重型燃气轮机透平一级动叶冷却结构优化与评估

doi:10.12096/j.2096-4528.pgt.24101

摘要/Abstract

摘要：

目的重型燃气轮机核心部件国产化对行业技术创新、产业升级，甚至国家安全都有重要意义，而透平一级动叶作为重型燃气轮机典型的热端零部件，其性能直接决定了燃气轮机的效率和可靠性。为此，对某重型燃机透平一级动叶进行了结构优化。方法通过增加叶身部分竹节孔竹节的数量，对叶片冷却孔结构进行了优化，同时使用热障涂层来改进叶身涂层。通过流体计算与有限元计算的方法，对叶片服役工况下优化前后叶片的温度、应力分布和气动效率进行了对比分析。结果通过对叶片湍流结构的优化，增强了叶片内部换热效率；在冷气进口压力相同的条件下，优化后的叶片表面温度降低了50 ℃以上；由于未改变叶片的气动外形，优化后的叶片对于涡轮气动效率影响较小。相比于优化前的叶片，优化后的叶片在服役过程中的最大等效应力和等效总应变都得到了显著降低。结论通过冷却孔的优化和防护涂层的升级，可以显著提升叶片在高温环境中的可靠性。研究结果为燃气轮机的国产化提供了理论依据。

关键词: 燃气轮机, 透平叶片, 结构优化, 涂层改进, 冷却孔, 流体计算, 有限元计算

Abstract:

Objectives The localization of core components of heavy-duty gas turbines holds significant importance for technological innovation, industrial upgrading, and even national security. As a typical hot-end component of heavy-duty gas turbines, the performance of the turbine first-stage rotor blade directly determines the efficiency and reliability of the gas turbine. Therefore, the structure of the first-stage turbine blades of a certain heavy-duty gas turbine was optimized. Methods By increasing the number of bamboo nodes in the blade body, the blade cooling hole structure was optimized, and the thermal barrier coating was used to improve the blade coating. The temperature, stress distribution and aerodynamic efficiency of the blades before and after optimization under the service condition of the blade were compared and analyzed by fluid calculation and finite element calculation. Results Heat transfer efficiency inside the blade is enhanced by optimization of turbulent structure. Under the condition of the same inlet pressure of the cooling air, the surface temperature of the optimized blade is reduced by more than 50 ℃. Since the shape of the blade is not changed, there is little influence on the aerodynamic efficiency. Compared with the blades without optimization, the maximum equivalent stress and equivalent total strain of the optimized blade during service are significantly reduced. Conclusions By optimizing the cooling structure and upgrading the protective coatings, the reliability of the blades in high-temperature can be significantly improved. The research results provide a theoretical basis for the localization of gas turbines.

Key words: gas turbine, turbine blade, structure optimization, coating improvement, cooling hole, fluid calculation, finite element calculation

中图分类号:

TK 14

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图/表 19

图1 优化前后叶片的扰流结构

Fig. 1 Turbulence structures of the blades before and after optimization

图2 优化前后叶片叶身涂层对比

Fig. 2 Comparison of blade coating before and after optimization

图3 流体域计算模型

Fig. 3 Computational model of fluid field

图4 流体计算网格划分

Fig. 4 Fluid domain meshing

图5 计算域网格的Y +分布

Fig. 5 Distribution of Y + in computational domain mesh

表1 Mark II叶片冷却空气参数

Tab. 1 Cooling air parameters of Mark II blade

冷却孔编号	流量/(kg/s)	温度/K
1	0.024 60	342
2	0.023 70	344
3	0.023 80	335
4	0.024 70	336
5	0.023 30	330
6	0.022 80	355
7	0.023 80	335
8	0.007 75	350
9	0.005 11	377
10	0.003 34	387

图6 中截面无量纲温度分布

Fig. 6 Dimensionless temperature distribution in middle cross-section

表2 流体计算边界条件

Tab. 2 Boundary conditions of fluid calculation

热燃气		冷却空气		出口相对静压/Pa	动叶转速/(r/min)
单叶片流量/(kg/s)	温度/℃	流量/(kg/s)	温度/℃	出口相对静压/Pa	动叶转速/(r/min)
4	1 140	0.08	346	600 000	3 000

图7 优化前叶片的温度分布

Fig. 7 Temperature distribution of the blade before optimization

图8 优化后叶片的温度分布

Fig. 8 Temperature distribution of the blade after optimization

图9 优化前叶片的压力分布

Fig. 9 Pressure distribution on the blade before optimization

图10 优化后叶片的压力分布

Fig. 10 Pressure distribution on the blade after optimization

图11 优化前后叶片的出口总压力分布

Fig. 11 Total pressure distribution of blade surface before and after optimization

图12 静力学计算的约束

Fig. 12 Constraints of static calculations

图13 中截面网格

Fig.13 Mesh in the middle cross-section

图14 优化前叶片的等效应力

Fig. 14 Equivalent stress of the blade before optimization

图15 优化后叶片的等效应力

Fig. 15 Equivalent stress of the blade after optimization

图16 优化前叶片的等效总应变

Fig. 16 Equivalent total strain of the blade before optimization

图17 优化后叶片的等效总应变

Fig. 17 Equivalent total strain of the blade after optimization

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