专利名称：一种折返式复合冷却结构的制作方法
技术领域：
本发明涉及强化传热与热防护领域，具体来说是一种折返式复合冷却结构。
背景技术：
航空燃气涡轮发动机是现代飞机和直升机的主要动力，为飞机提供推进力，为直升机提 供升力。燃烧室是燃气轮机的重要部件，它的燃烧特性与高温热防护效率，直接影响发动机 的工作与性能。随着航空发动机性能的不断提高，燃烧室部件的设计将向高温升、高热容燃 烧方向发展，因此对火焰筒的冷却研究也变得更加重要， 一般来说，该问题的解决途径主要 有两个 一是提高燃烧室制造材料的许用工作温度，然而，当前进一步提高现有材料的耐热 性能已经十分困难。尽管随着科技的发展，新研制的耐高温材料，如陶瓷复合材料等耐热材 料，能使火焰筒壁面的耐温性能提高到1600K 1900K左右，但根据这类材料的研制状况 来看，要实际应用到发动机火焰筒上还需一段相当长的时间。二是加强热防护，即改进火焰 筒壁面的冷却结构来提高冷却效率。亳无疑问，传统的纯气膜冷却结构已经无法满足先进航 空发动机高温升高热容燃烧室发展的需求，需要研究出更加高效的冷却方式。
目前现役发动机燃烧室大部分采用层叠环带冷却方式或者机械加工环带方式，所形成的 缝式贴壁冷却气膜大约需要40%的冷空气流量，能够满足推重比8 —级的发动机燃烧室出口 温度的需要，但对于推重比IO—级的燃烧室，则需冷气流量60-70%，这是发动机不能满 足的。为此，必须发展先进的复合冷却结构，具有代表性的几种先进的复合冷却方式如下
(1) 层板冷却结构。典型的层板冷却结构是美国AADC (Allison Advanced Development Company)研制的Lamilloy层板冷却结构和Rolls-Royce公司研制的 Tmnsply层板冷却结构孙昌沐层板冷却结构流阻与换热特性研究.西北工业大学硕士学 位论文，2001，均属于半发散冷却(Semitranspiration Cooling)方式。AADC公司的 Lamilloy层板是由数层经过光刻或化学腐蚀的金属板经扩散焊接而成的，层间布满许多基 柱，在层与层之间起连接作用，并且可以加强冷却气体的紊流度和增强换热面积。Transply 层板结构是由数层电化学力工的金属板焊接而成。它是直接在每层层板上加工内部流通通道。 冷却气体从进气孔进来后先冲击到层板内壁上然后沿着通道流向出气孔。这种冷却结构的优 点在于层板内部有丰富的换热面积、扰流柱等强化换热方式，同时具有冲击冷却这种高换 热系数的冷却方式，其冷气消耗量可比常规冷却减少30%，这样可以大大改善燃烧室出口温 度分布。
(2) 多斜孔孔壁冷却结构。该冷却结构的特征是在进行冷却的壁面上开出大量非常密集
3的离散小直径气膜孔阵，与传统气膜冷却相比其孔的直径的要小得多，而与发散冷却相比， 其热侧面尽可能形成完整覆盖的冷却气膜，从而达到由多孔介质而形成的发散冷却的效果。 该冷却方式的冷气流从这些孔以一定的入射角射入流过壁面的热主流中，将主流与壁面隔离， 起到保护的作用陈焱.致密微孔壁复合冷却数值模拟和实验研究.南京航空航天大学硕士学 位论文，2005。总的来说，致密微孔壁复合冷却包含了冷侧、气膜小孔内对流换热和热恻
的气膜冷却这三种冷却方式。
(3)冲击-发散复合冷却结构。该冷却方式由两层平壁组成，外侧壁为冲击壁，内侧壁 为发散孔壁。冲击壁上分布着垂直壁面的冲击孔，发散孔壁面上分布着与壁面夹角为a的小孔。 该冷却方式的优点如下A.充分利用冲击冷却换热系数高的特点冷却局部热点；B.发散孔 与壁面倾斜，极大的增加了内对流换热面积。另外，孔入口处的附面层抽吸作用也加强了换 热；C.恰当的双层壁间压降分配可以使发散壁热恻气膜贴壁良好，形成全气膜保护。冲击发 散复合冷却方式在F-119发动机和V2500发动机上取得了较好的效果方昌德.世界航 空发动机手册.北京航空工业出版社，1996。
关于燃烧室火焰筒的先进冷却方案，美、英等航空技术发达国家已经开展了大量研究工 作， 一种方向是追求气膜的冷却效率，其最佳的方案是发汗冷却，但由于孔径和内部通道太 小，易赌塞，应用上有困难。另外一种方向是探讨各种组合冷却方案，这就形成了冲击-气膜 冷却、冲击-对流冷却以及发散孔壁冷却等，这类研究，现已达到了应用阶段，例如GE-90 发动机的发散孔壁冷却，其气膜冷却效率不高，仅为0.6-0.72，而纯气膜冷却的效率可达 0.78-0.82左右，但发散孔壁方案在形成气膜前，先对火焰筒进行内对流冷却，因此总的冷 却效率可达0.9左右，可见复合冷却结构能够有效地提高火焰筒的热防护效果。然而，随着 航空技术的不断发展，现有冷却方案已经不能满足要求，高温升、高热容燃烧室的设计需要 研制出具有更高冷却效率的冷却结构。
大量的实验研究与工程实践表明在冲击发散冷却的基础上，参考层板冷却结构的特点， 可进一步加大冷却结构内部的换热面积，提高火焰筒的内对流冷却；而通过改变气膜孔的形 状则可以更好的提高多斜孔孔壁的冷却效果D. G. Hyams，丄H. Leylek. A Detailed Analysis of Film Cooling Physics: Part III—Streamwise Injection With Shaped Holes: ASME Journal of Turbomachinery, 2000， 122: 122-132R. A. Brittingham， J. H. Leylek. A Detailed Analysis of Film Cooling Physics: Part IV—Compound-Angle Injection With Shaped Holes. ASME Journal of Turbomachinery, 2000， 122: 133-145。
发明内容
本发明在冲击发散冷却的基础上参考层板冷却结构的特点，同时保留原有的冲击冷却和 多斜孔孔壁冷却方案，并引入新的技术措施来提高冷却结构的冷却效果。为了实现上述目的，本发明提出一种折返式复合冷却结构，包括端壁、外恻壁、内恻壁； 在外恻壁和内侧壁之间设有中间壁，外侧壁、中间壁与外侧壁组成三层壁结构，通过端壁将 内侧壁与外侧壁两端封闭，中间壁后端与后端壁相连；外侧壁的后端设有几排冲击孔，所述 冲击孔可以为圆孔，也可以为其它形状的孔。冷却气体在外侧壁的后段以冲击气流的形式进 入该冷却结构；中间壁的前端与前端壁之间形成一定间隔的冷却空气槽，内侧壁与中间壁间 形成下冷却通道，外侧壁与中间壁间形成上冷却通道。中间壁的外侧面上布置有陷窝状丁胞 坑。所述的丁胞坑形状为鱼鳞型，也可为其它形状，使对冷却气体的阻力达到最小。
内侧壁为多斜孔孔壁冷却结构，采用缩扩气膜孔，缩扩气膜孔为两端粗口中间细的结构， 冷却气体在孔内呈先收缩，后扩张的流动方式。
冷却气体在三层壁间折返流动，气体在由外侧壁和中间壁组成的上冷却通道中由后向前 流动，通过中间壁上丁胞坑的作用可有效提高中间壁前段的换热效率；气体通过冷却空气槽 进入下冷却通道折返流动，然后由缩扩气膜孔流出内侧壁，在内侧壁热侧形成气膜保护；缩 扩气膜孔的收缩进气可有效提高气膜孔内壁的对流换热，而扩张出气则可降低射流的穿透能 力，强化气膜在内恻壁热恻的覆盖效果，有效保护火焰筒。
本发明的的优点为
1) 通过在中间壁外恻面上布置丁胞坑，可在两方面强化换热效果， 一是增大换热而积， 二是产生扰动。基于水轮机叶片上鱼鳞状磨痕以及高尔夫球气动阻力的研究，本发明丁胞坑 的形状设计为鱼鳞形状，在不考虑阻力损失的情况下，也可设计为其它形状。
2) 縮扩气膜孔的收缩进气导致入口冷气速度的不断加快，强化了缩扩气膜孔内壁的对流 换热，而扩张出气则可降低射流的穿透能力，强化气膜在内恻壁热恻的覆盖效果，有效保护 火焰筒。
3) 该装置结构简单，便于推广应用。
图l为本发明提供的折返式复合冷却结构的结构示意图2为在不同吹风比M下的冷却效率随X/D的变化关系。
具体实施例方式
下面结合附图对本发明做进一步说明
本发明一种折返式复合冷却结构，'如图1所示，括端壁l、外侧壁2、内恻壁4;在外 侧壁2和内侧壁4之间设有中间壁3，内侧壁4、中间壁3与外侧壁2组成三层壁结构，并 通过端壁1将其两端封闭，中间壁4后端与后端壁1相连；
外侧壁2的后段设有几排冲击孔6，可使冷却气体在外侧壁2的后段以冲击气流的形式 进入该冷却结构；所述冲击孔6可以为圆孔，也可以为其它形状的孔。
中间壁3的前端与端壁1之间形成一定间隔的冷却空气槽8，内侧壁4与外侧壁2间的 上冷却通道9和中间壁3与内侧壁4间的下冷却通道10;中间壁3的外侧面上布置有陷窝
5状丁胞坑5。所述的丁胞形状为鱼鳞型，也可为其它形状，使对冷却气体的阻力达到最小。 内侧壁4为多斜孔孔壁的冷却结构，采用缩扩气膜孔7，此缩扩气膜孔7为两端粗口中
间细的结构，冷却气体在缩扩气膜孔7内呈先收缩后扩张的流动方式。
该冷却结构通过多种形式对流换热，并在内侧壁2热侧形成气膜层，可有效实现燃烧室
火焰筒的高温热防护。
发动机压气机流过来的冷却气流通过本结构外侧壁2的前半部分时，冷却空气与外侧壁 2的外表面进行对流换热，降低外侧壁2的外表面的温度。当冷却气流流至外侧壁2的后部 时，冷却空气从外侧壁2上的几排冲击孔6进入上冷却通道9，冷却空气直接冲击中间壁3 的上表面，对其进行冲击冷却，降低中间壁3上表面的温度；另一方面，冷却空气在上冷却 通道9内向前逆向流动，分别与中间壁3的丁胞坑5的上表面和外侧壁2的内表面进行对流 换热。当冷却空气流至中间壁3的前端时，通过从中间壁3前端与冷却结构端壁1之间的冷 却空气槽8进入下冷却通道10。冷却空气在下冷却通道10内从前向后的流动过程中，与中 间壁3的下表面和内侧壁4的内表面进行对流换热，同时，冷却空气通过内侧壁4上的缩扩 气膜孔7流入高温热恻，此时，冷却气流与缩扩气膜孔7热侧表面进行对流换热带走热量， 并在热侧形成一层均匀的气膜将燃气和内侧壁4壁面隔开，对壁面起到很好的冷却保护作用。
由此可见，折返式复合冷却结构集冲击换热、对流换热、丁胞壁面换热和气膜保护于一 身，兼具冲击冷却结构，对流换热冷却结构和气膜冷却结构的优点，结构合理，冷却效率高， 是一种创新性的新型冷却结构。
实施例
釆用本发明一种折返式复合冷却结构进行吹风研究，研究参数参照国内外典型航空发动 机燃烧室中的参数，其中热燃气流的进口温度和进口速度分别为T严l595K和U,80m/s; 冷却气流的进口温度为T^800K，进口速度分别取U^8m/s、 20m/s和40m/s，此吋所 对应的冷却气流的吹风比则分别为M=0.2、 0.5和1.0。
结果表明冷却气流从外侧壁2后腔的冲击孔6以后腔冲击射流方式进入冷却结构内部 后，先对中间壁3后段进行冲击冷却，然后向前逆向流动，进行对流换热，流经丁胞坑5使 得换热强化，当冷却气流流到上冷却通道9前端时，经冷却空气槽8进入下冷却通道10前 端，先对内侧壁上壁面进行冲击换热，然后向后流动，进行对流换热，最后气流从缩扩气膜 孔7流出，在内侧壁4热侧形成保护气膜。
折返式复合冷却结构在不同吹风比M下的冷却效率随X/D (X为距内侧壁4前端的距 离，D为缩扩气膜孔7的折算直径)的变化关系如图2所示，可以看出，吹风比越大整体冷 却效率越高，在内侧壁前端的冷却效率最低已经达到0.6以上，远高于相同吹风比下多斜孔 壁冷却结构的冷却效率，可见充分的内冷起到了很大的作用。另外，由于冷气流从前腔的窄 缝流出的冲击作用，使得在缩扩气膜孔7开始的地方冷却效率就比较大，随着缩扩气膜孔7 内换热和热侧气膜覆盖的相应作用，到了内侧壁4的后部冷却效率达到一个很髙的值，超过了0.97，并且保持不变，可见该冷却结构能够得到充分内冷，并且使冷却结构壁面的整体温, 度分布比较均匀。
权利要求
1、一种折返式复合冷却结构，主要包括端壁、外侧壁、内侧壁，其特征在于在外侧壁和内侧壁之间设有中间壁，外侧壁、中间壁内外侧壁组成三层壁结构，并通过端壁将内侧壁与外侧壁两端封闭，中间壁后端与后端壁相连；外侧壁的后段设有冲击孔，冷却气体在外侧壁的后段以冲击气流的形式进入该冷却结构；中间壁的前端与端壁之间设置一定间隔的冷却空气槽，中间壁与外侧壁间形成一定间隔的上冷却通道，中间壁与内侧壁间形成一定间隔的下冷却通道；中间壁的外侧面上布置有陷窝状丁胞坑；内侧壁为多斜孔孔壁冷却结构，采用缩扩气膜孔，冷却气体在孔内呈先收缩后扩张的流动方式。
2、 按照权利要求l所述一种折返式复合冷却结构，其特征在于所述冲击孔为圆孔。
3、 按照权利要求1所述一种折返式复合冷却结构，其特征在于所述的陷窝状丁胞坑 形状为鱼鳞型。
4、 按照^C利要求1所述的折返式复合冷却结构，其特征在于所述缩扩气膜孔为两端 粗口中间细的结构。
全文摘要
本发明公开了一种折返式复合冷却结构，包括外侧壁、中间壁、内侧壁与端壁。外侧壁的后段设有冲击孔；中间壁与前端壁间形成一定间隔的冷却空气槽；内侧壁为多斜孔孔壁的冷却结构，冷却气体在三层壁间折返流动。冷却气体采用冲击进气方式，气体在由外侧壁和中间壁组成的上冷却通道中由后向前流动，通过中间壁上丁胞坑的作用可有效提高中间壁前段的换热效率；气体通过冷却空气槽进入下冷却通道后折返流动，通过缩扩气膜孔流出内层壁，在内侧壁热侧形成气膜保护；用缩扩气膜孔的收缩进气可有效提高缩扩气膜孔内壁的对流换热，而扩张出气则可降低射流的穿透能力，强化气膜在内侧壁热侧的覆盖效果，有效保护火焰筒。该冷却结构简单，制造简便，便于推广应用。
文档编号F23R3/00GK101526228SQ200910081179
公开日2009年9月9日 申请日期2009年4月7日 优先权日2009年4月7日
发明者李志强, 涛 田 申请人:北京航空航天大学