(19)国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202210595204.9 (22)申请日 2022.05.29 (71)申请人 中国船舶重 工集团公司第七0三研 究所 地址 150078 黑龙江省哈尔滨市道里区洪 湖路35号 (72)发明人 牛夕莹　刘言明　林枫　李宗全　 李国强　毛冬岩　金鹤　 (51)Int.Cl. G06F 30/17(2020.01) G06F 30/20(2020.01) F01D 5/14(2006.01) F01D 5/18(2006.01) G06F 111/10(2020.01) G06F 119/08(2020.01) (54)发明名称 一种吸力侧排气的气冷涡轮动叶造型方法 (57)摘要 本发明的目的在于提供一种 吸力侧排气的 气冷涡轮动叶造型方法， 包括以下步骤： 1、 传统 涡轮气动、 冷却设计及叶片造型； 2、 全三维数值 计算分析； 3、 减小各截面尾缘半径， 调整尾缘附 近叶片外型线； 4、 设计叶片吸力侧短排气尾缘； 5、 构建吸力侧排气尾缘截面结构； 6、 建立吸力面 尾缘叶片三维叶型； 7、 建立排气连接筋； 8、 全三 维数值计算分析， 得到涡轮动叶叶型损失、 叶片 温度数据。 本发 明的吸力侧排气动叶造型方法能 够减小涡 轮动叶尾缘厚度， 从而降低涡轮动叶叶 型损失， 改善涡轮动叶气动性能， 提高涡轮及整 机机组效率， 减少能源消耗， 从根本上解决传统 尾缘中间劈缝排气方式导叶尾迹损失大， 涡轮气 动效率难以满足要求的难题。 权利要求书1页 说明书4页 附图6页 CN 115203833 A 2022.10.18 CN 115203833 A 1.一种吸力侧排气的气冷涡轮动叶造型 方法， 其特 征是： (1)对采用常规设计方法得到的涡轮 叶片进行带冷却通道的流热耦合计算， 得到涡轮 动叶叶型损失、 叶片金属温度数据， 并将该数据结果作为改进为尾缘吸力侧 排气设计计算 结果的对比依据； (2)保持涡轮动叶 叶片外型 前缘型线、 叶背型线及叶盆中前部型线不变； 调整涡轮动叶叶片各截面尾缘半径， 减小涡轮动叶叶片各截面尾缘半径0.5mm—1mm， 并调整各截面叶盆后部尾缘附近型线， 得到调整后涡轮动叶叶片外型， 将该尾缘定义为长 排气尾缘； (3)保持涡轮动叶叶身中前部内部冷却通道及内部冷却结构不变， 调整动叶叶片尾缘 即长排气尾缘附近冷却 排气结构， 由减小半径后尾缘即长排气尾缘处沿叶背型线在L长度 位置设置短排气尾缘； (4)测量并记录长排气尾缘和短排气尾缘之间的夹角A， 调整长排气尾缘和短排气尾缘 之间的距离L， 得到吸力侧排气尾缘叶栅截面结构； (5)保持涡轮动叶叶身中前部内部冷却通道及内部冷却结构不变， 建立动叶叶片尾缘 排气布置在吸力侧的排气通道， 将步骤(4)带内部冷却 通道及冷却结构的叶片构造为新的 带吸力侧尾缘 排气结构的全新动叶 叶片； (6)在长排气尾缘和短排气尾缘之间沿叶片高度方向均匀布置间距为H的排气连接筋； (7)对采用吸力侧排气气冷涡轮动叶造型设计方法得到的涡轮动叶进行带冷却通道的 流热耦合计算， 得到调整后的涡轮动叶 叶型损失、 叶片金属温度数据； (8)若步骤(7)得到的涡轮动叶叶型损失、 叶片金属 温度数据符合预定标准， 则得到涡 轮动叶叶型损失、 叶片金属温度数据； (9)若步骤(7)得到的涡轮动叶叶型损失、 叶片金属 温度数据不符合预定标准， 则重复 执行步骤(2)～步骤(7)， 直至涡轮动叶 叶型损失、 叶片金属温度数据达 到预定标准。 2.根据权利要求1所述一种吸力侧排气的气冷涡轮动叶造型方法， 其特征是： 所述长排 气尾缘、 短排气尾缘、 排气连接筋 依次连接成一体。 3.根据权利要求1所述一种吸力侧排气的气冷涡轮动叶造型方法， 其特征是： 所述长排 气尾缘是顺着动叶 叶片吸力面型线顺延得到 。 4.根据权利要求1所述一种吸力侧排气的气冷涡轮动叶造型方法， 其特征是： 所述步骤 (4)中长排气尾缘和短排气尾缘之间的距离L在5m m以内。 5.根据权利要求1所述一种吸力侧排气的气冷涡轮动叶造型方法， 其特征是： 所述步骤 (4)中长排气尾缘和短排气尾缘之间的夹角A在10度以内。权　利　要　求　书 1/1 页 2 CN 115203833 A 2一种吸力侧排气的气冷涡轮动叶造型方 法 技术领域 [0001]本发明涉及的是一种燃气轮机涡轮设计方法， 具体地说是涡轮动叶造型 方法。 背景技术 [0002]燃气轮机具有功率密度大、 起动速度快、 燃料灵活等优点， 广泛应用于工业及海上 平台发电、 天然气输送、 石油化工及冶金等领域， 也可作为飞机、 船舶及地面交通工具 的主 要动力装置 。 [0003]现代高性能燃气轮机为了获得更高的循环效率、 更大的功率， 燃气初温(涡轮进口 温度)不断提高。 随着涡轮进口温度 的不断提高， 其运行温度远远超过叶片材料的熔点温 度， 如目前已投入运行的最先进的燃气轮机涡轮进口燃气温度已经达到1600℃， 先进航空 发动机的涡轮进口温度更是超过18 00℃。 确保燃气轮机涡轮叶片在如此高温环境下能够长 时间安全可靠地运行主要有三方面的措施： 一是不断提高涡轮叶片材料 的耐热等级， 二是 采用先进的冷却 技术以降低叶片温度， 三是不断提高涡轮叶片隔热涂层的隔热效果。 近年 来， 涡轮进口温度的提高主要归功于涡轮冷却设计水平的提高， 其次是 由于高性能耐热合 金与涂层材料 的发展及生产制 造工艺水平的进步。 显然， 涡轮叶片冷却对提高涡轮进口温 度， 改善燃气轮机性能起到 至关重要的作用。 [0004]近年来， 随着设计技术的不断进步以及计算流体力学的不断发展， 全三维优化设 计手段不断在涡轮冷却设计过程中得到应用， 涡轮冷却设计体系、 设计手段及方法不断丰 富与完善， 先进的设计技术及冷却结构不断推动着涡轮进口温度的提升， 涡轮叶片冷却 通 道形状也更为复杂。 为满足节能减排要求， 现代燃气 轮机不断追求性能的提升， 要求涡轮冷 却及气动性能不断改善， 涡轮叶片寿命及可靠性不断提高。 然而， 基于传统涡轮叶片尾缘排 气结构的冷却技 术难以在降低叶片尾缘温度的同时改善涡轮叶片 气动性能。 [0005]尽管国内外学者及科研人员在涡轮叶片高效冷却及气动设计方面已开展了大量 的研究， 对 改善涡轮叶片冷却及气动性能、 揭示涡轮叶片叶身内部冷却 流动机理有了一定 的认识， 但是这些研究并没有关注在改善涡轮叶片叶身冷却的同时如何改善涡轮叶片叶型 损失， 也鲜有关于通过动叶尾缘吸力侧 排气结构形式降低涡轮叶片尾缘金属温度、 改善涡 轮动叶气动性能方面的报道。 科研人员希望有一种既可以解决涡轮动叶尾缘难以冷却问题 又可以有效改善涡轮动叶气动性能的先进尾缘结构形式造型 方法。 发明内容 [0006]本发明的目的在于提供能解决传统尾缘中间劈缝排气方式导叶尾迹损失大， 涡轮 气动效率难以满足要求 等难题的一种吸力侧排气的气冷涡轮动叶造型 方法。 [0007]本发明的目的是这样实现的： [0008]本发明一种吸力侧排气的气冷涡轮动叶造型 方法， 其特 征是： [0009](1)对采用常规设计方法得到 的涡轮叶片进行带冷却通道的流热耦合计算， 得到 涡轮动叶叶型损失、 叶片金属温度数据， 并将该数据结果作为改进为尾缘吸力侧 排气设计说　明　书 1/4 页 3 CN 115203833 A 3