[发明专利]一种斜冲击射流冷却通道

说明书

技术领域

本发明涉及航空发动机涡轮叶片的冷却技术，具体地说，涉及一种斜冲击射流冷却通道。

背景技术

航空发动机技术的发展要求涡轮前温度不断提高，由于叶片材料不能承受过高的温度，因而探索高效的冷却方式已经成为现代高性能涡轮叶片设计技术的一个重要研究领域。叶片尾缘是涡轮叶片重要的冷却区域，而尾缘区冷却技术一直是困扰涡轮设计和和研究者的一大难题。

目前在尾缘的冷却分为外冷和内冷两种形式。外冷是尾缘劈缝气膜冷却，即将尾缘处压力面的一部分去掉，形成一个台阶状的结构，利用从尾缘内通道中引出的气体对劈缝后部的区域进行冷却。在公开的技术文献“涡轮叶片尾缘斜劈缝气膜冷却数值模拟”(南京航空航天大学学报,200638(5):583-589.)，“带尾缘劈缝冷气喷射的涡轮叶栅性能实验及计算”(推进技术,200829(6):710-715.)，“不同叶片尾缘结构对流换热特性实验”(推进技术,201132(4):485-490.)中对外冷方面均有很多研究。而内冷则是对劈缝之前的尾缘内通道进行冷却。在尾缘内通道中布置扰流柱排是一种主要的内冷方式，扰流柱排通道的换热和流动特性与扰流柱的种类、排列方式和Reynolds数等因素有关，国内外在这方面都做了大量研究。文献“扰流柱排内换热的实验研究”(航空动力学报,199914(1):95-99.)中研究了带有扰流柱排的矩形通道内的换热情况，结果表明扰流柱前的滞止区和其后的尾迹区域换热较强。在文献“不同直径及形状的短扰流柱群的流阻及换热”(航空动力学报,2002,17(2):246-249.)主要研究了扰流柱直径和形状对于换热和流动的影响情况，结果表明增大扰流柱直径对于流阻的增强效果要比对换热的增强效果明显。此外，在文献“Chyu M K.Heat Transfer and Pressure Drop for Short Pin-Fin Arrays with Pin Endwall Fillet.”(ASME Journal of Heat Transfer,1990112(4):926-932.)研究了扰流柱排列方式对于换热和流动损失的影响情况，结果表明叉排相比顺排更有利于换热增强，但是流动损失会更大。由于铸造技术的限制，尾缘内通道空间通常比较狭小，扰流柱因而比较短，有时扰流柱排增加的换热面积还不及端壁减少的面积，因而尾缘内扰流柱排增强换热的能力有限。并且在尾缘这种受热严重的区域光靠对流冷却难以满足更高的冷却要求，还要尝试其它的冷却技术以加强局部冷却。文献“带射流冲击的短扰流柱排内流场的实验研究”(航空动力学报,200217(3):336-340.)，“带射流冲击短扰流柱排内的流动和损失”(推进技术,200223(3):226-229.)，“有射流冲击的短扰流柱排内柱面的传热实验研究”(西北工业大学学报,200220(4):586-589.)中，研究在扰流柱排前增加了一排隔板，隔板上开孔以产生射流直接冲击扰流柱面，达到增强扰流柱排通道内换热的目的。结果发现射流冲击不但可以增强柱面的换热,而且对扰流柱排通道中端壁附近的换热增强也有贡献。但是由于射流并非直接冲击端壁，所以其增强端壁附近换热的能力有限。

发明内容

为了避免现有技术存在的不足，本发明提出一种斜冲击射流冷却通道。其在涡轮叶片尾缘冷却通道内设置两个挡板，两个挡板呈一定角度，在每个挡板上开有多排双孔，利用开孔后形成的射流来加强尾缘壁面处的换热；射流直接冲击尾缘壁面，可极大地强化壁面处的换热，达到极佳的冷却效果。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:包括叶片尾缘冷却通道、第一挡板、第二挡板，其特点在于，第一挡板和第二挡板位于叶片尾缘冷却通道内，两挡板为楔形结构，挡板之间夹角α为30°～60°，第一挡板和第二挡板结构相同，挡板上设有多排尺寸相同的圆形冲击孔，每排有两个，冲击孔与挡板垂直，冲击孔长L为0.5d～2d，两个冲击孔中心在叶高方向间距c为2d～6d，冲击孔直径d按公式(1)进行: