一种带倾角的新型气膜孔的制作方法
【专利摘要】本发明公开了一种适用于航空发动机涡轮叶片冷却结构，位于叶盆前部的前部气膜孔、位于叶盆中部的中部气膜孔、位于叶尖的尖部气膜孔，其特征在于：前部气膜冷却孔与叶面法线角度沿流向为成20°～50°角，中部气膜孔与S1面成-45°～45°角，尖部气膜孔与S1面角度成0°～60°角。该新型气膜孔产生的带角度的射流可以使得叶片表面冷气覆盖更合理，同时减少流动阻力，在冷却和流动效率上同时取得了很好的效果。
【专利说明】一种带倾角的新型气膜孔
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种适用于航空发动机涡轮叶片冷却结构，该结构可满足新一代高性能航空发动机对与高温部件冷却性能的要求。
【背景技术】
[0002]近年来航空工业得到了迅猛的发展，作为动力源的航空发动机的性能提高则是重中之重。分析航空涡轮发动机的热力循环过程可以发现，提高涡轮前温度是提高航空发动机性能的主要技术措施。根据计算，涡轮前温度每提高55°C，在发动机尺寸不变的条件下，发动机推力约可提高10%。20世纪90年代推重比10 —级涡轮发动机的涡轮前温度为1800?1950K，美国的E3发动机的涡轮前最高温度已达2012K，美国国防部开展的“综合性能涡轮发动机技术”计划和英国开展的“先进核心机军用发动机”计划均把推重比20定为2020年的目标，实现涡轮前温度达到2273?2473K。面对如此高温所带来的一系列问题，必然需要考虑采取何种技术来保证涡轮叶片和涡轮盘在高温环境下能够安全可靠的工作。实践表明，最主要的手段有两种:一方面研制新型材料，依靠提高材料自身的耐温性能来保证热端部件在高温下的强度指标；另一方面采用先进的冷却技术对热端部件进行有效的冷却，使热端部件仍保持较低的工作温度。
[0003]气膜冷却技术作为航空发动机高温部件的主要冷却方式之一，在有效降低涡轮叶片表面温度和热应力方面发挥着重要作用，对其进行持续而深入的研究是提高航空发动机性能的重要途径。过去几十年里，关于孔形的研究工作主要集中于异形孔和出口附近设置扰流结构的气膜孔，这些结构在提高气膜冷却效果的同时，还带来了不容忽视的流动阻力，而且部分异形孔机械加工难度大，可实现性差。
[0004]本发明提出一种带倾角的新型气膜孔，通过对气膜孔增加倾角，来获得更好的冷却效果。由于该结构产生的带角度的射流可以使得叶片表面冷气覆盖更合理，同时减少流动阻力，在冷却和流动效率上同时取得了很好的效果。
【发明内容】
[0005]本发明的目的是提供一种用于航空发动机涡轮叶片的带倾角的气膜冷却结构。它包括:位于叶盆前部的前部气膜孔(I)、位于叶盆中部的中部气膜孔(2)、位于叶尖的尖部气膜孔(3)。其特征在于:在叶盆前部布置的前部气膜孔(I)直径为1.0mm?1.5mm，每排气膜孔的展向个数为10?20个，与SI面角度(α I)为-45°?45°，与叶面法线角度(β I)沿流向为20°?50°，展向间距为5?IOD ;在叶盆中部布置的中部气膜孔(2)直径为1.0mm?2.0mm,每排气膜孔的展向个数为20?30个,与SI面角度(α 2)为-45°?45°，与叶面法线角度(β 2)逆流向为20°?50°，展向间距为I?2D;在叶盆尖部布置的尖部气膜孔(3)直径为1.0mm?1.5mm，每排气膜孔的展向个数为10?20个，与SI面角度(03)为0°?60°，与叶面法线角度(β 3)沿流向为0°?60°。前部气膜孔(I)到叶片前缘的距离(Pl)为叶片宽度(W)的1/8?1/4，中部气膜孔(2)到叶片前缘的距离(Ρ2)为叶宽(W)的2/5~3/5，尖部气膜孔(3)到叶尖的距离(P3)为弦长(L)的1/15~1/20。
[0006]本发明的气膜冷却结构的优点在于:(I)布置合理，结构可靠，在加工上简单易行；(2)形成带角度的冷气射流，使得对于叶片表面的冷气覆盖更均匀；(3)逆向冷气射流和向叶尖的冷气射流可以有效减少流动损失。
【专利附图】
【附图说明】
[0007]图1气膜孔的布置示意图
[0008]图2前部气膜孔的角度示意图
[0009]图3中部气膜孔的角度示意图
[0010]图4尖部气膜孔的角度示意图
[0011]图中:1.前部气膜孔 2.中部气膜孔 3.尖部气膜孔 4.外部气流
[0012]5.SI流面6.叶片表面法线
【具体实施方式】
[0013]下面将结合附图对本发明作进一步的详细说明。
[0014]参见图1至图4所示，本发明是一种用于航空发动机涡轮叶片的带倾角的气膜冷却结构。其中带倾角的气膜孔结构是区别于其它常规气膜孔的主要特征。
[0015]参见图2、3、4所示，冷却气体分别从带倾角的前部气膜孔(1)、中部气膜孔(2)、尖部气膜孔(3)喷出，形成切向射流，在外部气流(4)的压力和摩擦作用下像下游弯曲，粘贴在壁面附近，形成温度较低的冷气膜，将高温的外部气流(4)与叶片表面隔离，避免了高温气体对叶表的烧蚀从而保护射入区域和下游区域表面。本发明带倾角的气膜孔吹出的冷却空气与外部气流(4)呈一定角度的射流，使得冷却气体覆盖的更加均匀，从而使冷却效率更闻。
[0016]本发明经过 了三维数值模拟和实验的验证，在特定的吹风比下，其冷却效率能比传统气膜孔的冷却效率提高80%~150%，且冷气覆盖更宽更均匀。
【权利要求】
1.一种用于航空发动机涡轮叶片的带倾角的气膜冷却结构，它包括:位于叶盆前部的前部气膜孔(I)、位于叶盆中部的中部气膜孔(2)、位于叶盆尖部的尖部气膜孔(3)，其特征在于:在叶盆前部布置的前部气膜孔(I)直径为1.0mm?1.5mm，每排气膜孔的展向个数为10?20个，与SI面角度(α I)为-45°?45°，与叶面法线角度(β I)沿流向为20°?50°，展向间距为5?IOD ;在叶盆中部布置的中部气膜孔(2)直径为1.0mm?2.0mm，每排气膜孔的展向个数为20?30个，与SI面角度(α 2)为-45°?45°，与叶面法线角度(β 2)逆流向为20°?50°，展向间距为I?2D;在叶盆尖部布置的尖部气膜孔(3)直径为1.0mm?1.5mm,每排气膜孔的展向个数为10?20个,与SI面角度(α 3)为0°?60° ,与叶面法线角度(β 3)沿流向为0°?60°。前部气膜孔(I)到叶片前缘的距离(Pl)为叶片宽度(W)的1/8?1/4，中部气膜孔(2)到叶片前缘的距离(Ρ2)为叶宽(W)的2/5?3/5，尖部气膜孔(3)到叶尖的距离(Ρ3)为弦长(L)的1/15?1/20。
【文档编号】F01D5/18GK103806953SQ201410026121
【公开日】2014年5月21日 申请日期:2014年1月20日 优先权日:2014年1月20日
【发明者】陶智, 郭文, 吴宏, 李育隆, 苏云亮, 呼艳丽, 潘炳华 申请人:北京航空航天大学, 中国燃气涡轮研究院