[发明专利]一种跨音速型气膜冷却孔

说明书

技术领域

本发明属于航空发动机涡轮叶片技术领域，具体地说，涉及一种跨音速型气膜冷却孔。

背景技术

随着航空发动机的快速发展，涡轮进口温度不断提高，推重比10的一级发动机的涡轮进口温度已达到1900K～2000K，这已远远超出了涡轮叶片材料的耐热极限。目前，航空发动机中广泛采用气膜冷却技术对涡轮叶片进行冷却，即从压气机抽出部分气体作为冷气引入叶片内部，对叶片的内表面进行有效的冷却，同时一部分冷气通过叶片壁面的气膜孔喷出，在叶片外部主流的作用下使冷气在叶片表面形成一层冷气薄膜，将叶片表面与高温燃气隔离，进而对涡轮叶片进行有效的保护。

现阶段，先进航空发动机中涡轮叶片压力面和吸力面部分区域燃气速度已达到超音速，为了使气膜冷却具有较好的冷却效果，需要保持一定的吹风比，要求相应的冷气速度也较高，由于冷气温度比燃气温度要低很多，因此冷气的当地音速比燃气的当地音速要小，冷气更容易达到音速甚至超音速。

目前涡轮叶片上主要是圆柱形气膜孔、扩张形气膜孔、缝形气膜孔以及双扇形气膜孔，当冷气流经气膜孔时，不能使冷气速度从亚音速达到超音速。发明专利200910121310.8中公开了一种方变腰形缝形气膜冷却孔，由于气膜孔截面形状的变化，冷气流入气膜孔后逐渐向两侧扩展，厚度也逐渐变薄，这种孔型组成的孔排易形成连续的气膜，可得到好于圆柱形孔排的冷却效果，但是这种孔型的截面形状由矩形变为腰形，并不能使冷气连续地从亚音速达到超音速。在连续的流动中，由于气流压缩性的影响，要让气流从亚音速加速到超音速就必须先通过一个收缩形孔，再通过一个扩张形孔。因此，在叶片的压力面和吸力面的部分区域上，为了要使冷气在气膜孔中从亚音速加速到超音速，应该将气膜孔截面设计为先收缩再扩张的形状。

发明内容

为了避免现有技术存在的不足，克服气膜孔类型不能使流经孔的冷气从亚音速加速到超音速的问题，本发明提出一种跨音速型气膜冷却孔。采用在发动机涡轮叶片的压力面和吸力面上分别设置跨音速型气膜冷却孔，气膜冷却孔截面积为先收缩后扩张，冷气流过跨音速型气膜冷却孔时，可从亚音速加速到超音速。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:包括涡轮叶片内冷通道、吸力面气膜冷却孔、压力面气膜冷却孔，其特征是，所述气膜冷却孔为收缩扩张形结构，分为收缩段、喉部、扩张段，气膜冷却孔入口截面和出口截面为椭圆形，喉部截面为圆形，气膜冷却孔对称设置在涡轮叶片两侧面上,吸力面气膜冷却孔与压力面气膜冷却孔形状相同，且与涡轮叶片内冷通道相连通，吸力面气膜冷却孔和压力面气膜冷却孔的中心线分别与涡轮叶片表面之间夹角α为30°～60°，气膜冷却孔收缩段中心线长度为6～10倍喉部半径，气膜冷却孔入口至喉部壁面的型线按维托辛斯基公式进行: