[发明专利]一种高效阵列射流冷却结构

说明书

技术领域：

本发明属于燃气轮机及航空发动机高温部件冷却及其他一些涉及到阵列冲击射流冷却的领域，具体为一种高效阵列射流冷却结构。

背景技术：

提升燃气轮机热效率的关键技术是提高燃机透平转子的进口温度，现在燃气轮机透平一级动叶的燃气温度已经达到了1800K以上，如此高的温度下，燃气轮机的热端部件(燃烧室、火焰筒、过渡段、涡轮叶片等)无法在如此高的温度下长时间工作，必须采用有效的冷却技术。

目前，燃气轮机的发展趋势是提高温升和降低污染物的排放，二者都需要较大范围的提高用于燃气轮机燃烧室的空气比例，由此导致用于燃机热端部件的冷却空气比例降低。在保证燃气轮机热效率的情况下，如何通过更少的冷却空气量，更有效的冷却燃机的热端部件是目前迫切需要解决的问题。

在所有的传热强化技术中，阵列射流冲击冷却是提高局部换热系数中最重要也是最有效的方法，也是最早应用于燃气轮机涡轮叶片冷却的技术手段之一。影响壁面换热最直接的原因是由于壁面存在气体边界层，影响了壁面的换热效果，而冲击冷却可以在射流驻点区域最大程度的降低边界层的厚度，达到增强换热的目的。

现有的阵列射流冷却系统中具有如下局限性：

(1)实验冷却系统没有考虑到在实际工作情况下，冷却空气量是有限的。没有办法大幅度的提升冲击射流的雷诺数。

(2)现有阵列射流冷却系统，有效冷却面积是四倍冲击孔范围内，其他区域内射流靶板壁面边界层较厚，换热效果不好。

(3)冲击射流冲击靶板之后，会在靶板壁面出产生一定量的横流，横流会对后排射流产生影响，使得后排冲击射流产生偏移，导致靶板整体的冷却温度不均，产生较大的温度梯度，影响材料的使用寿命。

发明内容：

本次设计目的在于使用最少的冷却空气量，最大程度的提高冷却效率，同时降低了冷却壁面整体的温度梯度，使传热更加均匀稳定。为实现上述目的，本次设计提供了三种冲击孔结构设计以及一种射流靶板上锥形肋(冷却肋)的结构设计，方案如下：

一种高效阵列射流冷却结构，包括射流孔板及射流靶板，所述的射流孔板上设有多个阵列排列的冲击孔；所述射流孔板位于所述射流靶板的上部，二者之间为空腔设计。

进一步地，流靶板上面设有多个凸起的锥形肋。

进一步地，冲击孔由上至下为渐缩孔设计，所述渐缩型冲击孔上、下两端口圆直径的差值为1.5D，冲击孔的法线与冲击孔壁面所成倾斜角度θ为45°～90°。

进一步地，冲击孔的上部为倒角或倒圆角设计，下部为圆柱孔设计；所述倒角冲击孔的倒角角度α为30～45°，倒角的尺寸为0.1D～0.3D。

进一步地，冲击孔为3种不同孔径阵列排布，三种孔径分别为1D、1.5D及2D。

进一步地，锥形肋的锥面为直面或者为曲面。

进一步地，锥形肋底圆直径为0.5D，锥形肋高度为0.5D～1D。

进一步地，锥形肋与所述的冲击孔的数量相互匹配，所述锥形肋位于所述冲击孔在所述射流靶板的上垂直投影区域之内。

进一步地，所述的射流孔板与所述的射流靶板平行。

本发明的主要优点：

1、在冷空气来流量一定的情况下，渐缩孔设计一定程度上增加了冲击雷诺数，加强了换热系数。

2、不同孔径排布的方式使得不同孔径的冲击射流具有不同的射流雷诺数，对射流靶板的冷却更加均匀。

3、倒(圆)角冲击孔可以增加冲击孔的流量系数，降低冲击腔室内，即射流孔板与射流靶板之间空腔的回流涡旋情况，改善其内部工作条件。

4、对于一般的冲击孔而言，只有冲击孔垂直投影区域的壁面边界层很薄，故冲击驻点区域的具有很强的换热效果，在射流靶板上增加了锥形肋，使得冲击射流在更大的范围内降低了靶板壁面边界层的厚度，所说的边界层是指的在靠近壁面处的地方，流体会产生一种层流的流动状态，类似一种薄膜，边界层越厚，传热效果越差，达到了增强换热的效果

5、同时本发明设计的孔结构及锥形肋的制造工艺简单，容易实现。

附图说明：

图1是本发明的结构示意图；

图2是渐缩孔型孔板结构示意图；

图3是不同孔径排布的孔板结构示意图；

图4是倒角孔板结构示意图；

图5是倒圆角孔板结构示意图；

图6是锥形肋为直面的靶板结构示意图；

图7是锥形肋为弧面的靶板结构示意图；

图8是带有锥形肋靶板的射流流场示意图；