航空发动机热端部件的翼型气膜孔及电极的制作方法

本发明涉及航空发动机热端部件加工技术领域，特别地，涉及一种航空发动机热端部件的翼型气膜孔。此外，本发明还涉及一种用于加工航空发动机热端部件的翼型气膜孔的电极。

背景技术：

在航空发动机中，热端部件主要依靠与冷气对流换热来实现降温，为此必须采取各种强化换热或阻隔热燃气对热端部件加热的措施以达到冷气用量少、冷气效果佳的目的。先进冷却方案是保证热端部件稳定、可靠运行的有效方法，在实际应用中基本冷却方法主要有:对流冷却、冲击冷却、发散冷却和气膜冷却，其中气膜冷却已被广泛地应用于航空发动机中的压气机、燃烧室，尤其是涡轮上,成为发动机热端零部件的主要冷却方式之一。

气膜冷却是由壁面上的喷口喷出一股冷却剂来阻隔主燃气流对壁面加热的一种热防护措施。目前国内外燃烧室或涡轮叶片上的气膜孔孔型主要分为三类：

第一种为圆柱型孔；

第二种为圆柱型发展演变孔(水滴型及簸箕型等)；

第三种为二维槽型、缝型孔。

实现方案为：从压气机引取高压低温冷气通过发动机空气系统管路到达燃烧室或涡轮叶片内部通道，冷气在通道内强化对流换热将燃烧室或涡轮叶片的部分热量带走，同时部分冷气从燃烧室或涡轮叶片壁上的气膜孔喷出，这股冷气在主流和流体科恩达效应的作用下向下游弯曲，粘附在壁面附近，在燃气流与壁面之间形成温度较低的冷却气膜，该气膜对燃气与壁面之间的对流换热产生两方面的影响，一方面是冷却气膜能量方面的影响，由于冷却气膜的存在，降低了燃气与壁面之间的对流换热驱动温差，也就是说，由于冷却气膜温度tc低于主燃气流的温度tg，因而两者共同作用(掺混)的结果是燃气侧气流温度下降，降为有冷却气膜存在时的燃气侧混气恢复温度(即绝热壁温)taw；另一方面是冷却气膜动量方面的影响，由于气膜射流的贴壁喷射，增加了热侧气流的扰动。

现有气膜冷却存在以下问题：

第一种圆柱型孔，加工工艺性好，但是冷气从气膜孔喷入高温燃气后形成的气膜的覆盖面积小，隔热效果有限，而且圆柱型气膜孔形成的气膜比较集中，使得冷气进入高温燃气的速度大，导致燃气和冷气的气动掺混损失大，最终会降低涡轮叶片的气动效率；

第二种圆柱型发展演变孔(水滴型及簸箕型等)，较圆柱型气膜孔的冷却效果好，燃气和冷气的气动掺混损失较大，同时加工工艺复杂，加工效率低；

第三种二维槽型、缝型孔，在一定程度上能够提高气膜的冷却效率，但是由于强度及工艺方面的原因而无法应用到实际工程中。

技术实现要素：

本发明提供了一种航空发动机热端部件的翼型气膜孔及电极，以解决现有航空发动机热端部件的气膜冷却，从气膜孔喷入高温燃气后形成的气膜的覆盖面积小，隔热效果有限；燃气和冷气的气动掺混损失大，加工工艺复杂，加工效率低的技术问题。

根据本发明的一个方面，提供一种航空发动机热端部件的翼型气膜孔，包括冷气入口和冷气出口，翼型气膜孔的中心孔轴与热端部件壁体呈倾斜夹角α布设，翼型气膜孔的孔展向宽度由冷气入口向冷气出口方向逐渐增加且孔厚度逐渐变薄，以使从冷气入口流入的冷气逐渐向两侧扩展并沿逐渐变薄的冷气出口减速喷出后贴附在冷气出口外的热端部件外表面上流动。

进一步地，翼型气膜孔的孔轴的倾斜夹角α为20°～70°。

进一步地，冷气入口的孔型采用长轴沿翼型气膜孔的倾斜方向布设的第一椭圆形开孔。

进一步地，冷气出口的孔型采用两侧带矩形侧翼孔的第二椭圆形孔，两侧矩形侧翼孔沿第二椭圆形孔的短轴方向布设且沿长轴对称布设；冷气出口的第二椭圆形孔与冷气入口的第一椭圆形开孔的孔形、尺寸以及布设方向均完全相同。

进一步地，第二椭圆形孔分别与两侧的矩形侧翼孔之间为弧形过渡。

进一步地，冷气出口的四角顶点分别为b1、b2、b3和b4，其中b1与b4处于同一矩形侧翼孔，矩形孔边b1b4的中点为b5，b2与b3处于同一矩形侧翼孔，矩形孔边b2b3的中点为b7，b1与b2以及b3与b4分别为第二椭圆孔短轴方向上对应布设的两点；b1与b2之间具有依次排布的曲线点b9、b10、b6、b11和b12，b1b9与b12b2分别为矩形侧翼孔的直线端孔壁，b9b10与b11b12分别为矩形侧翼孔与第二椭圆形孔的过渡弧形段，b6为第二椭圆形孔的长轴端点且为椭圆弧形段b10b11的弧形中点；b3与b4之间具有依次排布的曲线点b13、b14、b8、b15和b16，b3b13与b16b4分别为矩形侧翼孔的直线端孔壁，b13b14与b15b16分别为矩形侧翼孔与第二椭圆形孔的过渡弧形段，b8为第二椭圆形孔的长轴端点且为椭圆弧形段b14b15的弧形中点。

进一步地，b1、b2、b3和b4在第一椭圆形开孔上的对应入口顶点连接点分别为a1、a2、a3和a4，椭圆弧形段a1a4的弧形中点为a5，椭圆弧形段a1a2的弧形中点为a6，椭圆弧形段a2a3的弧形中点为a7，椭圆弧形段a3a4的弧形中点为a8。

进一步地，b6b8为冷气出口的椭圆长轴，a6a8为冷气入口的椭圆长轴，面b6b8a6a8为翼型气膜孔过椭圆长轴的中截面，b5a5为翼型气膜孔的翼端边线，翼端边线b5a5与中截面b6b8a6a8之间的夹角为翼型气膜孔的扩张角β，扩张角β为10°～40°。

进一步地，冷气入口的a1a4直线距离小于或等于冷气出口的b1b4直线距离，以保证翼型气膜孔的高冷却效果和强度，以及满足翼型气膜孔加工工艺性要求。

根据本发明的另一方面，还提供了一种用于加工航空发动机热端部件的翼型气膜孔的电极，电极外形与上述翼型气膜孔的外形相匹配，并且电极轴向长度大于或等于翼型气膜孔的轴向长度。

本发明具有以下有益效果：

本发明航空发动机热端部件的翼型气膜孔，当冷气从内部冷气通道流入翼型气膜孔后，由于从冷气入口到冷气出口的孔截面形状的变化，冷气逐渐向两侧扩展，使得覆盖面积大，隔热效果好，冷却效果好；同时由于翼型气膜孔的孔厚度也逐渐减薄，一方面使得冷气从出口喷出后易于贴附在热端部件的壁面上，另一方面使得冷气进入高温燃气的速度较小，减小燃气和冷气的气动掺混损失，提高涡轮叶片的气动效率。另外，翼型孔结构的冷气出口的出口面积大于冷气入口的入口面积的特点，也使得本孔型的流动阻力较具有相同入口面积的圆柱形孔小，因此在相同工况下，翼型孔的流量系数较高。在取得良好的冷却效果和气动效率的同时，翼型气膜孔具有良好的加工性，能采用传统的电火花或激光打孔，制造加工简单、高效。

除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。

附图说明

构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1是本发明优选实施例的航空发动机热端部件的翼型气膜孔的结构示意图；

图2是本发明优选实施例的航空发动机热端部件的翼型气膜孔的俯视结构示意图；

图3是本发明优选实施例的航空发动机热端部件的翼型气膜孔的侧视结构示意图；

图4是本发明优选实施例的用于加工航空发动机热端部件的翼型气膜孔的电极的结构示意图。

图例说明：

1、冷气入口；101、第一椭圆形开孔；2、冷气出口；201、矩形侧翼孔；202、第二椭圆形孔；203、弧形过渡；3、热端部件。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由下述所限定和覆盖的多种不同方式实施。

图1是本发明优选实施例的航空发动机热端部件的翼型气膜孔的结构示意图；图2是本发明优选实施例的航空发动机热端部件的翼型气膜孔的俯视结构示意图；图3是本发明优选实施例的航空发动机热端部件的翼型气膜孔的侧视结构示意图；图4是本发明优选实施例的用于加工航空发动机热端部件的翼型气膜孔的电极的结构示意图。

如图1和图2所示，本实施例的航空发动机热端部件的翼型气膜孔，包括冷气入口1和冷气出口2，翼型气膜孔的中心孔轴与热端部件3壁体呈倾斜夹角α布设，翼型气膜孔的孔展向宽度由冷气入口1向冷气出口2方向逐渐增加且孔厚度逐渐变薄，以使从冷气入口1流入的冷气逐渐向两侧扩展并沿逐渐变薄的冷气出口2减速喷出后贴附在冷气出口2外的热端部件3外表面上流动。本发明航空发动机热端部件3的翼型气膜孔，当冷气从内部冷气通道流入翼型气膜孔后，由于从冷气入口1到冷气出口2的孔截面形状的变化，冷气逐渐向两侧扩展，使得覆盖面积大，隔热效果好，冷却效果好；同时由于翼型气膜孔的孔厚度也逐渐减薄，一方面使得冷气从出口喷出后易于贴附在热端部件3的壁面上，另一方面使得冷气进入高温燃气的速度较小，减小燃气和冷气的气动掺混损失，提高涡轮叶片的气动效率。另外，翼型孔结构的冷气出口2的出口面积大于冷气入口1的入口面积的特点，也使得本孔型的流动阻力较具有相同入口面积的圆柱形孔小，因此在相同工况下，翼型孔的流量系数较高。在取得良好的冷却效果和气动效率的同时，翼型气膜孔具有良好的加工性，能采用传统的电火花或激光打孔，制造加工简单、高效。热端部件3为航空发动机的燃烧室或涡轮冷却叶片。

如图1和图3所示，本实施例中，翼型气膜孔的孔轴的倾斜夹角α为20°～70°。倾斜夹角过大，超过70°，使得从冷气出口2喷出的冷气无法很好地贴附于热端部件的外表面，翼型气膜孔的轴向尺寸小，冷气通过的路径段，无法对冷气进行减速，使得燃气和冷气的气体掺混损失大。倾斜夹角过小，小于20°，使得翼型气膜孔的孔深过大，造成加工难度大；并且过大的孔深会导致冷气流动的路径过长，速度降低过量而无法喷射到热端部件内，导致隔热效果差，冷却效果差，增加了能耗。

如图1、图2和图3所示，本实施例中，冷气入口1的孔型采用长轴沿翼型气膜孔的倾斜方向布设的第一椭圆形开孔101。

如图1、图2和图3所示，本实施例中，冷气出口2的孔型采用两侧带矩形侧翼孔201的第二椭圆形孔202，两侧矩形侧翼孔201沿第二椭圆形孔202的短轴方向布设且沿长轴对称布设；冷气出口2的第二椭圆形孔202与冷气入口1的第一椭圆形开孔101的孔形、尺寸以及布设方向均完全相同。

如图1、图2和图3所示，本实施例中，第二椭圆形孔202分别与两侧的矩形侧翼孔201之间为弧形过渡203。

如图1、图2和图3所示，本实施例中，冷气出口2的四角顶点分别为b1、b2、b3和b4，其中b1与b4处于同一矩形侧翼孔201，矩形孔边b1b4的中点为b5，b2与b3处于同一矩形侧翼孔201，矩形孔边b2b3的中点为b7，b1与b2以及b3与b4分别为第二椭圆孔短轴方向上对应布设的两点。b1与b2之间具有依次排布的曲线点b9、b10、b6、b11和b12，b1b9与b12b2分别为矩形侧翼孔201的直线端孔壁，b9b10与b11b12分别为矩形侧翼孔201与第二椭圆形孔202的过渡弧形段，b6为第二椭圆形孔202的长轴端点且为椭圆弧形段b10b11的弧形中点。b3与b4之间具有依次排布的曲线点b13、b14、b8、b15和b16，b3b13与b16b4分别为矩形侧翼孔201的直线端孔壁，b13b14与b15b16分别为矩形侧翼孔201与第二椭圆形孔202的过渡弧形段，b8为第二椭圆形孔202的长轴端点且为椭圆弧形段b14b15的弧形中点。

如图1、图2和图3所示，本实施例中，b1、b2、b3和b4在第一椭圆形开孔101上的对应入口顶点连接点分别为a1、a2、a3和a4。椭圆弧形段a1a4的弧形中点为a5。椭圆弧形段a1a2的弧形中点为a6。椭圆弧形段a2a3的弧形中点为a7。椭圆弧形段a3a4的弧形中点为a8。

如图1、图2和图3所示，本实施例中，b6b8为冷气出口2的椭圆长轴，a6a8为冷气入口1的椭圆长轴。面b6b8a6a8为翼型气膜孔过椭圆长轴的中截面，b5a5为翼型气膜孔的翼端边线。翼端边线b5a5与中截面b6b8a6a8之间的夹角为翼型气膜孔的扩张角β。扩张角β为10°～40°。扩张角过大，超过40°，容易导致冷气扩展面积过大，冷气从冷气出口2输出的覆盖面积过大，输出速度过小，无法贴附于热端部件外表面，导致隔热效果差，冷却效果差。

如图1、图2和图3所示，本实施例中，冷气入口1的a1a4直线距离小于或等于冷气出口2的b1b4直线距离，以保证翼型气膜孔的高冷却效果和强度，以及满足翼型气膜孔加工工艺性要求。

如图4所示，本实施例的用于加工航空发动机热端部件的翼型气膜孔的电极。电极外形与上述翼型气膜孔的外形相匹配，并且电极轴向长度大于或等于翼型气膜孔的轴向长度。

实施时，提供一种航空发动机热端部件的翼型气膜孔，该气膜孔能使燃烧室和涡轮叶片壁面温度分布均匀、热应力小。

在燃烧室或涡轮冷却叶片(热端部件3)开有翼型气膜孔，翼型气膜孔结构示意图如图1所示，其特征结构为：翼型气膜孔的中心线与燃烧室或涡轮冷却叶片的壁面之间的夹角为α(取值范围为20°～70°)，翼型气膜孔的冷气入口1呈椭圆形，翼型气膜孔的冷气出口2处为椭圆形及两边对称分布的矩形，椭圆形与矩形用圆弧光滑过渡，最终形成由翼型气膜孔的冷气入口1的椭圆形到冷气出口2椭圆形加矩形的变截面形翼型气膜孔。从俯视方向看，翼型气膜孔的展向宽度由冷气入口1到冷气出口2逐渐变大，椭圆两侧逐渐延伸出矩形出口，同时冷气入口1处的椭圆与冷气出口2处的椭圆一样，即翼型气膜孔的冷气出口2面积大于冷气入口1面积，这就形成了翼型气膜孔的展向扩张的特点，翼型气膜孔俯视图如图2所示。从前视方向看，翼型气膜孔从冷气入口1到冷气出口2均保持椭圆形。

翼型气膜孔结构的等轴视图如图3所示，图中a1、a2、a3、a4为入口椭圆顶点，a5，a6，a7，a8分别为圆弧a1a4、a1a2、a2a3、a3a4的中点，直线a5a7为入口椭圆的短轴，直线a6a8为入口椭圆的长轴；b1、b2、b3、b4为出口顶点，b6、b9、b10、b11、b12为曲线b1b2上的点，其中b1b9、b2b12为曲线b1b2上的直线段，b10b11为曲线b1b2上的椭圆段，b9b10、b11b12为曲线b1b2上直线段与椭圆段的圆弧过渡段，b6为椭圆段b10b11的中点；b8、b13、b14、b15、b16为曲线b3b4上的点，其中b3b13、b4b16为曲线b3b4上的直线段，b14b15为曲线b3b4上的椭圆段，b13b14、b15b16为曲线b3b4上直线段与椭圆段的圆弧过渡段，b8为椭圆段b10b11的中点，直线b6b8为出口椭圆的长轴。面a6-a8-b8-b6-a6为过椭圆长轴的中截面，直线a5b5与孔中截面a6-a8-b8-b6-a6的夹角为翼型孔的扩张角β(取值范围为10°～40°)；面a5-a7-b7-b5-a5为过椭圆短轴的中截面。

为了达到新型理论异形孔(如模拟出的二维槽型孔、二维缝型孔)的高冷却效果，同时克服新型理论异形孔的强度及加工工艺性问题，翼型气膜孔有特殊的结构要求：冷气入口1椭圆段中的点a1和点a4的直线距离a1-a4必须等于或小于冷气出口2处的点b1和点b4的直线距离b1-b4，这样才能使用如图4所示的新型电极加工翼型气膜孔。

本发明航空发动机热端部件的翼型气膜孔，具体独特的翼型气膜孔结构；翼型气膜孔由椭圆逐渐过渡到椭圆加两边对称的矩形，同时可以利用新型电极加工完成。当冷气从内部冷气通道流入翼型气膜孔后，由于孔截面形状的变化，冷气逐渐向两侧扩展，使得覆盖面积大，隔热效果好，冷却效果好；同时厚度也逐渐减薄，一方面使得冷气从出口喷出后易于贴附在壁面上，另一方面使得冷气进入高温燃气的速度较小，减小燃气和冷气的气动掺混损失，提高涡轮叶片的气动效率。另外翼型孔结构的出口面积大于入口面积的特点，也使得本孔型的流动阻力较具有相同入口面积的圆柱形孔小，因此在相同工况下，翼型孔的流量系数较高。在取得良好的冷却效果和气动效率的同时，翼型气膜孔具有良好的加工性，能采用传统的电火花或激光打孔，制造加工简单、高效。

运用科恩达效应以及牛顿第三定律，对本发明翼型气膜孔进行三维数值计算，结果显示，翼型气膜孔形成的气膜覆盖面积大、分布均匀、掺混损失小、冷却效果好，能够有效的降低燃烧室及涡轮叶片的温度，能够更好的满足燃烧室及涡轮叶片寿命要求。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。