一种可提高端壁冷却性能的涡轮静叶通道间隙结构

1.本发明属于燃气轮机的涡轮结构技术领域，涉及通道间隙的设计，特别涉及一种可提高端壁冷却性能的涡轮静叶通道间隙结构。


背景技术：

2.燃气轮机作为一种高效清洁的热功转换装备被广泛应用在航空航海、热力发电等众多工业领域。为了提高能源利用效率并提高涡轮循环比功，燃气轮机涡轮进口设计温度不断提高并超过了热端部件金属蠕变温度。同时，应用先进贫油预混燃烧室在保证燃料充分燃烧、降低涡轮污染物排放时，也造成涡轮进口温度分布更加均匀，导致涡轮端部承受更高的热负荷。在实际工况中，高温高压燃气长期冲刷燃气轮机涡轮热端部件，导致一系列材料烧蚀损坏等问题，严重影响涡轮安全运行。因此，为了保证涡轮安全可靠运行，防止材料失效，针对燃气涡轮端部的高效热防护和先进冷却技术亟待被提出和应用。
3.气膜冷却作为一种先进的冷却方式被广泛应用在涡轮的热端部件中。其冷却途径为从压气机中抽取冷却气体注入到涡轮高温表面开设的气膜孔或固有的间隙结构中，使高温燃气与金属壁面分离从而保护壁面。其中，由于各组叶片需要单独加工并装配在整周轮盘上，各组叶片间的端壁上存在固有的间隙结构，通常称之为“通道间隙”。为防止燃气入侵通道间隙，需要从压气机单独引入一股低温气体通过该间隙结构。因此，通道间隙冷却射流也可以起到对端壁面的冷却保护作用。然而，叶栅通道中部分流体偏离预设主流流动方向形成马蹄涡、角涡、通道涡等复杂的二次流涡系结构。一方面，这些涡系结构沿流动方向发展并相互性影响，改变了涡轮通道中端壁的传热特性。另一方面，通道间隙冷却射流与端壁二次流相互掺混，改变了端壁区域的流动特性，形成复杂的气膜冷却覆盖情况，显著加大了涡轮通道间隙的冷却设计难度。
4.因此，在研究通道间隙冷却射流与叶栅端壁二次流相互掺混的流动机理的基础上，提出更先进的通道间隙结构设计方法对于提高冷却气体利用率，降低涡轮叶栅气动损失，提升涡轮整机性能具有重要的工程应用价值。


技术实现要素：

5.为了克服上述现有技术的缺点，本发明的目的在于提供一种可提高端壁冷却性能的涡轮静叶通道间隙结构，以解决涡轮静叶端壁承受极高的热负荷且应用传统通道间隙无法有效提供端壁冷却覆盖的问题。
6.为了实现上述目的，本发明采用的技术方案是：
7.一种可提高端壁冷却性能的涡轮静叶通道间隙结构，沿燃气主流流动方向，通道间隙由通道间隙上游段、通道间隙过渡段和通道间隙下游段依次连接组成；所述通道间隙上游段和所述通道间隙下游段均倾斜设置，使得出所述通道间隙上游段的冷却射流朝向叶栅压力面，出所述通道间隙下游段的冷却射流朝向叶栅吸力面。
8.在一个实施例中，所述通道间隙上游段的表面角为α1，90
°
＜α1＜180
°
，所述通道间
隙下游段的表面角为α2，0
°
＜α2＜90
°
；所述通道间隙上游段的表面角，指所述通道间隙上游段的冷却射流与吸力侧端壁面所成夹角；所述通道间隙下游段的表面角，指所述通道间隙下游段的冷却射流与吸力侧端壁面所成夹角。
9.在一个实施例中，α1+α2＝180
°
。
10.在一个实施例中，α1＝135
°
，α2＝45
°
。
11.在一个实施例中，所述通道间隙过渡段的中心与通道间隙前部的距离与通道间隙的总长之比为l，l的取值范围为0≤l≤1，其中，当l＝1时，整个通道间隙应用135
°
表面角；当l＝0时，整个通道间隙应用45
°
表面角，所述通道间隙前部，指通道间隙沿燃气主流流动方向的上游最前端。
12.在一个实施例中，所述通道间隙过渡段底部的两个边界的控制函数为反三角函数，以保证通道间隙上游段和通道间隙下游段通过通道间隙过渡段平顺过度，其中，定义通道间隙过渡段沿叶高方向靠近端壁的面为顶部，远离端壁的面为底部。
13.在一个实施例中，所述两个边界的控制函数为f1(x)和f2(x)，表达式如下：
[0014][0015][0016]
其中：f1(x)中x的取值范围为[-h+0.5d,h+0.5d]，f2(x)中x的取值范围为[-h-0.5d,h-0.5d]，，h为通道间隙高度，定义为通道间隙底部到端壁面的距离；d为通道间隙宽度；c
ax
为静叶轴向弦长。
[0017]
在一个实施例中，冷却空气自通道间隙供气腔底部引入，向上经过所述通道间隙结构后进入叶栅通道，紧贴端壁面流动。
[0018]
本发明的第二方面，提供了一种涡轮，所述涡轮至少有一个通道间隙采用所述的可提高端壁冷却性能的涡轮静叶通道间隙结构。
[0019]
本发明的第三方面，提供了一种燃气轮机，其特征在于，所述燃气轮机至少有一个涡轮采用所述的涡轮。
[0020]
与现有技术相比，本发明的有益效果是：
[0021]
本发明利用叶栅端壁压力分布特性，沿燃气主流流动方向重新设计通道间隙射流角度，使得通道间隙上游段具有朝向叶栅压力面的射流角度，通道间隙下游段具有朝向叶栅吸力面的射流角度，中间利用设计的通道间隙过渡段连接，从而在保证通道间隙宽度不变和冷气用量不增加的前提下，大幅度提高通道间隙冷却射流在涡轮端壁上的覆盖面积，提升通道间隙气膜冷却效率。具体特征包括：
[0022]
(1)从压气机引入的冷却空气自通道间隙供气腔底部引入，经过此方法设计的通道间隙结构后进入叶栅通道，紧贴端壁面流动，形成较大范围的冷却覆盖，达到提高端壁气膜冷却效率的目标。
[0023]
(2)在上游叶栅端壁，主流燃气的横向二次流并不明显，因而在通道间隙上游段应用135
°
的表面角，冷却射流从通道间隙流出后可以沿端壁面向叶栅压力面流动，扩大叶栅端壁近压力面冷却死区的气膜冷却覆盖面积。
[0024]
(3)在下游叶栅端壁，主流燃气形成明显的横向二次流，流动方向从叶栅压力面指
向叶栅吸力面，此时应用45
°
表面角的通道间隙下游段可以利用横向次流的卷吸作用扩大冷气覆盖的端壁区域。
[0025]
(4)在上游和下游的通道间隙连接处，应用设计的通道间隙过渡段，利用反三角函数曲线的特性完成从135
°
表面角通道间隙到45
°
表面角通道间隙的平顺过渡。
[0026]
综上所述，本发明提供了一种提高端壁气膜冷却效率的通道间隙设计方法，利用通道间隙上游段和通道间隙下游段射流角度的不同，减小冷却射流在进入主流后的流动分离，扩大冷气在端壁面上的冷却覆盖面积，提高端壁整体气膜冷却效率，降低涡轮热端部件热负荷，保证燃气涡轮平稳安全运行。本发明所述的通道间隙设计方法对于不同涡轮叶型的静叶，具有普遍适用的端壁气膜冷却性能提升的效果。
附图说明
[0027]
图1是典型涡轮第一级子午面剖视图。
[0028]
图2是涡轮叶片装配及通道间隙位置示意图。
[0029]
图3是典型涡轮第一级静叶端壁冷却布局俯视图。
[0030]
图4是典型涡轮第一级静叶端壁及冷却结构三维示意图。
[0031]
图5是传统通道间隙及其供气腔的三维示意图。
[0032]
图6是图5中a-a截面视图。
[0033]
图7是依据本发明设计的通道间隙及其供气腔的三维示意图。
[0034]
图8是图7中b-b截面视图。
[0035]
图9是图7中c-c截面视图。
[0036]
图10是依据本发明设计的通道间隙俯视图。
[0037]
图11是本发明设计的通道间隙过渡段俯视图。
[0038]
图12是依据本发明设计的三种通道间隙结构三维示意图，其中(a)为实施实例1，(b)为实施实例2，(c)为实施实例3。
[0039]
图13是应用三种实施实例的端壁气膜冷却效率分布云图，其中(a)为传统通道间隙，(b)为实施实例1，(c)为实施实例2，(d)为实施实例3。
[0040]
图14是应用三种实施实例的周向平均气膜冷却效率沿轴向的分布情况。
[0041]
附图标记说明：1-涡轮静叶；2-涡轮动叶；3-静叶上游气膜冷却；4-端壁；5-通道间隙供气腔；6-通道间隙；7-通道间隙过渡段；8-通道间隙上游段；9-通道间隙下游段；10-通道间隙前部；11-通道间隙后部。
具体实施方式
[0042]
下面结合附图和实施例详细说明本发明的实施方式。
[0043]
典型涡轮第一级静叶及其冷却结构参见图1至图4。传统通道间隙及其供气腔的三维和剖面示意图参见图5和图6。本发明涉及的通道间隙及其供气腔结构参见图7至图11。依据本发明设计方法设计而成的三种不同通道间隙结构三维示意图参见图12。实施例的端壁气膜冷却效果参见图13和图14。
[0044]
参见图1，高温燃气主流自上游燃烧室沿轴向进入至涡轮，气流经涡轮静叶1偏转加速后推动涡轮动叶2旋转并输出功率，为降低端壁4的热负荷保证涡轮稳定运行，通常使
用静叶上游气膜冷却3以保护端壁4。同时，由于每组叶片需要单独精细加工后分别安装在轮盘上形成整周叶栅，叶片间通常存在一定的安装间隙，通常称为通道间隙6。为防止主流燃气入侵通道间隙6危及涡轮安全运行，需要单独从压气机抽取一部分冷却射流自通道间隙供气腔5底部引入，通过通道间隙6后进入到叶栅通道内。因此，部分气流进入叶栅通道后会紧贴端壁4流动达到额外的冷却保护的作用。然而，参见图2，在传统的通道间隙结构下，冷却射流的流动方向与端壁面的夹角α为90度。冷却射流通过通道间隙沿叶高h的方向垂直于端壁面进入叶栅通道，这样不仅会增大叶栅通道内的气动损失，降低整机功率，还不能使冷却射流很好地贴附在端壁面，无法获得较高的端壁气膜冷却效率。
[0045]
因此，本发明提供了一种通道间隙结构，通过使表面角沿燃气主流流动方向变化，旨在不增大冷气用量和通道损失的前提下，扩大通道间隙冷却射流在端壁面上的覆盖面积，提高通道间隙冷却射流在端壁上的冷却效率，保证涡轮整机平稳可靠运行。
[0046]
典型的涡轮静叶1及冷却布局参见图3和4。沿节距p方向，即周向方向错位布置的两排静叶上游气膜冷却3用以保护涡轮静叶1上游端壁以及通道内部分区域端壁。通道间隙6一般位于两涡轮静叶1沿节距方向的中央，长度为2c
ax
，c
ax
为涡轮静叶1沿轴向方向的弦长，即静叶轴向弦长。传统通道间隙及其供气腔的三维和剖面示意图参见图5和图6，通道间隙宽度d取决于叶片的加工的装配误差，高度h由端壁厚度决定，通道间隙高度h定义为通道间隙底部到端壁面的距离。来自压气机的冷却空气从通道间隙供气腔5的底部引入，经过通道间隙6后垂直于端壁面(α＝90
°
)直接进入叶栅通道，严重影响静叶栅特性且无法使端壁获得较好的冷却保护。
[0047]
为优化通道间隙设计，本发明所提供的通道间隙结构参见图7至图11。沿燃气主流流动方向，通道间隙6由通道间隙上游段8、通道间隙过渡段7和通道间隙下游段9依次连接组成；通道间隙上游段8和通道间隙下游段9均倾斜设置，使得出所述通道间隙上游段8的冷却射流朝向叶栅压力面，出所述通道间隙下游段9的冷却射流朝向叶栅吸力面。
[0048]
工作时，来自压气机的冷却空气从通道间隙供气腔5底部引入，向上经过通道间隙结构以一定射流角度进入叶栅通道，可以很好地紧贴端壁面流动。其中在通道间隙上游段8，冷却射流可以不被横向二次流影响地流向叶栅压力面，扩大了端壁近压力面侧的冷却覆盖面积；在通道间隙下游段9，冷却射流被横向二次流裹挟流向叶栅吸力面，在不影响主流流动的前提下，提高了端壁面的冷却面积和气膜冷却有效度。
[0049]
因此，本发明能够在不增大冷气用量和提高叶栅气动损失的前提下，显著扩大冷却气体在端壁面上的覆盖面积，提高端壁气膜冷却有效度，降低端壁热负荷，保证燃气涡轮安全平稳运行。
[0050]
本发明中，定义通道间隙6沿燃气主流流动方向的上游最前端为通道间隙前部10，下游最后端为通道间隙后部11。定义通道间隙沿叶高h方向靠近端壁4的面为顶部，远离端壁4的面为底部。定义沿节距p方向的两平行面为侧面。本发明提出在通道间隙上游段8，即通道间隙前部10至通道间隙过渡段7这一区域，采用表面角α1，α1即通道间隙上游段8的冷却射流与吸力侧端壁面所成夹角；在通道间隙下游段9，即通道间隙后部11至通道间隙过渡段7这一区域，采用表面角α2，α2即通道间隙下游段9的冷却射流与吸力侧端壁面所成夹角。通道间隙上游段8和通道间隙下游段9使用设计的通道间隙过渡段7连接形成完整的通道间隙结构。为实现上述的冷却射流朝向，限定90
°
＜α1＜180
°
，0
°
＜α2＜90
°
。
[0051]
优选地，为进一步提升效果，设定α1+α2＝180
°
，在本发明的实施例中，示例地选择α1＝135
°
，α2＝45
°
。
[0052]
通道间隙过渡段7的中心与通道间隙前部10的距离与通道间隙6的总长的比值为l，l的取值范围为0≤l≤1，这一数值可以依据不同叶型和工况调整。特别的，当l＝1时，整个通道间隙6全部采用表面角α1，即通道间隙过渡段7于通道间隙后部消失，整个通道间隙均为通道间隙上游段8；当l＝0时，整个通道间隙6全部采用表面角α2，通道间隙过渡段7于通道间隙前部消失，整个通道间隙均为通道间隙下游段9。
[0053]
为平顺过度通道间隙上游段8和通道间隙下游段9，通道间隙过渡段7底部的两个边界的控制函数为反三角函数f1(x)和f2(x)。它们的定义如下：
[0054][0055][0056]
其中，f1(x)中x的取值范围为[-h+0.5d,h+0.5d]，f2(x)中x的取值范围为[-h-0.5d,h-0.5d]，因此y的值域为[-0.1c
ax
，0.1c
ax
]。
[0057]
采取本发明结构的三个实施例和数值模拟结果参见图12至图14。三个实施例应用在同一静叶和工况下，叶片轴向弦长c
ax
＝82mm，叶高h＝120mm，节距p＝130mm，通道间隙宽度d＝2.5mm，通道间隙高度h＝6mm。
[0058]
由此设计的通道间隙长度为2c
ax
＝164mm，通道间隙过渡段底部边界的控制函数为：
[0059][0060][0061]
其中，f1(x)中x的取值范围为[-4.75,7.25]，f2(x)中x的取值范围为[-7.25,4.75]，，y的值域为[-8.28，8.28]mm。
[0062]
在以上确定的参数的基础上，改变通道间隙过渡段与通道间隙前部距离与通道间隙长度的比值l分别得到三个实施例：实施例1选用的比值l＝1，即整个通道间隙采用α1的表面角；实施例2选用的比值l＝0.5，即通道间隙过渡段位于通道间隙中央；实施例3选用的比值l＝0，即整个通道间隙采用α2的表面角。
[0063]
在数值模拟验证本发明的有效性时，通道间隙射流与燃气主流的质量流量比mfr均保持不变，其值为1.5％。附图13和附图14分别给出了三个实施例与传统通道间隙结构下端壁的气膜冷却有效度对比情况。参见附图13，其中(a)为应用传统通道间隙结构时，通道间隙冷却射流不能明显提高端壁气膜冷却有效度和冷却气体覆盖面积；(b)和(d)分别选用实施例1和实施例3时，通道间隙上游段和下游段的冷气分别可以很好得贴近端壁面流动，形成较大的冷却范围并提高当地气膜冷却有效度；(c)选用实施例2时，整个通道间隙的冷却射流均可以有效冷却端壁面，端壁面被冷却的范围为三个实施例中最大。参见附图14，应用本发明设计的三个实施例后，绝大部分端壁周向平均气膜有效度由0.15提升至0.3或更高。
[0064]
总之，数值模拟结果显示，在不提高冷气用量和增加叶栅通道气动损失的前提下，应用依据本发明设计方法设计的通道间隙结构后，叶栅端壁气膜冷却覆盖面积明显扩大，端壁整体气膜有效度得以显著提升，从而降低叶栅端壁热负荷。当涡轮的任一个或几个通道间隙或采用本发明的涡轮静叶通道间隙结构，由于端壁冷却性能大幅提高，因而能够保证燃气涡轮安全平稳运行。显然，这种涡轮用于燃气轮机时，亦可提高燃气轮机的效率和稳定性。

技术特征：
1.一种可提高端壁冷却性能的涡轮静叶通道间隙结构，其特征在于，沿燃气主流流动方向，通道间隙(6)由通道间隙上游段(8)、通道间隙过渡段(7)和通道间隙下游段(9)依次连接组成；所述通道间隙上游段(8)和所述通道间隙下游段(9)均倾斜设置，使得出所述通道间隙上游段(8)的冷却射流朝向叶栅压力面，出所述通道间隙下游段(9)的冷却射流朝向叶栅吸力面。2.根据权利要求1所述可提高端壁冷却性能的涡轮静叶通道间隙结构，其特征在于，所述通道间隙上游段(8)的表面角为α1，90
°
＜α1＜180
°
，所述通道间隙下游段(9)的表面角为α2，0
°
＜α2＜90
°
；所述通道间隙上游段(8)的表面角，指所述通道间隙上游段(8)的冷却射流与吸力侧端壁面所成夹角；所述通道间隙下游段(9)的表面角，指所述通道间隙下游段(9)的冷却射流与吸力侧端壁面所成夹角。3.根据权利要求2所述可提高端壁冷却性能的涡轮静叶通道间隙结构，其特征在于，α1+α2＝180
°
。4.根据权利要求2所述可提高端壁冷却性能的涡轮静叶通道间隙结构，其特征在于，α1＝135
°
，α2＝45
°
。5.根据权利要求1所述可提高端壁冷却性能的涡轮静叶通道间隙结构，其特征在于，所述通道间隙过渡段(7)的中心与通道间隙前部(10)的距离与通道间隙的总长之比为l，l的取值范围为0≤l≤1，其中，当l＝1时，整个通道间隙(6)应用135
°
表面角；当l＝0时，整个通道间隙(6)应用45
°
表面角，所述通道间隙前部(10)，指通道间隙(6)沿燃气主流流动方向的上游最前端。6.根据权利要求1所述可提高端壁冷却性能的涡轮静叶通道间隙结构，其特征在于，所述通道间隙过渡段(7)底部的两个边界的控制函数为反三角函数，以保证通道间隙上游段(8)和通道间隙下游段(9)通过通道间隙过渡段(7)平顺过度，其中，定义通道间隙过渡段(7)沿叶高方向靠近端壁(4)的面为顶部，远离端壁(4)的面为底部。7.根据权利要求1所述可提高端壁冷却性能的涡轮静叶通道间隙结构，其特征在于，所述两个边界的控制函数为f1(x)和f2(x)，表达式如下：(x)，表达式如下：其中：f1(x)中x的取值范围为[-h+0.5d,h+0.5d]，f2(x)中x的取值范围为[-h-0.5d,h-0.5d]，h为通道间隙高度，定义为通道间隙底部到端壁面的距离；d为通道间隙宽度；c
ax
为静叶轴向弦长。8.根据权利要求1所述可提高端壁冷却性能的涡轮静叶通道间隙结构，其特征在于，冷却空气自通道间隙供气腔(5)底部引入，向上经过所述通道间隙结构后进入叶栅通道，紧贴端壁面流动。9.涡轮，其特征在于，所述涡轮至少有一个通道间隙采用权1至权8任一项所述的可提高端壁冷却性能的涡轮静叶通道间隙结构。10.燃气轮机，其特征在于，所述燃气轮机至少有一个涡轮采用权9所述的涡轮。

技术总结
本发明公开了一种可提高端壁冷却性能的涡轮静叶通道间隙结构，沿燃气主流流动方向，通道间隙由通道间隙上游段、通道间隙过渡段和通道间隙下游段依次连接组成；通道间隙上游段和通道间隙下游段均倾斜设置，使得出通道间隙上游段的冷却射流朝向叶栅压力面，出通道间隙下游段的冷却射流朝向叶栅吸力面。工作时，冷却气体从通道间隙供气腔引入并以一定射流角度进入叶栅通道，其可以很好地紧贴端壁面流动。因此，在不增大冷气用量和提高叶栅气动损失的前提下，应用此设计方法设计的通道间隙结构可以显著扩大冷却气体在端壁面上的覆盖面积，提高端壁气膜冷却有效度，降低端壁热负荷，保证燃气涡轮安全平稳运行。保证燃气涡轮安全平稳运行。保证燃气涡轮安全平稳运行。


技术研发人员：李军 栗智宇 张垲垣 白波 李志刚
受保护的技术使用者：西安交通大学
技术研发日：2023.04.12
技术公布日：2023/6/7