[发明专利]一种基于圆锥形凸起的冲击气膜换热结构

说明书

本发明一种基于圆锥形凸起的冲击气膜换热结构，属于航空发动机涡轮叶片冲击气膜冷却技术领域；包括进气腔、冲击板和冲击靶板，还包括设置于冲击靶板表面上的圆锥形凸起和气膜孔，所述圆锥形凸起与冲击板上的冲击孔同轴对应设置；冷却气体通过冲击孔垂直射向冲击靶板的圆锥形凸起上，并沿圆锥形凸起的侧面继续流向冲击靶板的板面，对冲击靶板进行强化换热后从气膜孔流出。本发明较平板换热而言，圆锥形凸起的冲击换热结构可以破坏冲击驻点以外区域的边界层，提高靶板表面的换热系数，同时圆锥凸起的存在增加了靶板表面的换热面积，从而增强换热效果。

技术领域

本发明属于航空发动机涡轮叶片冲击气膜冷却技术领域，具体涉及一种基于圆锥形凸起的冲击气膜换热结构。

背景技术

随着航空发动机技术水平的提升，发动机涡轮前温度越来越高，已经远远超出涡轮叶片材料的耐温极限，在现有的冷却结构条件下，叶片冷却所需的冷气量越来越多，不利于发动机推重比的提升。因此，如何保证涡轮叶片在远高于自身材料承受温度的情况下安全可靠地工作已经成为航空发动机的研究重点。

目前，为保证涡轮叶片安全可靠地工作主要有两种方式：一是研制具有更高耐温极限的可用于航空发动机涡轮叶片的耐温材料；二是采用新型冷却技术增强涡轮叶片的冷却，降低叶片温度。常用的涡轮叶片冷却形式分为内部冷却和外部冷却，在内部冷却技术中，冲击换热可以有效提升换热效果，低温气体经过冲击孔，以很高的速度冲击到叶片内壁面，对其进行强化冷却。国内外增强冲击换热的研究主要集中在冲击+扰流柱复合换热形式以及冲击靶面的造型设计，冲击+扰流柱的换热形式结构复杂，加工成本高。因此，在增强叶片内部冲击冷却的同时降低叶片的加工成本，对冲击靶面型面的设计是很有必要的。

专利CN110145371A提出一种在冲击靶板上布置圆锥凸台的结构，专利CN112879103A提出一种基于椭球形凸起的阵列冲击气膜结构。这些结构在一定程度上可以增强气体扰动及局部湍流度，从而提高对凸台的冲击冷却效果，但是由于冷气冲击凸台后速度方向横向偏转，导致在凸台与冲击靶面接触位置附近的换热减弱，总的来看，凸台对叶片外表面的冷却效果提高不够明显。为解决该问题，本发明提出了一种基于圆锥形凸起的冲击气膜换热结构，其中圆锥顶部尖端正对冲击孔中心，底面与叶片内表面重合，冷气经过冲击孔射流冲击到圆锥侧面进行冲击换热后继续冲向叶片内壁面，加强叶片整体的冲击换热效果。

发明内容

要解决的技术问题：

为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种基于圆锥形凸起的冲击气膜换热结构，通过在冲击靶板上设置圆锥形凸起和气膜孔，提高航空发动机涡轮叶片的冷却效果，降低叶片表面温度。

本发明的技术方案是：一种基于圆锥形凸起的冲击气膜换热结构，包括进气腔、冲击板和冲击靶板；其特征在于：还包括设置于冲击靶板表面上的圆锥形凸起和气膜孔，所述圆锥形凸起与冲击板上的冲击孔同轴对应设置；冷却气体通过冲击孔垂直射向冲击靶板的圆锥形凸起上，并沿圆锥形凸起的侧面继续流向冲击靶板的板面，对冲击靶板进行强化换热后从气膜孔流出；

所述冲击板与冲击靶板之间的距离为冲击距离H，所述冲击孔的直径为D。

本发明的进一步技术方案是：所述圆锥形凸起的底面位于冲击靶板板面上，圆锥高度与冲击距离H的比值为0.2～0.6，锥底面直径与冲击距离H的比值为0.2～0.8。

本发明的进一步技术方案是：所述冲击板厚度与冲击距离H的比值为0.5～2.0。

本发明的进一步技术方案是：所述冲击孔直径D与冲击距离H的比值为0.5～1.0。

本发明的进一步技术方案是：所述冲击孔展向间距与冲击距离H的比值为1.0～5.0，冲击孔流向间距与冲击距离H的比值为1.0～5.0。

本发明的进一步技术方案是：所述圆锥形凸起沿流向和展向与气膜孔交错布置。