[发明专利]一种有漩涡发生器的航空发动机涡轮气膜冷却孔

说明书

一种有漩涡发生器的航空发动机涡轮气膜冷却孔，在各气膜冷却孔内固定有圆弧板状的旋涡发生器，并使该旋涡发生器的前缘朝向该气膜冷却孔的气流进口，使该旋涡发生器的尾缘朝向该气膜冷却孔的气流出口。本发明通过在气膜冷却孔内壁增加旋涡发生器以有效减小冷气出口动量，改善了气动性能，增大冷气的扩散能力，提高了18％的冷气膜覆盖率，使喷射冷气不易于脱离附着面，强化冷气的附着性，将气膜冷却效率提高了20％，减少了气膜冷却掺混损失，最终为提高航空发动机的性能提供技术支持。

技术领域

本发明涉及涡轮技术领域，具体是一种用于涡轮叶片和端壁区的有漩涡发生器的航空发动机涡轮气膜冷却孔。

背景技术

航空发动机推力的提高在很大程度上取决于涡轮前总温的提高，对涡轮前总温的提高成为了改善发动机性能和提高其经济性的重要途径，但受到涡轮叶片材料耐热性能的限制，有效的冷却技术逐步受到重视。气膜冷却技术作为一种广泛采用的冷却技术，具有明显的优势和良好的应用前景。其基本原理是将冷却空气在壁面附近通过气膜冷却孔流出，在主流的压力和摩擦下覆盖在壁面附近，形成冷气膜，达到隔绝热主流，降低涡轮叶片温度的目的。

最初关于气膜冷却技术的研究是Wieghardt在《Hot-Air Discharge for De-icing》中关于在机翼防冻方面设计的二维槽缝热气喷射。随着航空发动机的出现，人们发现可以通过对高温部件喷射冷气起到降温冷却的目的。起初主要用于燃烧室中。到十九世纪七十年代，气膜冷却技术才逐渐用于涡轮叶片冷却。

气膜冷却效果主要受以下两方面因素影响：①气膜冷却孔的几何参数；②气膜冷却孔的气动参数。目前最基本的孔型是圆柱孔，由于圆柱孔具有加工简单、结构强度高的特点，而应用最为普遍。但由于圆柱孔型的气膜冷却效果不佳，近年来国内外陆续发展了许多不同孔型，以期提高冷却效率。比如扩张型孔、缝型孔、双喷射孔等。在现代高性能航空发动机涡轮叶片设计中，涡轮端壁的冷却问题日益受到重视。端壁附近存在的三维流动如通道涡和马蹄涡等二次流现象，使得对端壁的气膜冷却难以实施，因此端壁气膜冷却技术的发展显得尤为重要。Friedrichs、Hodsonhp、Daws等人在1996年第118卷第4期的Journal ofTurbomachinery中的《Distribution of film-cooling effectiveness on a turbineendwall measured using the ammonia and Diazo technique》中使用氨-重氮技术研究了大尺度、低速透平直叶栅冷却效率分布，发现冷却效率沿孔下游方向增加。西北工业大学的刘高文、刘松龄、朱惠人等人在2001年第3期《航空动力学报》中的“涡轮叶栅前缘上游端壁气膜冷却的传热实验研究”一文中对前缘上游端壁有单排和双排孔冷却的大尺寸低速涡轮导向叶栅进行了启动和传热实验研究，发现端壁气膜冷却在很大程度上受二次流影响，冷却效果主要由吹风比决定。

在公开号为CN103244196的发明创造中公开了一种离散气膜冷却孔型，在圆柱孔出气边下游至扩张结构出气边之间内部有一扩张型凸台，提高横向平均气膜冷却效率。

在公开号为CN111042872A的发明创造中公开了一种横向扩张子午收缩槽形气膜孔，通过将将槽形截面与子午收缩结构结合，提高孔内流动速度，提高远下游冷却效果。

在上述现有的孔型结构设计方法中，对气膜冷却效率有了不同程度的提高，但大部分孔型的平均气膜覆盖率并没有得到很大的提高，气膜冷却效果提升较为有限。

发明内容

为克服现有技术中存在的平均气膜覆盖率较低，气膜冷却效果提升较为有限的不足，本发明提出了一种有漩涡发生器的航空发动机涡轮气膜冷却孔。

本发明中，叶片气膜冷却孔在各涡轮叶片上有多个，分别排布在各涡轮叶片与涡轮端壁上。位于涡轮叶片上的叶片气膜冷却孔沿所在涡轮叶片的展向排布，位于涡轮端壁上的叶片气膜冷却孔沿所述涡轮端壁的圆周排布。所述气膜冷却孔为扩张型气膜冷却孔和圆柱型气膜冷却孔。