柱内气膜孔17朝接近其出流口172的方向导通面积逐渐增大。该结构有利于冷却气流逐渐扩大并在待冷却表面成为冷却气膜。
[0047]作为可选地实施方式，柱内气膜孔17接近其出流口172的区段的横截面为如图4所示矩形、如图5所示圆形、椭圆形或其他异形结构。异形孔结构的柱内气膜孔17有利于冷却气流迅速扩大、充分发展并形成冷却气膜。圆孔结构的柱内气膜孔17方便加工、制造。
[0048]作为可选地实施方式，柱内气膜孔17接近其出流口172的区段的导通面积大于柱内气膜孔17接近其入流口 171的区段的导通面积。该结构使得进入柱内气膜孔17的冷却气流迅速扩张，气膜在外层壁(例如第二层壁15)上覆盖区域更大，由此更为有效地提高了流出的冷却气流形成的冷却气膜的冷却效率。
[0049]作为可选地实施方式，柱内气膜孔17的出流口 172位于第二层壁15上，且出流口172的出流方向与第二层壁15上最大平面的延展方向之间存在锐角或钝角夹角(柱内气膜孔17的出流口 172的出流方向优选为与主流流向之间存在锐角)。该结构可以对第二层壁15的外表面(背离第一层壁14的表面)起到更为理想的冷却效果。
[0050]作为可选地实施方式，柱内气膜孔17包括至少两个导通面积不同的区段，导通面积最大的区段位于第二层壁15内，导通面积较小的区段位于第一层壁14以及扰流柱16内。该结构既确保了柱内气膜孔17对冷却气流造成的气动损失较小，又保证了扰流柱16具有较高的结构强度。
[0051]作为可选地实施方式，扰流柱16的长度方向与第一层壁14和/或第二层壁15上最大平面的延展方向之间存在锐角或钝角夹角(可以为15°?60°)，柱内气膜孔17为折线孔。该结构的柱内气膜孔17可以将冷却气流的方向调整至更为贴近待冷却表面(第一层壁14或第二层壁15的表面，优选为第二层壁15的表面)的方向，由此提高冷却气膜的冷却效率。
[0052]作为可选地实施方式，第一层壁14上设置有第一冷气孔18，第二层壁15上设置有第二冷气孔19，其中:
[0053]第一层壁14、第二层壁15与扰流柱16三者之间的间隙(该间隙形成空腔12)与第一冷气孔18、第二冷气孔19相连通；
[0054]从第二冷气孔19的出流口流出的冷却气流能在第二层壁15的表面形成冷却气膜。
[0055]当本实用新型应用于航空发动机叶片上时，第一冷气孔18可以为内壁面冷气孔，第二冷气孔19可以为外壁面冷气孔。
[0056]从柱内气膜孔17的出流口172流出的冷却气流与从第一冷气孔18或第二冷气孔19的出流口流出的冷却气流形成的冷却气膜厚度更厚，冷却效率更高，冷却效果更为理想。
[0057]第一冷气孔18、第二冷气孔19的形状为圆形或各种异形扩张结构，孔径D范围为0.3mm?1mm，通过调整孔径可控制冷气孔的通流能力。柱内气膜孔17直径d范围为0.3mm?1mm，扰流柱16与壁面角度可调，角度范围为20°?90°。第一冷气孔18、第二冷气孔19同样可根据需要设计为圆形或异形孔，孔径范围为0.1mm?1_，其出流角度可调节，以保证冷气出流后对第一层壁14或第二层壁15表面(例如叶顶壁面)的贴附性。
[0058]当然，第一层壁14与第二层壁15也可以倒置，此时，从第一冷气孔18的出流口流出的冷却气流能在第一层壁14的表面形成冷却气膜。
[0059]作为可选地实施方式，柱内气膜孔17可通过铸造的方法加工。铸造的方法加工出的柱内气膜孔17内壁强度更高，表面粗糙度小，对冷却气流造成的气动损失小。
[0060]本实用新型实施例提供的航空发动机叶片，包括本实用新型任一技术方案提供的用于航空发动机的双层壁，其中:第一层壁14形成航空发动机叶片的内层壁，第二层壁15形成航空发动机叶片的外层壁。
[0061]航空发动机叶片适宜采用本实用新型提供的用于航空发动机的双层壁以改善叶片的气膜冷却效率，尤其叶片的局部高温区采用本实用新型的必要性更大。
[0062]上述本实用新型所公开的任一技术方案除另有声明外，如果其公开了数值范围，那么公开的数值范围均为优选的数值范围，任何本领域的技术人员应该理解:优选的数值范围仅仅是诸多可实施的数值中技术效果比较明显或具有代表性的数值。由于数值较多，无法穷举，所以本实用新型才公开部分数值以举例说明本实用新型的技术方案，并且，上述列举的数值不应构成对本实用新型创造保护范围的限制。
[0063]如果本文中使用了“第一”、“第二”等词语来限定零部件的话，本领域技术人员应该知晓:“第一”、“第二”的使用仅仅是为了便于描述上对零部件进行区别如没有另行声明夕卜，上述词语并没有特殊的含义。
[0064]同时，上述本实用新型如果公开或涉及了互相固定连接的零部件或结构件，那么，除另有声明外，固定连接可以理解为:能够拆卸地固定连接(例如使用螺栓或螺钉连接)，也可以理解为:不可拆卸的固定连接(例如铆接、焊接)，当然，互相固定连接也可以为一体式结构(例如使用铸造工艺一体成形制造出来)所取代(明显无法采用一体成形工艺除外)。
[0065]另外，上述本实用新型公开的任一技术方案中所应用的用于表示位置关系或形状的术语除另有声明外其含义包括与其近似、类似或接近的状态或形状。本实用新型提供的任一部件既可以是由多个单独的组成部分组装而成，也可以为一体成形工艺制造出来的单独部件。
[0066]在本实用新型的描述中如果使用了术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等，那么上述术语指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本实用新型和简化描述，而不是指示或暗示所指的用于航空发动机的双层壁或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本实用新型保护范围的限制。
[0067]最后应当说明的是:以上实施例仅用以说明本实用新型的技术方案而非对其限制;尽管参照较佳实施例对本实用新型进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解:依然可以对本实用新型的【具体实施方式】进行修改或者对部分技术特征进行等同替换;而不脱离本实用新型技术方案的精神，其均应涵盖在本实用新型请求保护的技术方案范围当中。
【主权项】
1.一种用于航空发动机的双层壁，其特征在于，包括第一层壁(14)、第二层壁(15)、扰流柱(16)以及柱内气膜孔(17)，其中: 所述扰流柱(16)介于所述第一层壁(14)、所述第二层壁(15)之间且与所述第一层壁(14)、所述第二层壁(15)连为一体； 贯穿所述第一层壁(14)的通孔、贯穿所述扰流柱(16)的通孔以及贯穿所述第二层壁(15)的通孔依次连通且共同形成所述柱内气膜孔(17)，从所述柱内气膜孔(17)的出流口流出的冷却气流能在所述第一层壁(14)或所述第二层壁(15)的表面形成冷却气膜。2.根据权利要求1所述的用于航空发动机的双层壁，其特征在于，所述柱内气膜孔(17)为直线孔、曲线孔或折线孔。3.根据权利要求1所述的用于航空发动机的双层壁，其特征在于，所述柱内气膜孔(17)为铸造工艺加工而成。4.根据权利要求1所述的用于航空发动机的双层壁，其特征在于，所述柱内气膜孔(17)接近其出流口(172)的区段的横截面为矩形、圆形或椭圆形。5.根据权利要求1所述的用于航空发动机的双层壁，其特征在于，所述柱内气膜孔(17)接近其出流口(172)的区段的导通面积大于所述柱内气膜孔(17)接近其入流口(171)的区段的导通面积。6.根据权利要求1所述的用于航空发动机的双层壁，其特征在于，所述柱内气膜孔(17)的出流口(172)位于所述第二层壁(15)上，且所述出流口(172)的出流方向与所述第二层壁(15)上最大平面的延展方向之间存在锐角或钝角夹角。7.根据权利要求6所述的用于航空发动机的双层壁，其特征在于，所述柱内气膜孔(17)包括至少两个导通面积不同的区段，导通面积最大的区段位于所述第二层壁(15)内，导通面积较小的区段位于所述第一层壁(14)以及所述扰流柱(16)内。8.根据权利要求1所述的用于航空发动机的双层壁，其特征在于，所述扰流柱(16)的长度方向与所述第一层壁(14)和/或所述第二层壁(15)上最大平面的延展方向之间存在锐角或钝角夹角，所述柱内气膜孔(17)为折线孔。9.根据权利要求1一 8任一所述的用于航空发动机的双层壁，其特征在于，所述第一层壁(14)上设置有第一冷气孔(18)，所述第二层壁(15)上设置有第二冷气孔(19)，其中: 所述第一层壁(14)、所述第二层壁(15)与所述扰流柱(16)三者之间的间隙与所述第一冷气孔(18)、所述第二冷气孔(19)相连通； 从所述第一冷气孔(18)的出流口流出的冷却气流能在所述第一层壁(14)的表面形成冷却气膜，或者，从所述第二冷气孔(19)的出流口流出的冷却气流能在所述第二层壁(15)的表面形成冷却气膜。10.—种航空发动机叶片，其特征在于，包括权利要求1一 9任一所述的用于航空发动机的双层壁，其中: 所述第一层壁(14)形成所述航空发动机叶片的内层壁，所述第二层壁(15)形成所述航空发动机叶片的外层壁。
【专利摘要】本实用新型公开了一种用于航空发动机的双层壁以及航空发动机叶片，涉及航空发动机技术领域。解决了现有技术存在气膜冷却效率较低的技术问题。该用于航空发动机的双层壁包括第一层壁、第二层壁、扰流柱以及柱内气膜孔，扰流柱介于第一层壁、第二层壁之间且与第一层壁、第二层壁连为一体；贯穿第一层壁的通孔、贯穿扰流柱的通孔以及贯穿第二层壁的通孔依次连通且共同形成柱内气膜孔，从柱内气膜孔的出流口流出的冷却气流能在第一层壁或第二层壁的表面形成冷却气膜。本实用新型用于提高航空发动机叶片的气膜冷却效率。
【IPC分类】F02C7/141
【公开号】CN205225464
【申请号】CN201521110194
【发明人】邵婧, 张洪
【申请人】中航商用航空发动机有限责任公司
【公开日】2016年5月11日
【申请日】2015年12月28日