1.本发明属于航空发动机及燃气轮机涡轮叶片的冷却技术领域，特别涉及一种用于涡轮叶片尾缘的扰流柱与凹坑组合冷却结构。
背景技术：
2.随着高性能航空发动机及燃气轮机的发展，发动机热力循环参数不断提高，作为关键热端部件的涡轮叶片热防护需求也是日益突出。涡轮叶片热防护主要采用气冷技术，通过设计内部复杂的冷气流动形式以满足叶片在高温环境下的正常工作。现有航空发动机涡轮叶片基本冷却形式包括对流冷却、冲击冷却及气膜冷却等，大部分冷却叶片采用其中一种或多种冷却形式的复合冷却设计。其中，涡轮叶片尾缘常用扰流柱阵列以强化内部冷却流动，进而提升内腔的热交换能力。
3.叶片尾缘的扰流柱阵列是以一排或多排扰流柱连接叶背及叶盆，一方面增强冷气在扰流柱区的对流强度以提升换热能力，另一方面可增强尾缘区的叶片强度以承受超高的燃气侧气动载荷。该扰流柱阵列强化冷却结构已得到了成熟应用，在目前在研在役的发动机中均得到了大量的应用，证明其具有良好的冷却效果；扰流柱阵列的内冷通道，既能够起到绕流强化换热的作用，又能够起到支撑加固的作用，是一种有效的冷却设计方式。
4.上述现有技术方案的主要缺点体现在如下方面：1)在有限的空间及有限的冷气量条件下，扰流柱阵列冷却结构的冷却效果有明显的上限值，难以通过单独改变扰流柱参数以提升尾缘区的冷却效果。2)单独扰流柱阵列区的冷气流阻非常大，需要高的冷气供气压力以保障足够的冷气量，而这在发动机中实现的代价非常大。
5.因此需要设计一种用于涡轮叶片尾缘的扰流柱与凹坑组合冷却结构，旨在解决现有技术在高热力循环参数条件下涡轮叶片冷却能力不足的技术问题。
技术实现要素：
6.针对上述问题，本发明适用于高热力循环参数发动机的涡轮叶片冷却，该冷却结构的内腔换热能力强，冷却效果好，相比常规的尾缘扰流柱阵列冷却结构，具有更好的换热能力及更小的冷气流阻损失。
7.本发明为克服现有技术存在的问题，提供如下技术方案：
8.一种用于涡轮叶片尾缘的扰流柱与凹坑组合冷却结构，设置在涡轮叶片的尾缘，包括：
9.扰流柱，所述扰流柱连接涡轮叶片的叶背与叶盆，所述扰流柱设置在涡轮叶片的叶片尾缘内腔里；
10.凹坑，所述叶片尾缘内腔的内壁上设有若干个凹坑；
11.其中，所述扰流柱阵列设置为多排展向错开排列，相邻的两排扰流柱之间设置多排凹坑。
12.进一步地，所述扰流柱的展向间距为l4，径向间距为s1。
13.进一步地，所述凹坑径向相邻行之间的间距为s2，s1＝s2
×
2。
14.进一步地，相邻两排所述扰流柱之间布置有两排凹坑；第一排凹坑与前排的扰流柱展向间距为l1，第二排凹坑结构与后排的扰流柱的展向间距为l3，两排凹坑之间的间距为l2，l1＝l3≥l2。
15.进一步地，所述扰流柱为圆柱形扰流柱。
16.进一步地，所述扰流柱的横截面直径为d3，涡轮叶片内壁厚为h3。
17.进一步地，所述凹坑为圆球形凹坑。
18.进一步地，所述凹坑直径为d2，凹坑直径与扰流柱的横截面直径的关系，d2/d3的范围为0.5～0.6。
19.进一步地，所述凹坑深度为h2，凹坑深度与涡轮叶片内壁厚的关系，h2/h3的范围为0.2～0.3。
20.进一步地，所述凹坑深度与凹坑直径的关系，h2/d2的范围为0.20～0.25。
21.本发明的有益效果：本发明通过在扰流柱阵列之间增设多排凹坑冷却结构，可形成更强换热效果的尾缘内腔冷却结构；适用于高热力循环参数发动机的涡轮叶片冷却，该冷却结构的内腔换热能力强，冷却效果好，有利于提升涡轮叶片寿命，降低叶片冷却用气，进而提升发动机性能。
22.本发明的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过在说明书以及附图中所指出的结构来实现和获得。
附图说明
23.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
24.图1示出了本发明实施例的用于涡轮叶片尾缘的扰流柱与凹坑组合冷却结构整体示意图；
25.图2示出了本发明实施例的扰流柱与凹坑组合冷却结构的整体剖视示意图；
26.图3示出了本发明实施例的扰流柱与凹坑组合冷却结构的相对排列关系示意图；
27.图4示出了本发明实施例的扰流柱与凹坑组合冷却结构剖视示意图。
28.图中
29.1-涡轮叶片、11-叶片尾缘内腔、2-扰流柱、3-凹坑、x-涡轮叶片1的展向方向、y-径向方向、l1-第一排凹坑3与前排的扰流柱2展向间距、l2-两排凹坑3之间的间距、l3-第二排凹坑3结构与后排的扰流柱2的展向间距、l4-扰流柱2的展向间距、s1-扰流柱2的径向间距、s2-凹坑3径向相邻行之间的间距、h2-凹坑3深度、h3-涡轮叶片1内壁厚、d1-凹坑3所对应的球体直径、d2-凹坑3直径、d3-扰流柱2的横截面直径。
具体实施方式
30.在下文中，仅简单地描述了某些示例性实施例。正如本领域技术人员可认识到的
那样，在不脱离本发明的精神或范围的情况下，可通过各种不同方式修改所描述的实施例。因此，附图和描述被认为本质上是示例性的而非限制性的。
31.为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地说明，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
32.需要说明的是，本技术中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本技术的实施例。在本技术中，术语“上”、“下”、“左”、“右”、“前”、“后”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“中”、“竖直”、“水平”、“横向”、“纵向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系。
33.下面结合附图对本技术的实施例进行详细说明。
34.如图1，本实施例一种用于涡轮叶片尾缘的扰流柱与凹坑组合冷却结构，设置在涡轮叶片1的尾缘。
35.如图2，扰流柱2与凹坑3在涡轮叶片1上的位置。扰流柱2，所述扰流柱2阵列连接涡轮叶片1的叶背与叶盆，所述扰流柱2设置在涡轮叶片1的叶片尾缘内腔11里；
36.凹坑3，所述叶片尾缘内腔11的内壁上设有若干个凹坑3；
37.所述扰流柱2阵列设置为多排展向错开排列，相邻的两排扰流柱2之间设置多排凹坑3。布置多排凹坑3结构以进一步强化叶片尾缘内腔11壁面的换热。
38.如图3，扰流柱2与凹坑3的相对排列关系，x方向为涡轮叶片1的展向方向，y方向为径向方向。所述扰流柱2的展向间距为l4，径向间距为s1。展向间距是指按涡轮叶片1的展向方向的间距。
39.在本实施例的方案中，所述相邻扰流柱2之间布置有两排凹坑3结构；所述第一排凹坑3与前排的扰流柱2展向间距为l1，第二排凹坑3结构与后排的扰流柱2的展向间距为l3，两排凹坑3之间的间距为l2，l1＝l3≥l2。
40.所述凹坑3径向相邻行之间的间距为s2，s1＝s2
×
2。
41.由此，可实现冷气经前排扰流柱2扰流后，在两排扰流柱2之间经凹坑3充分对流强化换热，进而增强了叶片尾缘内腔11壁面冷却效果。
42.如图4，扰流柱2与凹坑3的剖面结构示意图。
43.在本实施例的方案中，所述扰流柱2为圆柱形扰流柱。
44.所述扰流柱2的横截面直径为d3，涡轮叶片1内壁厚为h3。
45.在本实施例的方案中，所述凹坑3为圆球形凹坑。
46.所述凹坑3直径为d2，凹坑3所对应的球体直径为d1；凹坑3直径与扰流柱2的横截面直径的关系，d2/d3的范围为0.5～0.6，即凹坑3所形成的球缺圆面积不应过小或过大，将凹坑3的直径设置为扰流柱2的横截面直径的一半左右，由此可有效形成扰流柱2后冷气涡旋的再次强化作用。
47.在凹坑深度方面，所述凹坑3深度为h2，凹坑3深度与涡轮叶片1内壁厚的关系，h2/h3的范围为0.2～0.3。可有效平衡凹坑3换热面积与局部涡轮叶片1内壁厚之间的关系(如果该值过小，凹坑3所带来的面积增加及对流强化换热能力较弱；如果该值过大，会导致局
部涡轮叶片1内壁厚偏小，对涡轮叶片1的强度不利)。
48.所述凹坑3深度与凹坑3直径的关系，h2/d2的范围为0.20～0.25，(此时对应的面积增量为17％～25％)，可有效平衡凹坑3换热面积与局部应力集中之间的关系。(该值越大，凹坑3增量面积越大，但凹坑3与叶片尾缘内腔11壁面形成的角度越小，易造成局部应力集中，不利于涡轮叶片1强度)。
49.实施数据：本发明所公开的扰流柱与凹坑组合冷却结构，通过在扰流柱阵列之间增设多排凹坑3冷却结构，可形成更强换热效果的尾缘内腔冷却结构，相比常规的扰流柱阵列，增加的凹坑3冷却结构，可有效增加17％～25％的换热单元，在有限空间内有效提升叶片尾缘内腔11壁面热交换能力。
50.本发明所述的叶片尾缘扰流柱与凹坑组合冷却结构已通过数值仿真与实验研究，发现在给定空间内，换热水平相比常规的扰流柱阵列可提升3％-6％，冷却单元流阻可相比减少5％-10％，有利于降低涡轮叶片的供气压力，提升涡轮叶片1的冷却效果，具有重要的工程应用价值。
51.尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。