘处。
14.本发明所提供的螺旋状涡轮叶片冷却结构，还具有这样的特征，所述冷却结构设置在前缘处时，所述冷却结构的中心线与涡轮叶片高度的方向一致。
15.本发明所提供的螺旋状涡轮叶片冷却结构，还具有这样的特征，所述冷却结构设置在尾缘处时，所述冷却结构包括按阵列排布的多个冷却单元，所述相邻冷却单元之间的径向距离s3为2.5-4.0mm。
16.所述冷却结构的中心线和冷却单元中的弯曲冷气通道中心线的距离s1均为0.45*d-1.3*d。
17.有益效果
18.本发明提供的螺旋状涡轮叶片冷却单元，通过螺旋状交错排布的弯曲冷却通道使冷气方向连续不断地发生折转，因此会在横截面上引起强烈的二次环流，可以显著起到增强内部换热的效果。并且，其冷气流通截面积沿程大致相同，不会产生流动突扩和节流现象，并且气流折转角度小以及没有相互的撞击和掺混等，与常规尾缘全劈缝结构或常规前缘对流换热结构相比，其流动阻力更小。
附图说明
19.为了更清楚地说明本公开实施例的技术方案，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公开的一些实施例，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。
20.图1为本发明实施例所提供的螺旋状涡轮叶片冷却结构三维轴测图；
21.图2为本发明实施例所提供的螺旋状涡轮叶片冷却结构中心线的示意图；
22.图3为本发明实施例所提供的螺旋状涡轮叶片冷却结构横截面的示意图；
23.图4为本发明实施例所提供的螺旋状涡轮叶片冷却结构主视图；
24.图5为本发明实施例所提供的螺旋状涡轮叶片冷却结构俯视图；
25.图6为本发明实施例所提供的螺旋状涡轮叶片冷却结构应用于航空发动机涡轮叶片尾缘区域示意图；
26.图7为本发明实施例所提供的前缘螺旋状冷却结构三维示意图；
27.图8为本发明实施例所提供的螺旋状涡轮叶片冷却结构应用于航空发动机涡轮叶
片前缘区域示意图；
28.图9为本发明实施例所提供的叶片尾缘螺旋状涡轮叶片冷却结构的综合换热性能参数η随进口雷诺数re的变化曲线图；
29.图10为本发明实施例所提供的叶片前缘螺旋状涡轮叶片冷却结构的综合换热性能参数η随进口雷诺数re的变化曲线图。
具体实施方式
30.下面结合附图与实施例对本发明作进一步的详细说明，但应当说明的是，这些实施方式并非对本发明的限制，本领域普通技术人员根据这些实施方式所作的功能、方法、或者结构上的等效变换或替代，均属于本发明的保护范围之内。
31.在本发明实施例的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明创造和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明创造的限制。
32.此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明创造的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
33.术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明创造中的具体含义。
34.如图1-5所示，本实施例提供了一种螺旋状涡轮叶片冷却单元，所述冷却单元包括多条呈螺旋状交错排布的弯曲冷却通道1和冷却通道2；所述弯曲冷却通道包括进口平直段3、螺旋状折转通道4和出口平直段5，所述进口平直段3、螺旋状折转通道4和出口平直段5沿气流流动方向依次连接形成冷气通道；所述进口平直段3的末端和螺旋状折转通道4的起始端通过圆弧自然平滑过渡连接；所述螺旋状折转通道4的末端和出口平直段5的起始端通过圆弧自然连接。
35.上述实施例所提供的螺旋状涡轮叶片冷却单元，通过螺旋状交错排布的弯曲冷却通道使冷气方向连续不断地发生折转，因此会在横截面上引起强烈的二次环流，可以显著起到增强内部换热的效果。
36.在部分实施例中，所述螺旋状折转通道4的中心线为螺旋线，其螺旋直径d为1.2-5.2mm、螺距p为2.1*d-3.6*d。
37.在部分实施例中，所述进口平直段长度l1为0.6*d-3.0*d；所述螺旋状状折转通道长度t＝(p/2)*k，其中，k≥2，且k为自然数；所述出口平直段长度l2为0.5*d-3.0*d。
38.在部分实施例中，所述多条弯曲冷气通道的数量为n，所述相邻的弯曲冷气通道起始方位角差为2π/n，其中，n≮2。
39.在部分实施例中，所述进口平直段3、螺旋状折转通道4和出口平直段5的横截面形
状相同，均为顶角做圆角处理的矩形，且矩形的长边h为0.4-1.6mm，宽l为0.25-1.05mm，倒圆半径r为0.2-0.5mm。
40.上述实施例中，冷气流通截面积沿程大致相同，不会产生流动突扩和节流现象，并且气流折转角度小以及没有相互的撞击和掺混等，与常规尾缘全劈缝结构或常规前缘对流换热结构相比，其流动阻力更小。
41.在部分实施例中，提供一种螺旋状涡轮叶片冷却结构，所述冷却结构包括如前述任一项所述的冷却单元。
42.如图8所示，在部分实施例中，所述冷却结构设置在所述螺旋涡轮叶片6的前缘处12。
43.上述实施例所提供的螺旋状涡轮叶片冷却结构的加工方法如下：
44.步骤一，参考图1-8，在xoy平面上沿y轴方向绘制一条竖直方向的辅助线mn，将其作为螺旋冷却结构的中心线；在mn上选取一点q；然后以q点为中心，在水平面内作一直径为4.0mm的圆并在其上选取弧长五等分点q1、q2、q3、q4、和q5；再分别以q1、q2、q3、q4、和q5为起点沿竖直向下方向分别绘制五条长度为3.5mm的线段；然后分别以这五条线段的末端为起始点，沿竖直向下方向绘制五条螺旋直径为4.0mm、螺距为8.5mm、螺线长度为68.0mm的螺旋线，并且相邻两条螺旋线的起始方位角相差36
°
；再分别以这五条螺旋线的末端为起始点，建立五条与y轴负方向平行、长度均为5.5mm的线段，最终获得螺旋状冷却单元的五个弯曲冷却通道的中心线。
45.步骤二，以图3所示的长为1.0mm、宽0.65为顶角均做圆角处理的矩形为横截面，分别沿着步骤一绘制的五条中心线进行扫掠建立三维实体，再对平直段与螺旋段之间做圆弧光顺处理，最终形成叶片前缘螺旋状冷却结构，如图7所示。
46.步骤三，将螺旋状冷却结构的中心与涡轮叶片高度方向保持一致，接着与叶片模型前缘区域求差，最终获得螺旋状冷却结构的涡轮叶片，如图8所示。
47.通过三维数值仿真对常规叶片前缘冷却结构和上述实施例所提供的冷却结构进行内部冷却气体流动状态和换热性能的对比研究，定义了综合换热性能参数η来表征单位压降所对应的换热强度，其具体定义如下：
[0048][0049]
式中，f0＝0.507*re-0.3
，f＝δp/(0.5*ρ*u2)。
[0050]
其中，无量纲努赛尔数定义如下：
[0051][0052]
式中，h为换热系数，d为特征长度，λ为导热系数，re为进口雷诺数，pr为普朗特数。
[0053]
如图10所示，前缘螺旋状冷却单元13的强化换热有效系数始终高于叶片前缘常规冷却结构，且在叶片前缘的流动参数范围内(re＝5000-26000)，前缘螺旋状冷却单元的综合换热性能比叶片前缘常规冷却结构高出18.7％。
[0054]
在不增加冷气用量的基础上，通过将上述实施例提供的螺旋状涡轮叶片冷却结构布置到叶片前缘区域，可进一步使叶片冷却效率提升4.7％，可以大幅提高涡轮叶片的承温能力。
[0055]
如图6所示，在部分实施例中，所述冷却结构设置在所述螺旋涡轮叶片6的尾缘处7。
[0056]
上述实施例所提供的螺旋状涡轮叶片冷却结构的加工方法如下：
[0057]
步骤一，参考图1-6，在xoy平面上绘制两条与x轴平行相距为1.2mm、长度均为1.6mm的线段；再分别以这两条线段的末端为起始点，绘制螺旋直径为1.2mm、螺距为3.0mm、螺线的长度为7.5mm的两条螺旋线，并且两条螺旋线的起始方位角相差180
°
；再分别以这两螺旋线的末端为起始点，建立两条与x轴平行、长度均为1.5mm的线段，形成图2所示。
[0058]
步骤二，以图3所示的长为0.50mm、宽0.40为顶角均做圆角处理的矩形横截面，分别沿着步骤一绘制的两条曲线进行扫掠建立三维实体，再对平直段与螺旋段之间做圆弧光顺处理，最终形成螺旋状冷却结构单元，见图4和图5所示。
[0059]
步骤三，将螺旋状冷却结构单元按径向间距s3＝2.2mm进行阵列排列，接着与涡轮叶片模型尾缘区域求差，最终获得带螺旋状冷却结构的涡轮叶片，如图6所示。
[0060]
通过三维数值仿真对常规叶片前缘冷却结构和上述实施例所提供的冷却结构进行内部冷却气体流动状态和换热性能的对比研究，定义了综合换热性能参数η来表征单位压降所对应的换热强度，其具体定义如下：
[0061][0062]
式中，f0＝0.507*re-0.3
，f＝δp/(0.5*ρ*u2)。
[0063]
其中，无量纲努赛尔数定义如下：
[0064][0065]
式中，h为换热系数，d为特征长度，λ为导热系数，re为进口雷诺数，pr为普朗特数。
[0066]
如图9所示，不论是低进口雷诺数情况还是高进口雷诺数情况，尾缘螺旋状冷却单元7的强化换热有效系数始终高于叶片前缘常规冷却结构.三维数据仿真结构表明，在叶片尾缘的流动参数范围内(re＝5000-26000)，尾缘螺旋状冷却单元的综合换热性能比叶片尾缘常规冷却结构高出29.4％。
[0067]
在不增加冷气用量的基础上，通过将上述实施例提供的螺旋状涡轮叶片冷却结构布置到叶片尾缘区域，可进一步使叶片冷却效率提升8.3％，可以大幅提高涡轮叶片的承温能力。
[0068]
在部分实施例中，所述冷却结构设置在前缘处时，所述冷却结构的中心线与涡轮叶片高度的方向一致。
[0069]
在部分实施例中，所述冷却结构设置在后缘处时，所述冷却结构包括按阵列排布的多个冷却单元，所述相邻冷却单元之间的径向距离s3为2.5-4.0mm。
[0070]
在部分实施例中，所述冷却结构的中心线和冷却单元中的弯曲冷气通道中心线的距离s1均为0.45*d-1.3*d。
[0071]
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变型，这些改进和变型也应视为本
发明的保护范围。
技术特征：
1.一种螺旋状涡轮叶片冷却单元，其特征在于：所述冷却单元包括多条呈螺旋状交错排布的弯曲冷却通道；所述弯曲冷却通道包括进口平直段(3)、螺旋状折转通道(4)和出口平直段(5)，所述进口平直段(3)、螺旋状折转通道(4)和出口平直段(5)沿气流流动方向依次连接形成冷气通道；所述进口平直段(3)的末端和螺旋状折转通道(4)的起始端通过圆弧自然平滑过渡连接；所述螺旋状折转通道(4)的末端和出口平直段(5)的起始端通过圆弧自然连接。2.根据权利要求1所述螺旋状涡轮叶片冷却单元，其特征在于，所述螺旋状折转通道(4)的中心线为螺旋线，其螺旋直径d为1.2-5.2mm、螺距p为2.1*d-3.6*d。3.根据权利要求2所述的螺旋状涡轮叶片冷却单元，其特征在于，所述进口平直段长度l1为0.6*d-3.0*d；所述螺旋状状折转通道长度t＝(p/2)*k，其中，k≥2，且k为自然数；所述出口平直段长度l2为0.5*d-3.0*d。4.根据权利要求1所述螺旋状涡轮叶片冷却单元，其特征在于，所述多条弯曲冷气通道的数量为n，所述相邻的弯曲冷气通道起始方位角差为2π/n，其中，n≮2。5.根据权利要求1所述螺旋状涡轮叶片冷却单元，其特征在于，所述进口平直段(3)、螺旋状折转通道(4)和出口平直段(5)的横截面形状相同，均为顶角做圆角处理的矩形，且矩形的长边h为0.4-1.6mm，宽l为0.25-1.05mm，倒圆半径r为0.2-0.5mm。6.一种螺旋状涡轮叶片冷却结构，其特征在于，所述冷却结构包括如权利要求1-5任一项所述的冷却单元。7.根据权利要求6所述的螺旋状涡轮叶片冷却结构，其特征在于，所述冷却结构设置在所述螺旋涡轮叶片的前缘处或尾缘处。8.根据权利要求7所述的螺旋状涡轮叶片冷却结构，其特征在于，所述冷却结构设置在前缘处时，所述冷却结构的中心线与涡轮叶片高度的方向一致。9.根据权利要求7所述的螺旋状涡轮叶片冷却结构，其特征在于，所述冷却结构设置在尾缘处时，所述冷却结构包括按阵列排布的多个冷却单元，所述相邻冷却单元之间的径向距离s3为2.5-4.0mm。10.根据权利要求6所述的螺旋状涡轮叶片冷却结构，其特征在于，所述冷却结构的中心线和冷却单元中的弯曲冷气通道中心线的距离s1均为0.45*d-1.3*d。
技术总结
本发明公开了一种螺旋状涡轮叶片冷却单元及冷却结构，属于航空发动机涡轮叶片技术领域。冷却单元包括多条呈螺旋状交错排布的弯曲冷却通道。该螺旋状涡轮叶片冷却单元通过螺旋状交错排布的弯曲冷却通道使冷气方向连续不断地发生折转，因此会在横截面上引起强烈的二次环流，可以显著起到增强内部换热的效果。并且，其冷气流通截面积沿程大致相同，不会产生流动突扩和节流现象，并且气流折转角度小以及没有相互的撞击和掺混等，与常规尾缘全劈缝结构或常规前缘对流换热结构相比，其流动阻力更小。小。小。
