[发明专利]带抑涡支孔结构的新型气膜孔

说明书

技术领域

在航空发动机中，高温部件的冷却设计很大程度上决定了整机性能和可靠性。本发明涉及一种适用于燃气涡轮发动机热端零部件的冷却结构。该结构可用于涡轮叶片或者燃烧室的冷却，适用于新一代高性能航空发动机对与高温部件冷却性能的要求。本结构中包括主气膜孔、两个对称的辅气膜孔特征结构。主气膜孔和辅气膜孔均为圆柱形。

背景技术

目前在航空发动机高温部件中常见的冷却方式有气膜冷却、对流冷却、发散冷却和复合冷却等。气膜冷却技术是目前航空发动机高温部件常用的冷却方式，如何更有效的组织气膜冷却，减少冷气消耗，提高冷却效果，一直是设计者关注的重要问题。在气膜冷却的研究中，近些年来，为了获得更高的气膜冷却效率，国内外开展了大量的研究。由于传统的圆柱状气膜孔在气膜出流和主燃气混合的过程中会产生肾状涡，肾状涡会加速冷气和周围燃气的掺混，从而减少冷气气膜对热端部件表面的有效覆盖面积，降低了冷却效果。特别是在相对于流动方向的在气膜孔侧向的气膜覆盖上，传统的柱状气膜孔覆盖性能更差。因此为了提高冷气的覆盖特性，提高气膜冷气效率，气膜孔的几何形状和排列方式是气膜冷却技术重点研究的关键问题。日前的大多数气膜孔的型式的研究主要集中在以下这几个方面进行研究：复合角射流，气膜孔形状，带突片的气膜等。这些研究的结果都表明采用这些型式的气膜孔，有效地改善了由于圆柱状的气膜冷却孔产生的肾状涡带来的冷气覆盖问题，获得了比传统的圆柱状气膜孔更好的气膜冷却效果。但是这些强化冷却效果所采用的气膜孔有较为共同的特点是在几何上都较为复杂，例如复合角气膜孔、带有突片的气膜孔等，这些内凹或者外凸的几何特征在加工制造上的难度是很大的，若用到真实航空发动机的高温部件上，会给加工工艺机制造成本控制带来难题，使得采用这些技术的部件成本大幅度上升。对这种几何特征若没有通过详细的研究，精心设计，还有可能对高温部件的气动性能造成影响，甚至是增大了气动损失，降低了发动机效率。要克服这个缺点又会给设计和加工提出更高的要求。本发明是一种带抑涡支孔结构的一种新型气膜孔，气膜孔型所采用的几何型式都是等径的圆柱孔，因此在加工难度上等同于常规的圆柱气膜孔，该新型冷却孔的诸多特点能使得其比常规单圆孔型式的气膜孔的冷却效率要高很多，通过精心的设计与研究，使其在冷却效率的提高上达到目前其他气膜孔型式能达到的水平。因此该新型气膜孔不但易于加工并能获得远比传统圆柱状气膜孔高得多的气膜冷却效率，是一种很有实用前景的气膜冷却孔型。

发明内容

本发明的目的是提供一种适用于燃气涡轮发动机热端部件气膜冷却结构，该结构包括位于平板上的主气膜孔(1)、位于主气膜孔两侧的辅气膜孔(2)，其特征在于：在相邻两个主气膜孔(1)之间安装有两个圆柱形的辅气膜孔(2)，在以一个主气膜孔(1)的中心线所划分的两侧有两个对称的辅气膜孔(2)，并以相邻的一个主气膜孔(1)和其两侧对称的辅气膜孔(2)为一个单元体(5)，主气膜孔(1)和辅气膜孔(2)均为圆柱形，主气膜孔(1)与平板的沿流向角度α为10°～50°，辅气膜孔(2)的直径范围为主气膜孔(1)直径D的25％～100％，相邻主气膜孔(1)与辅气膜孔(2)的展向间距P₁的取值范围为0.2D～2D，相邻主气膜孔(1)与辅气膜孔(2)的沿流向间距B的取值范围为-3D～3Dmm，辅气膜孔(2)与主气膜孔(1)的径向角度3范围为5°～30°，辅气膜孔(2)与平板沿流向的角度α₁范围10°～45°。

本发明的气膜冷却结构的优点在于：(1)主气膜孔和辅气膜孔所采用的几何型式都是等径的圆柱孔，因此该新型孔在加工难度上等同于常规的圆柱气膜孔，便于实际应用；(2)辅孔出流产生的涡流与主孔出流产生的涡流相互作用，能削弱主孔出流时产生的肾状涡，使得出流的气膜不过早的与燃气掺混，冷气能更多的覆盖在需冷却表面，从而提高冷却气膜覆盖面积问题，获得更高的冷却效率；(3)主孔的流动由于侧向出流使其侧压降低，使得主孔的流动更多的向两侧扩散，从而使得该孔型的整体气膜覆盖率大大提高；(4)在特定的吹风比以及主、辅孔的出流比范围内还能有效地减少气动损失和提高效率。该新型孔型的以上诸多特点可以看出该孔型是一种不仅易于加工而且能获得比传统圆柱状气膜高得多的气膜冷却效率。

附图说明

图1本发明的结构俯视图

图2常规气膜孔的向结构俯视图。

图3本发明的结构示意图

图4本发明的侧视示意图

图中：1.主气膜孔  2.辅气膜孔  3.高温主流  4.冷却气体5.结构单元体

具体实施方式