[发明专利]基于陶瓷基复合材料的大倾角气膜冷却孔及其设计方法

说明书

本发明公开了一种基于陶瓷基复合材料的大倾角气膜冷却孔及其设计方法，设计出了棱柱形气膜孔、棱柱形扩张气膜孔、棱柱形扩张‑突扩气膜孔和圆‑棱柱形扩张‑突扩气膜孔。该气膜冷却孔的出口截面为六边形，该六边形两条长边的边长等于两条编织纬纱的宽度与编织间距之和，剩余四条短边边长由编织经纱决定；所述气膜孔的倾斜角度最小不低于70.5°；所述气膜冷却孔的进口截面包括六边形或圆形。本发明提出的大倾角气膜冷却孔能在气膜孔具有大倾斜角度，可充分重构气膜孔内部的流动特征和冷却气膜在材料表面的覆盖特性，又提高了编织陶瓷基复合材料构件的气膜综合冷却效率。

技术领域

本发明属于高端装备制造产业领域，特别涉及一种基于陶瓷基复合材料的大倾角气 膜冷却孔及其设计方法。

背景技术

目前陶瓷基复合材料(CMC)已成为未来先进航空发动机热端部件的热门候选材料之一。CMC材料的安全使用温度可达1650℃左右(1923K)，但未来推重比为12-15 的航空涡轮发动机的燃烧室出口燃气温度高达2100K～2300K。而在火箭发动机以及使 用火箭基组合循环推进系统的高超音速飞行器的发动机中燃气温度更是高达 2400k-3600k(STEPHANS W.Evaluation of ultra-high temperature ceramics and coating systems fortheir application in or-bital and air-breathing propulsion[C]//18th AIAA/3AFInternational Space Planes and Hypersonic Systems and TechnologiesConference.Reston: AIAA,2012.)。尽管以2.5D编织型陶瓷基复合材料为代表的CMC材料，其安全使用 温度显著高于传统的镍基耐高温合金，但为了避免复合材料中各类增强相在高温下发生 氧化反应导致增韧效果降低，将编织型陶瓷基复合材料应用于燃烧室火焰筒、涡轮叶片 等高强度热负荷热端部件时，仍然需要对热端部件进行冷却。

气膜冷却技术是目前应用的最广泛的技术之一，针对现有气膜冷却技术应用时使用 的气膜冷却孔，气膜孔的倾斜角度对气膜冷却效果有重要的影响，较小的倾角有利于促进冷却射流与壁面保持附着，一般情况下该角度为25°～45°(Baldauf S,Scheurlen M,Schulz A,et al.Correlation of Film-Cooling Effectiveness from Ther-mographicMeasurements at EnginelikeConditions[J].Journal of Turbomachinery,2002,124:686–698.)。 但这些基于金属材料设计的气膜孔，都未能考虑CMC材料的编织结构特征，若把基于 金属材料设计的小倾角气膜孔直接应用于CMC材料，在气膜孔加工时会造成CMC材料中的增韧纤维大规模损坏，进而使得材料的机械性能大大降低，对材料的安全使用有 很大的威胁。但是圆柱形气膜孔在大倾角下又会使得气膜冷却效率显著下降(Foster N W,Lampard D.The Flow and Film Cooling Effectiveness Following Injection Througha Row of Holes[J].Journal of Engineering for Power,1980,102:584–588.)。

发明内容

为避免使用基于金属材料设计的小倾斜角气膜孔对CMC材料的编织结构造成破坏， 同时提高大倾斜角度下气膜冷却孔的综合冷却效率，本发明提出了一种基于陶瓷基复合 材料的大倾角气膜冷却孔及其设计方法。为航空发动机等先进推进系统的热端部件热防 护提供了技术支撑。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：

基于陶瓷基复合材料的大倾角气膜冷却孔，所述气膜冷却孔的出口截面为六边形， 该六边形第一对边(1)和第二对边(2)长度相等，等于两条编织纬纱的宽度与编织间距之和，剩余四条短边边长由变形经纱决定，四条短边的长度与该处发生变形的经纱长 度一致；所述气膜冷却孔的进口截面包括六边形或圆形。