[其他]在空心翼上制造薄膜冷却槽的方法

说明书

本发明涉及翼的制造。

众所周知，把从一个内腔出发，流经许多小通道的冷却空气传给翼的外表面，可以使翼的外表面得到冷却。我们所期望的是，离开通道的空气在通道口顺流方向尽可能长的距离上夹带在翼表面上的附面层中，从而在热的主气流和翼表面之间形成一层冷却空气保护膜。通道轴线与翼表面的夹角以及它与流经通道出口处翼表面的热气流的流向的关系是影响薄膜冷却效率的重要因素。薄膜冷却效率E定义为主气流温度（Tg）与在顺流方向距通道出口距离为X处的冷却薄膜的温度（Tf）的差值除以主气流温度与通道出口处（即X＝0处）的冷却介质的温度（Tc）的差值，则，E＝（Tg-Tf）/（Tg-Tc）。薄膜冷却效率随距通道出口的距离X的增加而迅速降低。在尽可能长的距离和尽可能大的表面积上保持高的薄膜冷却效率是翼的薄膜冷却的主要目标。

在这项技术中，众所周知的是：冷却发动机的翼只能使用极少量的冷却空气，因为冷却空气是从空气压缩机中获得的工作流体，它在气流通道中的损失会急剧降低发动机的效率。翼的设计者们面临的问题是，用规定的最大冷却流体流量冷却所有的发动机翼。从一个内腔流经各单个冷却通道进入气流通道的流体的量是由冷却通道的最小横截面（调节面）控制的。一般都把调节面设在通道与内腔相贯处。假设内部和外部的压力是不可调的，或者至少是设计者所不能控制的，那么全部冷却通道以及从翼导出的小孔的调节面的总和就控制着从翼中流出的冷却介质的流量。设计者的任务就是确定通道的尺寸和通道之间的间距，以及通道的形状和排列方向，以便使翼的全部表面的温度都保持在临界设计温度以下。这个临界设计温度是由翼的材料性能、最大应力和寿命必要条件所决定的。

从理论上说，期望用冷却空气的薄膜覆盖100%的翼表面，然而，离开通道口的空气所形成的冷却薄膜带一般不比或者很难比垂直于气流方向的通道口尺寸更宽。对冷却通道的数量、尺寸和间距的限制使得这种保护膜产生了裂缝和/或产生了薄膜冷却率低的区域，这样就可能产生局部的热斑。翼的热斑是限制发动机工作温度的一个因素。

霍华尔德（Howald）的美国专利第3，527，543号使用圆形横截面的、渐扩的锥形通道，以增加附面层中夹带的来自给定通道的冷却介质的量。这些通道还最好安排在一个纵向延伸的平面上或者部分地朝着气流的方向，以使冷却介质在离开通道顺流运动时沿纵向扩散。尽管如此，烟雾流显形试验和发动机实物检则已经表明：从一个椭圆形通道出口（即霍华尔德，Howald）出来的冷却介质膜的纵向宽度在冷却介质喷射到翼表面之后最多只在纵向继续扩展大约一个通道口短径的长度。由于这一事实，加上通道之间的纵向间距一般是通道口直径的三至六倍，结果在纵向间隔的通道之间及其顺流方向的翼表面就不能接受到那排通道喷出的冷却流体。在霍华尔德（Howald）的US    3，527，543专利中所述的那种圆锥形的、带角度的通道所提供的覆盖范围可能至多不大于70%（在两相邻的喷孔中心之间被冷却介质覆盖的距离的百分数）。

脱离冷却通道的空气的速度取决于通道进口处空气的压力与通道出口处的气流压力的比值。一般来说，该压力比越大，脱离速度就越大。脱离速度太大，会使冷却空气进入主气流被带走，而不提供有效的薄膜冷却。压力比太小将会导致主气流被吸入冷却通道而引起该处翼片冷却的完全丧失。翼片冷却的完全丧失通常会带来灾难性的后果，由于这一原因，通常要维持一个安全余量。为维持安全余量所需的超额的压力促使设计向高压力比的方向发展。对高压力比的承受能力是薄膜冷却设计所期望的一个特性。如上面讨论过的霍华尔德（Howald）的专利，通过将通道做成锥形来扩散冷却空气流，有利于产生这种承受能力，但那里所说的狭小扩散角（最大夹角12°）要求通道长，因而也就要求翼壁厚，这样才能使脱离速度减小。脱离速度的减小常被认为是最合乎减少薄膜冷却设计对压力比的敏感性这一需要的。在西旦斯蒂克（Sidenstick）的美国专利US    4，197，443中所述的那种形状为不规则四边形的扩散通道也存在相同的限制。为了保证冷却流体不与锥形壁发生分离并使其在流入热主气流时完全充满通道，其中所述的最大扩散角度在两个相互垂直的平面上分别是7°和14°。因为扩散角有如此的限制，所以只有用较厚的翼壁和使通道在翼展方向上有一倾角，才能形成较宽的通道出口并使通道之间的纵向间隔较小。最好改用大扩散角，但用已有的技术，这是做不到的。