[发明专利]一种用于涡轴发动机的气膜冷却孔结构

说明书

本发明属于发动机冷却领域，具体涉及一种用于涡轴发动机的气膜冷却孔结构。所述气膜冷却孔以圆柱形气膜孔的中心线为旋转中心线，以抛物线为母线旋转360°得到孔的内表面，呈渐缩渐扩状；即所述呈渐缩渐扩状的气膜冷却孔包括截面积逐渐减少的进气段和截面积逐渐增大的出气段。本发明的入口处能够引导更多的冷却气流进入气膜孔，在孔的渐缩段得到了压缩，提高了流动速度，增加了孔内的对流换热效果；在渐扩段孔径变大，压力和速度降低，使得冷却气流能够更加贴近火焰筒的内壁，达到降低壁面温度的效果，综合冷却效果优于圆柱形气膜孔的。

技术领域

本发明属于发动机冷却领域，具体涉及一种用于涡轴发动机的气膜冷却孔结构。

背景技术

离散孔气膜冷却技术是一种高效的冷却技术，广泛应用于涡轴发动机火焰筒壁和一些高温部件的冷却。其基本原理是从压气机引入冷却空气，冷却气通过气膜孔流出并覆盖于高温部件的表面，从而达到隔绝热主流与高温部件表面接触的目的，降低表面温度，保证设备可以长时间运行。

离散孔气膜冷却最基本的孔型是圆柱孔，圆柱孔具有加工简单、结构强度高的特点，因此在航空领域的应用也最为普遍。但圆柱孔的气膜冷却效率明显偏低，也不能满足未来发展的航空发动机冷却技术的要求，一方面是由于圆柱孔出口面积小，气膜覆盖宽度小，冷气出口动量大，高吹风比时冷气易吹离壁面；另一方面是由于冷气喷出时与主流剪切作用导致肾型涡的出现，使得冷气不容易贴附于壁面，使得下游冷却效果较差。

由于圆柱孔的气膜冷却效果不佳，近年来国内外陆续发展了一系列新的气膜冷却孔型以提高圆柱孔的气膜冷却效果，比如扩张型孔、缝型孔、双喷射孔、姐妹孔、沟槽孔等。上述孔型在气膜冷却效率方面都比圆柱孔有了大幅提高，其中扩张型孔已成功应用于实际，不仅冷却效果远优于普通圆柱孔，同时比较容易加工实现；但是传统的扩张型孔还依然无法主动产生有利于气膜冷却的流场涡系结构。

发明内容

本发明的目的在于提供一种用于涡轴发动机的气膜冷却孔结构。

实现本发明目的的技术解决方案为：一种用于涡轴发动机的气膜冷却孔结构，所述气膜冷却孔以圆柱形气膜孔的中心线为旋转中心线，以抛物线为母线旋转360°得到孔的内表面，呈渐缩渐扩状；即所述呈渐缩渐扩状的气膜冷却孔包括截面积逐渐减少的进气段和截面积逐渐增大的出气段。

进一步的，所述气膜冷却孔的出口直径D与喉部直径的d的比值在1.0～2.5之间，气膜冷却孔的中心线与流体流动方向的夹角α在25°～40°之间。

进一步的，所述气膜冷却孔的喉部直径d为0.4～1mm。

进一步的，所述气膜冷却孔为多排，每排气膜冷却孔包括多个，多排气膜冷却孔之间交叉排列。

进一步的，所述多个气膜冷却孔的展向间距P与喉部直径d的比值P/d在0.5～3之间，流向间距S与喉部直径d的比值S/d在1～5之间。

进一步的，所述冷却壁面厚度δ在2～5mm之间。

本发明与现有技术相比，其显著优点在于：

(1)本发明的气膜冷却孔结构能够有效的改进气膜孔的进出口处的流场情况，提高孔内的对流换热能力；

(2)本发明的气膜冷却孔的渐缩段能够提高孔内气流的流动速度，改善低吹风比时的冷却效果；

(3)本申请的气膜冷却孔孔的出口面积大，提高了气膜的覆盖宽度，有利于使得冷却气体更加贴合壁面。

附图说明

图1a为本发明的气膜孔冷却结构基本形式的俯视图。

图1b为本发明的气膜孔冷却结构基本形式的剖面图。

图2a为本发明的气膜孔冷却结构展向间距、流向间距和三个截面布置示意图。