一种肩壁横肋联合造型的高压涡轮凹槽叶尖设计方法及叶片.pdf

(19)国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN115964817A(43)申请公布日2023.04.14(21)申请号202211599333.1G06F119/14(2020.01)(22)申请日2022.12.12G06F119/08(2020.01)(71)申请人西安交通大学地址710049陕西省西安市碑林区咸宁西路28号(72)发明人陶志苑少华宋立明(74)专利代理机构西安通大专利代理有限责任公司61200专利代理师王艾华(51)Int.Cl.G06F30/17(2020.01)F01D5/18(2006.01)G06F30/28(2020.01)G06F111/04(2020.01)G06F113/08(2020.01)权利要求书1页说明书5页附图3页(54)发明名称一种肩壁横肋联合造型的高压涡轮凹槽叶尖设计方法及叶片(57)摘要本发明提供了一种高压涡轮凹槽叶尖的肩壁与横肋联合造型设计方法及叶片，该方法首先，针对凹槽叶尖，将10％至80％轴向弦长区间的压力侧肩壁向内平移设定距离，并将肩壁向压力侧倾斜一定角度，通过压力侧肩壁造型可以增大叶尖泄漏阻力，减小叶尖泄漏损失，接下来，沿叶尖凹槽底部的中弧线布置4个气膜孔，其圆心位置通过所占中弧线的弧长比例进行确定，能够方便进行气膜孔的精细化布局。然后，在相邻气膜孔之间布置一条横肋结构，其控制参数为横肋的宽度、横肋与中弧线的夹角以及横肋的位置。横肋结构将叶尖凹槽分为前腔和后腔，能够对气膜射流的输运及掺混机制进行调控，提升叶尖凹槽前部的气膜冷却效果，能够在降低叶尖泄漏损失的同时提升涡轮叶尖冷却性能。CN115964817ACN115964817A权利要求书1/1页1.一种肩壁横肋联合造型的高压涡轮凹槽叶尖设计方法，其特征在于，包括以下步骤：S1，针对高压涡轮动叶的叶尖区域，通过叶片型线向内均匀偏置距离t形成凹槽内腔型线，并在近尾缘区域采用倒圆进行光滑连接；同时，将所述凹槽内腔型线向下延伸距离h，通过布尔切除方式形成具有均匀肩壁宽度和凹槽深度的叶尖凹槽(11)；S2，将压力侧肩壁向凹槽腔室内平移一设定距离，同时将肩壁向叶片压力面侧倾斜一设定角度，形成压力侧肩壁造型(12)，其主要控制参数包括平移距离wS和倾斜角度θ；S3，将压力侧肩壁造型区域与其两端相邻的未造型区域采用样条曲面进行光滑连接；S4，沿叶尖凹槽底部截面的中弧线布置4个气膜孔(14)，其控制参数包括孔径D和圆心位置x1‑x4；其圆心位置通过所占中弧线的弧长比例进行确定；S5，在叶尖凹槽(11)前部区域布置横肋造型(13)，其控制参数包括横肋造型宽度wR、横肋造型与叶片前缘(3)的相对位置d以及横肋结构的倾斜角度α；横肋结构将叶尖凹槽腔室分为前腔和后腔；S6，利用全局优化算法和CFD仿真，以等熵效率和叶尖最高温度为优化目标或约束条件，对压力侧肩壁造型和凹槽横肋造型的几何参数以及凹槽底部气膜孔的布局参数精细优化，得到布局参数；S7，根据所述布局参数，利用CFD仿真技术对所提出的肩壁和横肋联合造型的涡轮凹槽叶尖开展气热耦合分析，得到不同工况对应性能最优的几何参数。2.根据权利要求1所述的肩壁横肋联合造型的高压涡轮凹槽叶尖设计方法，其特征在于，凹槽深度h取值为2.5％的相对叶高，肩壁厚度t的取值为1.7％的相对叶高。3.根据权利要求1所述的肩壁横肋联合造型的高压涡轮凹槽叶尖设计方法，其特征在于，压力侧肩壁造型范围控制在10％到80％轴向弦长之间。4.根据权利要求1所述的肩壁横肋联合造型的高压涡轮凹槽叶尖设计方法，其特征在于，压力侧肩壁向内平移的距离wS，取值为当地肩壁厚度的50％到150％之间，压力侧肩壁的倾斜角度θ取值为45°到75°之间；压力侧肩壁顶部型线的平移距离通过wS‑hcos(θ)计算。5.根据权利要求1所述的肩壁横肋联合造型的高压涡轮凹槽叶尖设计方法，其特征在于，首先将气膜孔沿中弧线均匀布置在叶尖凹槽底面，再结合全局优化算法对气膜孔的位置参数进行精细化微调以适应叶尖凹槽内复杂的流动结构。6.根据权利要求1所述的肩壁横肋联合造型的高压涡轮凹槽叶尖设计方法，其特征在于，凹槽横肋造型与中弧线的垂线的夹角α取值范围为‑30°到0°。7.根据权利要求1所述的肩壁横肋联合造型的高压涡轮凹槽叶尖设计方法，其特征在于，通过基于克里金代理模型的全局优化算法获得压力侧肩壁造型和凹槽横肋造型的最优几何参数组合。8.一种涡轮叶片，其特征在于，涡轮叶片的叶尖基于权利要求1至7任一项所述肩壁横肋联合造型的高压涡轮凹槽叶尖设计方法所得。2CN115964817A说明书1/5页一种肩壁横肋联合造型的高压涡轮凹槽叶尖设计方法及叶片技术领域[0001]本发明属于航空发动机涡轮设计领域，具体涉及一种肩壁横肋联合造型的高压涡轮凹槽叶尖设计