一种航空发动机高温热端部件的气膜冷却结构

技术领域

本发明属于航空发动机热端部件冷却技术领域，涉及一种航空发动机高温热端部件的气膜冷却结构，具体涉及一种气膜孔采用椭圆环形扩张气膜孔且椭圆环形扩张气膜孔中设置有筋板的航空发动机热端部件冷却结构，该结构可以在气膜孔出口处形成与肾形涡的旋转方向相反的反肾形涡，可以抵消或部分抵消肾形涡的作用，增强气膜的附壁能力，提高冷却效果，且结构相对简单，气动损失无明显增加，具有广泛的应用前景。

背景技术

现有技术中已广泛使用气膜冷却技术来保护涡轮叶片、燃烧室、尾喷管等航空发动机高温热端部件，保证其在高温燃气环境下正常工作，以抵御高温燃气产生的强热负荷，避免因为高温发生蠕变或损伤。随着发动机燃气温度的逐年提高，先进的民用大涵道比航空发动机涡轮进口温度已经超过2000K，航空发动机高温热端部件的冷却日益成为研制高性能燃气涡轮发动机的关键技术，尽管气膜冷却需要消耗较多的冷气，并带来发动机循环热效率的下降，现代的高性能燃气涡轮发动机几乎都无例外地采用气膜冷却技术，而且所用的冷气量逐渐增大，其原因在于提高燃气温度带来的发动机性能效益比起冷气消耗量增大付出的性能下降的代价要高的多。

气膜冷却技术中，低温冷气通过热端部件壁面上开设的气膜孔或缝沿一定喷射方向进入高温主流区域，由于高温主流流体的压力以及壁面的摩擦作用使低温冷气覆盖热端部件表面，将主流高温燃气与热端部件壁面隔绝，削弱主流燃气与热端部件壁面的换热过程,从而降低热端部件的温度，并且避免了高温燃气中杂质对热端部件表面的腐蚀。气膜冷却由于其冷却效率较高并且布置方式灵活，是目前燃气轮机中高温热端部件的主要冷却方式之一。气膜冷却效率不仅受吹风比、密流比、主流雷诺数等流动参数的影响，还与气膜孔的几何形状参数关系密切。目前，在气膜孔的几何形状的优化研究方面，研究人员对复合角气膜孔、异形孔等进行了大量研究，研究结果表明，与传统的圆柱形气膜孔相比，改善气膜孔形状可以有效的提升气膜冷却效果。这主要是因为：圆柱形气膜孔射流与主流掺混过程中，由于射流与主流的温度和速度差异会形成肾形涡，迫使低温冷却射流脱离壁面，高温主燃气流重新贴附壁面，气膜覆盖面积减少，气膜冷却效果降低。改善气膜孔形状，在一定程度上增大出口面积，降低射流出口速度，削弱肾形涡的影响，从而达到提高气膜冷却效果的目的。然而，异型孔等气膜孔结构比较复杂，加工难度大，加工成本高。同时，对叶片表面的主流气动性能有一定影响，并增加气动损失。

发明内容

(一)发明目的

针对现有技术的上述缺陷和不足，本发明目的在于提出一种航空发动机高温热端部件的气膜冷却结构，该气膜冷却结构中的气膜孔采用椭圆环形扩张气膜孔且椭圆环形扩张气膜孔中设置有筋板结构，该结构针对现有圆柱气膜孔容易在出口处形成肾形涡从而导致抬升冷气、降低气膜的覆盖面积、恶化冷却效果的技术问题，采用设有筋板的椭圆环形扩张气膜孔在热端部件的待冷却壁面上构建旋转方向相反的反肾形涡来抑制肾形涡的作用，达到增强气膜附壁的目的，具有结构简单和适用性宽的优点。

(二)技术方案

本发明为实现其发明目的、解决其技术问题，所采用的技术方案为：

一种航空发动机高温热端部件的气膜冷却结构，所述航空发动机高温热端部件的待冷却壁面基体上布置有多个气膜冷却孔，每一所述气膜冷却孔的进气端形成在所述待冷却壁面基体的低温侧表面上、出气端形成在所述待冷却壁面基体的高温侧表面上，所述气膜冷却孔用于喷射低温冷却射流至高温燃气主流内并形成覆盖在所述待冷却壁面基体低温侧表面上的冷却气膜，其特征在于，

每一所述气膜冷却孔的横截面均呈椭圆环形狭缝孔，所述椭圆环形狭缝孔包括一在径向上处于内侧的内环侧壁和一在径向上处于外侧的外环侧壁，所述椭圆环形狭缝孔的内环侧壁、外环侧壁的长轴方向基本与所述高温燃气主流的主流方向垂直、短轴方向基本与所述高温燃气主流的主流方向平行；且在出气端，所述外环侧壁的长轴半径为a1、短轴半径为b1，所述内环侧壁的长轴半径为a2、短轴半径为b2；在进气端，所述外环侧壁的长轴半径为a3、短轴半径为b3，所述内环侧壁的长轴半径为a4、短轴半径为b4；并且其中，a4≤a2，b4≤b2，a3≤a1，b3≤b1；

每一所述气膜冷却孔内均设有一位于其内环侧壁与外环侧壁之间并从所述进气端延伸至出气端的的筋板，所述筋板在其长度方向上的两端分别与所述待冷却壁面基体的低温侧表面、高温侧表面保持平齐，且所述筋板在其宽度方向上的两端分别与所述内环侧壁、外环侧壁垂直；

每一所述气膜冷却孔均以倾斜状态设置在所述待冷却壁面基体上，其中心线与所述待冷却壁面基体的壁面切线方向之间的夹角θ为锐角，并且每一所述气膜冷却孔的内环侧壁、外环侧壁之间由其进气端到出气端均呈具有扩张角α的扩张型。

本发明优选的实例中，沿其长度方向，所述筋板的板厚呈逐渐变化趋势，其位于所述进气端处的板厚为f，位于所述出气端的板厚为e，且e大于f。筋板主要为了连接气膜孔和基体，由于气膜孔为扩张形，筋板渐厚是为了保证环形气膜孔的强度。

本发明进一步优选的实例中，所述筋板的进气端板厚f为b3-b4，出气端板厚e为b1-b2。

本发明优选的实例中，每一所述气膜冷却孔的中心线与所述待冷却壁面基体1的壁面切线方向之间的夹角θ的数值范围在20～60°之间。

本发明优选的实例中，每一所述气膜冷却孔的内环侧壁与外环侧壁由其进气端到出气端之间的扩张角α的数值范围在0～6°之间。

本发明优选的实例中，所述气膜冷却孔以阵列方式布置在所述待冷却壁面基体上，相邻两所述气膜冷却孔在垂直于所述高温燃气主流的主流方向上的孔间距P在3a1～6a1之间。

本发明的航空发动机高温热端部件的气膜冷却结构，其工作原理为：

本发明的航空发动机高温热端部件的气膜冷却结构，该气膜冷却结构针对现有圆柱气膜孔容易在出口处形成肾形涡从而导致抬升冷气、降低气膜的覆盖面积、恶化冷却效果的技术问题，对气膜孔的几何形状进行优化，其气膜孔采用椭圆环形扩张狭缝气膜孔替代现有常用的圆柱形气膜孔，且椭圆环形扩张狭缝气膜孔中设置有筋板结构，由于椭圆环形狭缝扩张气膜孔的内环侧壁、外环侧壁的长轴方向基本与所述高温燃气主流的主流方向垂直、短轴方向基本与所述高温燃气主流的主流方向平行，即气膜孔在垂直主流方向的尺寸大于平行主流方向的尺寸，使得形成在待冷却壁面基体表面上的气膜的横向覆盖宽度增加、覆盖面积增大，一定程度上提高了气膜冷却效果。另一方面，现有圆柱形孔的流通截面积是固定的，无法对流量进行精确控制，而椭圆环形狭缝通过调整其椭圆的长轴和短轴可以调整流通截面积，并可以根据需要进行调整，以便更好地控制冷却气体的流量和速度。椭圆环形狭缝还可以减小气体的流动阻力和惯性阻力，提高喷出速度和冷却效率。此外，椭圆环形狭缝的设计中引入了扩张角，以使冷却气体在气膜孔出口处扩散，从而进一步减小流速和压力，并提高喷出速度和冷却效率。同时，椭圆环形狭缝的设计可以增加气膜孔周围的湍流强度，增强气体的混合效果，提高冷却效果。此外，扩张角还可以使气体流动更加稳定，减少流动扰动，提高气膜的稳定性和冷却效果。

最后还需要强调的是，在气膜孔中设置筋板，可以在热端部件的待冷却壁面上诱导产生旋转方向相反的反肾形涡来抑制肾形涡的作用。筋板的作用是将流动方向引导弯曲，从而形成旋转流动，与肾形涡相对应，抵消肾形涡的影响，使得肾形涡的纵向高度m1减小、横向长度n1增加，使得气膜覆盖宽度增加，气膜的稳定性和冷却效果提高，达到增强气膜附壁的目的。此外，筋板的存在还可以提高气体的混合效果，使得冷却气体与周围流场更加充分地混合，提高冷却效果。

(三)技术效果

同现有技术相比，本发明提供的航空发动机高温热端部件的气膜冷却结构具有以下特点和显著的技术效果：

(1)结构简单：本发明提供的航空发动机高温热端部件的气膜冷却结构，该结构为椭圆环形扩张气膜孔，不依托任何已有的气膜孔结构，整体结构相对简单，对加工工艺要求不高。

(2)可调性好：本发明提供的航空发动机高温热端部件的气膜冷却结构，通过调整椭圆的长轴和短轴，可以改变肾形涡和反肾形涡的结构，方便在不同的应用对象上获取良好的冷却效果。

(3)用途广泛：本发明提供的航空发动机高温热端部件的气膜冷却结构，该结构可用于涡轮导叶、动叶、燃烧室等航空发动机热端部件，实现不同需求的高效冷却。

(4)冷效改善明显：本发明提供的航空发动机高温热端部件的气膜冷却结构，该结构从根源上抑制了肾形涡的负面作用，冷却效果改善良好。

附图说明

图1为本发明提供的航空发动机高温热端部件的气膜冷却结构的俯视图。

图2为本发明中椭圆环形扩张气膜孔剖视图。

图3为现有圆柱气膜孔形成的肾形涡结构示意图。

图4为本发明的椭圆环形扩张气膜孔形成的肾形涡与反肾形涡结构示意图。

附图标记说明：

1-航空发动机高温热端部件的待冷却壁面基体，2-椭圆环形扩张气膜孔，3-筋板，4-内环侧壁，5-外环侧壁，6-进气端，7-出气端，8-主流，9-射流，10-现有圆柱气膜孔形成的肾形涡，11-本发明的椭圆环形扩张气膜孔形成的肾形涡，12-椭圆环形扩张气膜孔反肾形涡，e-筋板出气端处的板厚，f-筋板进气端处的板厚，a1-外环侧壁出气端的长轴半径，b1-外环侧壁出气端的短轴半径，a2-内环侧壁出气端的长轴半径，b2-内环侧壁出气端的短轴半径，a3-外环侧壁进气端的长轴半径，b3-外环侧壁进气端的短轴半径，a4-内环侧壁进气端的长轴半径，b4-内环侧壁进气端的短轴半径，θ-气膜冷却孔中心线与待冷却壁面基体的壁面切线方向之间的夹角，α-内环侧壁与外环侧壁由其进气端到出气端之间的扩张角，P-相邻两气膜冷却孔在垂直于高温燃气主流的主流方向上的孔间距，m1-现有圆柱气膜孔形成的肾形涡的高度尺寸，n1-现有圆柱气膜孔形成的肾形涡的宽度尺寸，m2-椭圆环形扩张气膜孔形成的肾形涡的高度尺寸，n2-椭圆环形扩张气膜孔形成的肾形涡的宽度尺寸，m3-椭圆环形扩张气膜孔形成的反肾形涡的高度尺寸，n3-椭圆环形扩张气膜孔形成的反肾形涡的宽度尺寸。

具体实施方式

为了更好的理解本发明，下面结合实施例进一步阐明本发明的内容，以使本发明的优点和特征能更易于被本领域技术人员理解。需要说明的是，以下所述仅为本发明的较佳实施例，但本发明的内容不局限于下面的实施例。实际上，在未背离本发明的范围或精神的情况下，可以在本发明中进行各种修改和变化，这对本领域技术人员来说将是显而易见的。例如，作为一个实施例的一部分示出或描述的特征可以与另一个实施例一起使用来产生又一个实施例。因此，意图是本发明将这样的修改和变化包括在所附的权利要求书和它们的等同物的范围内。

如图1～2所示，本发明提供的航空发动机高温热端部件的气膜冷却结构，航空发动机高温热端部件的待冷却壁面基体1上布置有多个气膜冷却孔2，每一气膜冷却孔2的进气端6形成在待冷却壁面基体1的低温侧表面上、出气端7形成在待冷却壁面基体1的高温侧表面上，气膜冷却孔2用于喷射低温冷却射流9至高温燃气主流8内并形成覆盖在待冷却壁面基体1低温侧表面上的冷却气膜。

每一气膜冷却孔2的横截面均呈椭圆环形狭缝孔，椭圆环形狭缝孔包括一在径向上处于内侧的内环侧壁4和一在径向上处于外侧的外环侧壁5，椭圆环形狭缝孔的内环侧壁4、外环侧壁5的长轴方向基本与高温燃气主流8的主流方向垂直、短轴方向基本与高温燃气主流8的主流方向平行；且在出气端，外环侧壁5的长轴半径为a1、短轴半径为b1，内环侧壁4的长轴半径为a2、短轴半径为b2；在进气端，外环侧壁5的长轴半径为a3、短轴半径为b3，内环侧壁4的长轴半径为a4、短轴半径为b4；并且其中，a4≤a2，b4≤b2，a3≤a1，b3≤b1。

每一气膜冷却孔2内均设有一位于其内环侧壁4与外环侧壁5之间并从进气端延伸至出气端的的筋板3，筋板3在其长度方向上的两端分别与待冷却壁面基体1的低温侧表面、高温侧表面保持平齐，且筋板3在其宽度方向上的两端分别与内环侧壁4、外环侧壁5垂直；沿其长度方向，筋板3的板厚呈逐渐变化趋势，其位于进气端处的板厚为f，位于出气端的板厚为e，且e＞f，进气端板厚f为b3-b4，出气端板厚eb1-b2。筋板主要为了连接气膜孔和基体，由于气膜孔为扩张形，筋板渐厚是为了保证环形气膜孔的强度。

每一气膜冷却孔2均以倾斜状态设置在待冷却壁面基体1上，其中心线与待冷却壁面基体1的壁面切线方向之间的夹角θ为锐角，并且每一气膜冷却孔2的内环侧壁4、外环侧壁5之间由其进气端到出气端均呈具有扩张角α的扩张型。

本发明优选的实例中，每一气膜冷却孔2的中心线与待冷却壁面基体1的壁面切线方向之间的夹角θ的数值范围在20～60°之间。每一气膜冷却孔2的内环侧壁4与外环侧壁5由其进气端到出气端之间的扩张角α的数值范围在0～6°之间。气膜冷却孔2以阵列方式布置在待冷却壁面基体1上，相邻两气膜冷却孔2在垂直于高温燃气主流8的主流方向上的孔间距P在3a1～6a1之间。

更加具体的，图1所示为本发明的航空发动机高温热端部件的气膜冷却结构俯视图(x-z面)，虚线部分为孔内部结构。可以看出，在传统的圆柱形气膜孔的基础上，本发明结构为椭圆环形狭缝气膜孔。椭圆环形狭缝气膜孔包括一在径向上处于内侧的内环侧壁4和一在径向上处于外侧的外环侧壁5，椭圆环形狭缝孔的内环侧壁4、外环侧壁5的长轴方向基本与高温燃气主流8的主流方向垂直、短轴方向基本与高温燃气主流8的主流方向平行，进气端内环侧壁4的长轴半径为a4，短轴半径为b4；进气端外环侧壁5的长轴半径为a3，短轴半径为b3；出气端内环侧壁4的长轴半径为a2，短轴半径为b2；出气端外环侧壁5的长轴半径为a1，短轴半径为b1；其中，a4≤a2，b4≤b2，a3≤a1，b3≤b1。本发明的环形狭缝气膜孔非360°整环，而是在内环侧壁4与外环侧壁5之间留有筋板3，并与基体1相连，筋板3在进气端的板厚为f，出气端的板厚为e，沿其长度方向，筋板3的板厚呈逐渐变化趋势，即e≠f；气膜冷却孔2以阵列方式布置在待冷却壁面基体1上，相邻两气膜冷却孔2在垂直于高温燃气主流8的主流方向上的孔间距为P。

图2所示为本发明的椭圆环形扩张气膜孔剖视图(y-z截面)，椭圆环形扩张气膜孔中心线与待冷却壁面基体1的壁面切线方向夹角为θ(20～60°)，椭圆环从进气端6到出气端7成扩张型，每一气膜冷却孔2的内环侧壁4、外环侧壁5之间由其进气端到出气端均呈具有扩张角α，扩张角为α(0～6°)。

图3为现有圆柱形气膜孔射流与主流在x-y截面上形成的肾形涡10，该涡10极易使气膜脱离壁面，弱化冷却效果。图4为本发明的椭圆环形扩张气膜孔形成的肾形涡11与反肾形涡12。

对比图3、4可以看出，本发明采用改进的气膜孔结构后带来了显而易见的技术效果：本发明的航空发动机高温热端部件的气膜冷却结构，该气膜冷却结构针对现有圆柱气膜孔容易在出口处形成肾形涡从而导致抬升冷气、降低气膜的覆盖面积、恶化冷却效果的技术问题，对气膜孔的几何形状进行优化，其气膜孔采用椭圆环形扩张狭缝气膜孔替代现有常用的圆柱形气膜孔，且椭圆环形扩张狭缝气膜孔中设置有筋板结构，由于椭圆环形狭缝扩张气膜孔的内环侧壁4、外环侧壁5的长轴方向基本与高温燃气主流8的主流方向垂直、短轴方向基本与高温燃气主流8的主流方向平行，即气膜孔在垂直主流方向的尺寸大于平行主流方向的尺寸，使得形成在待冷却壁面基体表面上的气膜的横向覆盖宽度增加、覆盖面积增大，一定程度上提高了气膜冷却效果。另一方面，现有圆柱形孔的流通截面积是固定的，无法对流量进行精确控制，而椭圆环形狭缝通过调整其椭圆的长轴和短轴可以调整流通截面积，并可以根据需要进行调整，以便更好地控制冷却气体的流量和速度。椭圆环形狭缝还可以减小气体的流动阻力和惯性阻力，提高喷出速度和冷却效率。此外，椭圆环形狭缝的设计中引入了扩张角，以使冷却气体在气膜孔出口处扩散，从而进一步减小流速和压力，并提高喷出速度和冷却效率。同时，椭圆环形狭缝的设计可以增加气膜孔周围的湍流强度，增强气体的混合效果，提高冷却效果。此外，扩张角还可以使气体流动更加稳定，减少流动扰动，提高气膜的稳定性和冷却效果。

还需要强调的是，在气膜孔中设置筋板，可以在热端部件的待冷却壁面上诱导产生旋转方向相反的反肾形涡来抑制肾形涡的作用。筋板的作用是将流动方向引导弯曲，从而形成旋转流动，与肾形涡相对应，抵消肾形涡的影响，使得肾形涡的纵向高度m1减小、横向长度n1增加，使得气膜覆盖宽度增加，气膜的稳定性和冷却效果提高，达到增强气膜附壁的目的。此外，筋板的存在还可以提高气体的混合效果，使得冷却气体与周围流场更加充分地混合，提高冷却效果。

最后需要指出的是，本发明提供的航空发动机高温热端部件的气膜冷却结构已经通过不同参数下的气膜冷却特性数值模拟进行验证，相较于简单的圆柱孔，肾型涡明显被抑制，气膜附壁能力大大提升。典型工况分析得出，冷却效率平均提升了12％。同时，该结构简单，适用性宽，是一种很有应用前景的新型冷却结构。

通过上述实施例，完全有效地实现了本发明的目的。凡依本发明专利构思所述的构造、特征及原理所做的等效或简单变化，均包括于本发明专利的保护范围内。本发明所属技术领域的技术人员可以对所描述的具体实施例做各种各样的修改或补充或采用类似的方式替代，只要不偏离本发明的结构或者超越本权利要求书所定义的范围，均应属于本发明的保护范围。