本发明公开了一种开式向心涡轮叶片背部凹槽结构，包括开式向心涡轮叶片和轮盘，在所述涡轮叶片背部设置一系列凹槽，其形状包括普通凹槽、压力面肩壁凹槽、吸力面肩壁凹槽或中弧线肩壁凹槽。本发明设计的叶片背部凹槽结构一方面减小了涡轮叶片背部间隙泄漏流量，从而提高了涡轮效率；另一方面减小了涡轮叶片背部的传热系数和热负荷，提高了叶片寿命，使涡轮能够更为稳定可靠地运行。
1.一种开式向心涡轮叶片背部凹槽结构，包括多个涡轮叶片和轮盘，所述涡轮叶片的叶片背部与所述向心涡轮的背部机匣之间存在背部间隙C，其特征在于，每个所述涡轮叶片的叶片背部开设有凹槽，所述凹槽的远离所述开式向心涡轮的轴线的顶部和所述开式向心涡轮的轴线之间的距离为叶尖半径R的80%~100%，所述凹槽的靠近所述轴线的底部和所述轴线之间的距离为叶尖半径R的60%-80%，所述叶尖半径R为所述涡轮叶片顶端和所述轴线的距离，所述凹槽的底面和所述叶片背部的顶面之间的距离，即凹槽深度为所述背部间隙C的
所述凹槽的肩壁厚度为所述凹槽深度的20%~100%;
所述凹槽是封闭的，凹槽的左、右肩壁分别为压力面肩壁和吸力面肩壁。
2.一种开式向心涡轮叶片背部凹槽结构，包括多个涡轮叶片和轮盘，所述涡轮叶片的叶片背部与所述向心涡轮的背部机匣之间存在背部间隙C，其特征在于，每个所述涡轮叶片的叶片背部开设有凹槽，所述凹槽的远离所述开式向心涡轮的轴线的顶部和所述开式向心涡轮的轴线之间的距离为叶尖半径R的80%~100%，所述凹槽的靠近所述轴线的底部和所述轴线之间的距离为叶尖半径R的60%-80%，所述叶尖半径R为所述涡轮叶片顶端和所述轴线的距离，所述凹槽的底面和所述叶片背部的顶面之间的距离，即凹槽深度为所述背部间隙C的
所述凹槽的肩壁厚度为所述凹槽深度的20%~100%;所述凹槽的形状为压力面肩壁凹槽，凹槽是非封闭的，只有压力面肩壁，所述压力面肩壁至少有一个，压力面肩壁有多个时，多个压力面肩壁平行设置。
3.一种开式向心涡轮叶片背部凹槽结构，包括多个涡轮叶片和轮盘，所述涡轮叶片的叶片背部与所述向心涡轮的背部机匣之间存在背部间隙C，其特征在于，每个所述涡轮叶片的叶片背部开设有凹槽，所述凹槽的远离所述开式向心涡轮的轴线的顶部和所述开式向心涡轮的轴线之间的距离为叶尖半径R的80%~100%，所述凹槽的靠近所述轴线的底部和所述轴线之间的距离为叶尖半径R的60%-80%，所述叶尖半径R为所述涡轮叶片顶端和所述轴线的距离，所述凹槽的底面和所述叶片背部的顶面之间的距离，即凹槽深度为所述背部间隙C的
所述凹槽的肩壁厚度为所述凹槽深度的20%~100%;所述凹槽的形状为吸力面肩壁凹槽，凹槽是非封闭的，只有吸力面肩壁，所述吸力面肩壁至少有一个，吸力面肩壁有多个时，多个吸力面肩壁平行设置。
4.一种开式向心涡轮叶片背部凹槽结构，包括多个涡轮叶片和轮盘，所述涡轮叶片的叶片背部与所述向心涡轮的背部机匣之间存在背部间隙C，其特征在于，每个所述涡轮叶片的叶片背部开设有凹槽，所述凹槽的远离所述开式向心涡轮的轴线的顶部和所述开式向心涡轮的轴线之间的距离为叶尖半径R的80%~100%，所述凹槽的靠近所述轴线的底部和所述轴线之间的距离为叶尖半径R的60%-80%，所述叶尖半径R为所述涡轮叶片顶端和所述轴线的距离，所述凹槽的底面和所述叶片背部的顶面之间的距离，即凹槽深度为所述背部间隙C的
所述凹槽的肩壁厚度为所述凹槽深度的20%~100%;所述凹槽的形状为中弧线肩壁凹槽，凹槽是非封闭的，只有中弧线肩壁，所述中弧线肩壁至少有一个，中弧线肩壁有多个时，多个中弧线肩壁平行设置。
5.如权利要求4所述的开式向心涡轮叶片背部凹槽结构，其特征在于，所述中弧线肩壁与所述涡轮叶片的半径方向有一定夹角。
6.如权利要求2至4任一项所述的开式向心涡轮叶片背部凹槽结构，其特征在于，当肩壁有多个时，相邻两个肩壁之间的宽度为肩壁宽度的1-10倍。
一种开式向心涡轮叶片背部凹槽结构
技术领域
[0001] 本发明属于流体机械领域的向心涡轮气动、传热及结构设计，涉及一种提高向心涡轮气动性能及传热特性的叶片背部凹槽结构，特别适用于微型燃气轮机。
背景技术
[0002] 微型燃气轮机是指功率介于25-500kW之间的燃气轮机，一般由离心压气机、向心涡轮、燃烧室、回热器等部件构成。微型燃气轮机具有结构简单紧凑、维修成本低、燃料多元化、排放低、运行较灵活、热能利用率高等特点，广泛应用于分布式供能系统、备用及移动电源、各种用途的辅助动力装置中。
[0003] 在保证微型燃气轮机稳定可靠工作的前提下，如何提高燃气轮机的效率，成为燃气轮机设计者面临的挑战。提高微型燃气轮机效率的一个有效途径是增加涡轮进口温度，而随着涡轮进口温度的提高，涡轮设计者面临的难题是：如何保证向心涡轮在高转速、高进口温度下稳定可靠的工作。提高燃气轮机效率的另一个有效途径是减小涡轮及压气机部件的间隙泄漏损失，由于向心涡轮间隙流动情况十分复杂，如何更好的了解涡轮内间隙流动特性，找出减小间隙损失的途径，成为向心涡轮设计者面临的另一大难题。
[0004] 向心涡轮具有结构简单紧凑、成本低、性能较高、安装方便、单级压比较高（单级向心涡轮能代替两级甚至更多的轴流涡轮）等特点，十分适用于对结构紧凑性有较高要求的微型燃气轮机。但是向心涡轮叶尖转速较高（一般可达600m/s），叶片根部及轮盘应力较大，随着涡轮进口温度的提高，向心涡轮强度问题尤为突出。
[0005] 向心涡轮转子应力较大位置分别集中在叶片进口根部、轮盘中心、叶片出口根部三处。为了解决向心涡轮强度问题，现代微型燃气轮机大多采用开式向心涡轮（涡轮增压器中也叫星形盘涡轮）的结构，如图1、图2所示。开式向心涡轮在常规向心涡轮的基础上，将轮盘削至叶片根部，最大限度的降低了转子重量，减小了轮盘及叶片根部应力。
[0006] 开式向心涡轮在强度上具有优势而在气动上引入了新的损失——背部间隙。国内外相关研究表明，间隙损失是叶轮机械损失的主要组成部分，而背部间隙损失占整个间隙损失一半以上的比重。可见研究背部间隙的流动特性，找出减小背部间隙损失的措施是很有必要的。
[0007] 高温燃气在流经涡轮间隙时，气流速度迅速提高造成的射流效应导致叶顶换热系数大大提高；另一方面，泄漏流在间隙内经历分离、再附等复杂流动过程，换热系数分布十分复杂。在间隙内热负荷的冲击下，涡轮叶片很容易出现烧蚀和断裂，因此涡轮间隙内的传热特性一直是国内外学者研究的热门内容。
[0008] 找出降低开式向心涡轮背部间隙传热系数的措施是十分有必要的，这是因为背部间隙内不仅存在较高的热负荷，而且背部间隙靠近离心应力较高的叶片进口根部（相比之下，叶顶间隙内虽然传热系数较高，但是叶顶附近离心应力较小），如果不能保证背部间隙内热负荷在规定值以下，将很容易造成叶片进口根部的烧蚀和断裂，影响整台燃气轮机的正常运行。
[0009] 综上可见，如何减小向心涡轮背部间隙泄漏流量，降低背部间隙传热系数是向心涡轮气动及结构设计者面临的挑战。
发明内容
[0010] 针对现有技术的缺点和不足，本发明设计了一种开式向心涡轮叶片背部凹槽结构，一方面减小了开式向心涡轮叶片背部间隙泄漏流量，从而提高了涡轮效率；另一方面减小了开式向心涡轮叶片背部的传热系数和热负荷，提高了叶片寿命，使涡轮能够更为稳定可靠的运行。
[0011] 为了达到上述目的，本发明采取如下的技术解决方案：
[0012] 一种开式向心涡轮叶片背部凹槽结构，包括多个涡轮叶片和轮盘，所述涡轮叶片的叶片背部与背部机匣之间存在背部间隙C，其特征在于，每个所述涡轮叶片的叶片背部开设有凹槽，
[0013] 所述凹槽的远离所述开式向心涡轮的轴线的顶部和所述开式向心涡轮的轴线之间的距离为叶尖半径R的80%～100%，所述凹槽的靠近所述轴线的底部和所述轴线之间的距离为叶尖半径R的60%-80%，所述叶尖半径R为所述涡轮叶片顶端和所述轴线的距离，[0014] 所述凹槽的底面和所述叶片背部的顶面之间的距离，即凹槽深度为背部间隙C的20%～100%，
[0015] 所述凹槽的肩壁厚度为所述凹槽深度的20%～100%。
[0016] 本发明通过上述方式在开式向心涡轮叶片背部设置凹槽，能够减小叶片背部间隙内的流体速度，一方面降低了间隙泄漏流量，提高了涡轮效率；另一方面大幅降低了叶片背部传热系数，对向心涡轮转子寿命的提高十分有利；除此之外，所述的向心涡轮由于在叶片背部加入了凹槽，还在一定程度上降低了叶片重量，减小了涡轮离心应力。
[0017] 优选地，所述凹槽的形状为普通凹槽，凹槽是封闭的，凹槽的左、右肩壁分别为压力面肩壁和吸力面肩壁。
[0018] 优选地，所述凹槽的形状为压力面肩壁凹槽，凹槽是非封闭的，只有压力面肩壁，所述压力面肩壁至少有一个，压力面肩壁有多个时，多个压力面肩壁平行设置；或，所述凹槽的形状为吸力面肩壁凹槽，凹槽是非封闭的，只有吸力面肩壁，所述吸力面肩壁至少有一个，吸力面肩壁有多个时，多个吸力面肩壁平行设置；或，所述凹槽的形状为中弧线肩壁凹槽，凹槽是非封闭的，只有中弧线肩壁，所述中弧线肩壁至少有一个，中弧线肩壁有多个时，多个中弧线肩壁平行设置。
[0019] 优选的，对于所述中弧线肩壁凹槽，所述中弧线肩壁与所述涡轮叶片的半径方向可以有一定夹角。
[0020] 优选的，当所述压力面肩壁、吸力面肩壁或中弧线肩壁有多个时，相邻两个肩壁之间的宽度为肩壁宽度的1-10倍。
[0021] 优选的，所述凹槽的底面与凹槽肩壁的交界处可以有一定的导圆。
[0022] 同现有技术相比，本发明的开式向心涡轮叶片背部凹槽结构具有以下显著的优点：一方面减小了涡轮叶片背部间隙泄漏流量，从而提高了涡轮效率；另一方面减小了涡轮叶片背部的传热系数和热负荷，提高了叶片寿命，使涡轮能够更为稳定可靠的运行；同时，向心涡轮由于在叶片背部加入了凹槽，还在一定程度上降低了叶片重量，减小了涡轮离心应力。
附图说明
[0023] 图1是开式向心涡轮子午截面示意图；
[0024] 图2是未开槽的开式向心涡轮示意图；
[0025] 图3是本发明的普通凹槽的开式向心涡轮示意图；
[0026] 图4是本发明的开式向心涡轮叶片背部各种凹槽形状示意图，其中（a）为普通凹槽示意图，（b）为压力面肩壁凹槽示意图，（c）为吸力面肩壁凹槽示意图，（d）为中弧线肩壁凹槽示意图，（e）为压力面双肩壁凹槽示意图，（f）为吸力面双肩壁凹槽示意图。
具体实施方式
[0027] 为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图并举实施例，对本发明进一步详细说明。
[0028] 如图1、图2所示的开式向心涡轮在整体铸造成型以后，首先对其叶片1的压力面15以及吸力面16进行抛光，然后使用铣刀对叶片1叶顶7以及背部5进行加工，保证其光度和精度要求，同时保证叶片叶顶7与叶顶机匣8的叶顶间隙、叶片背部5与背部机匣4的背部间隙C，接着就可以在叶片背部5铣出凹槽，形成如图3所示的叶片背部带普通凹槽9的开式向心涡轮。在加工普通凹槽9时，所述凹槽9的远离所述开式向心涡轮的轴线的顶部和所述开式向心涡轮的轴线之间的距离RU为叶尖半径R的80%～100%，所述凹槽的靠近所述轴线的底部和所述轴线之间的距离RD为叶尖半径R的60%-80%，所述叶尖半径R为所述涡轮叶片顶端6和所述轴线的距离。所述凹槽9的底面和所述叶片背部5的顶面之间的距离，即凹槽深度L3为背部间隙C的20%～100%，所述凹槽的肩壁厚度L1为所述凹槽深度L3的20%～100%。
[0029] 叶片背部各种形状的凹槽如图4所示，可以是普通凹槽9、压力面肩壁凹槽10、吸力面肩壁凹槽11、中弧线肩壁凹槽12、压力面双肩壁凹槽13、吸力面双肩壁凹槽14，其凹槽底部与凹槽侧壁交界处17可以有一定的导圆，凹槽侧壁交界处18可以有一定的导圆。
[0030] 凹槽深度L3的选择，需要综合考虑气动及传热的影响。因为随着凹槽深度L3的增大，气流在凹槽内的旋涡强度增强，流动损失有所增加，这对涡轮效率是不利的。然而如果凹槽深度L3太小，间隙内泄漏流再附将不能得到很好的抑制，叶片背部传热系数的降低幅度不明显。凹槽肩壁厚度L1的选择，需要综合考虑加工精度及传热的影响。理论上来说，肩壁凹槽厚度L1越小，凹槽所占面积则越大，这对降低叶片背部传热系数是有利的。但是肩壁凹槽厚度L1还受到铣刀加工精度的限制，加工过小的肩壁凹槽厚度L1会使得涡轮叶片在背部区域出现加工变形。
[0031] 凹槽顶部所处半径位置RU的选取，主要是考虑传热系数及加工精度的影响。因为如果凹槽顶部所处半径位置RU过高，凹槽宽度L2将会很小，铣刀无法加工。而如果凹槽顶部所处半径位置RU过低，将会使得凹槽所占面积变小，这对降低传热系数是不利的。凹槽底部所处的半径位置RD的选取，需要综合考虑传热及转子应力的影响。因为如果凹槽底部所处的半径位置RD过大，将会使得凹槽所占面积变小，这对降低传热系数是不利的。然而，如果凹槽底部所处的半径位置RD过小，凹槽底部将会十分靠近轮盘上端3，这将造成局部应力集中，对涡轮转子强度十分不利。
[0032] 综上所述，对于凹槽深度L3、凹槽肩壁厚度L1、凹槽顶部所处半径位置RU以及凹槽底部所处的半径位置RD的选择，需要综合考虑气动、传热、转子应力及加工精度的影响。实际加工时，应根据不同凹槽几何参数下数值计算的结果，综合考虑上述因素来选取凹槽几何的最优值。
[0033] 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，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的范围之内。
