[发明专利]带有表面微型涡发生器的气膜冷却结构

说明书

一种带有表面微型涡发生器的气膜冷却结构，包括：设置在待冷却部件表面上的气膜冷却单元；该气膜冷却单元包括一个气膜孔和一个涡发生器，其中：涡发生器位于气膜孔的上游，其底部中心线与气膜孔出口端的中心线位于同一条直线以抑制冷却气体在高吹风比下的分离，并提升冷却气体在展向上的覆盖。本发明能够生成与气膜冷却气体射流产生的肾形涡对旋向相反的反肾形涡对结构，改善流场涡系结构，降低肾形涡对的尺寸与强度，提升气膜冷却效果，同时该涡系携带冷却气体沿展向流动，使得气膜在展向上分布更加均匀，提升气膜在展向上的冷却效果；涡发生器的低高度，对流动的干扰集中在部件壁面区域，同时生成的反肾形涡对抑制了冷却射流对主流的干扰，因此流动损失较小；涡发生器由热障涂层生成，结构简单易加工。

技术领域

本发明涉及的是一种冷却领域的技术，具体是一种带有表面微型涡发生器的气膜冷却结构，主要用于航空发动机主燃烧室火焰筒、加力燃烧室隔热屏、涡轮叶片的热防护。

背景技术

为了提升航空发动机推重比，涡轮进口温度不断提高。经过半个世纪的发展，涡轮进口温度从上世纪50年代的920℃上升到2000年的1800℃，而且还保持着继续增加的趋势。目前涡轮进口温度远远超过了热端部件材料的熔点，材料耐高温能力的发展并没有与涡轮进口温度的提高保持同步。因此必须发展高效的冷却技术对热端部件进行有效的热防护，确保热端部件的安全和可靠运行。然而，航空发动机的主动冷却主要依靠取自压气机的高压空气，冷却气体的流量已经高达压气机进口流量的20％～30％，这严重影响了发动机的性能。因此发展更高效的冷却技术，对航空发动机性能提升具有重要意义。

气膜冷却是航空发动机燃烧室、涡轮叶片等热端部件中广泛使用的一种冷却方式。其原理是通过壁面的离散孔或者缝槽引入相对低温的冷却气体注入主流，在主流的作用下冷却气体贴附于壁面形成气膜，从而避免了高温主流与壁面的直接接触，降低主流与壁面的对流换热。同时，冷却气体还可以带走辐射带来的热量，直接冷却壁面。然而，对于目前工业界普遍采用的圆形气膜冷却孔，由于肾形涡对的影响，其冷却效率在展向上分布极不均匀，且在高吹风比下冷却气体会迅速离开壁面，从而导致冷却孔下游气膜冷却效率降低。

发明内容

本发明针对现有技术存在的上述不足，提出一种带有表面微型涡发生器的气膜冷却结构，相较于传统气膜孔，增加了气膜在展向上的冷却均匀性，缓解气膜在高吹风比下的冷却效果恶化，提高气膜冷却效率，满足航空发动机的热端部件冷却需求。

本发明是通过以下技术方案实现的：

本发明涉及一种带有表面微型涡发生器的气膜冷却结构，包括：设置在待冷却部件表面上的气膜冷却单元；该气膜冷却单元包括一个气膜孔和一个涡发生器，其中：涡发生器位于气膜孔的上游，其底部中心线与气膜孔出口端的中心线位于同一条直线以抑制冷却气体在高吹风比下的分离，并提升冷却气体在展向上的覆盖，提升气膜冷却的整体冷却效果，从而在有限的冷却气体流量情况下满足航空发动机日益增长的冷却需求。

所述的涡发生器为几何外形简单且易于加工的三角形斜锲微结构或V字形斜锲结构，该涡发生器优选利用表面热障涂层制备得到。

所述的气膜孔为圆形孔，其长度为直径的5～7倍，其流向倾角为20～50°。

所述的流向倾角为主气膜孔轴线与待冷却壁面的流向夹角。

所述的三角形斜锲涡发生器的高度为气膜孔直径的1/4～1/2，其流向长度为气膜孔直径的1/2～2倍，其尾端宽度为气膜孔直径的1～1.5倍，其尾端与气膜孔出口端中心点的距离为气膜孔直径的1.5～2倍。

所述的V字形斜锲涡发生器的高度为气膜孔直径的1/4～1/2，其流向长度为气膜孔直径的1/2～2倍，其尾端宽度为气膜孔直径的1～1.5倍，其尾端与气膜孔出口端中心点的距离为气膜孔直径的1.5～2倍，其底部在中心线上的长度为流向长度的1/10～3/10。

技术效果