一种异型气膜冷却孔的设计方法与流程

本发明涉及燃气涡轮发动机气膜孔设计领域，具体地说，涉及发电用重型燃气轮机、航空发动机及舰船燃气轮机的气膜冷却孔型设计的方法。

背景技术：

圆柱形气膜孔是航空发动机上应用最普遍也是最容易制造的气膜冷却孔型，但是大量的研究表明，异型气膜孔可以有效地减弱气膜射流在主流中的穿透，使得气膜射流容易在主流作用下贴附在壁面上，从而获得更好的气膜冷却效果。通过设计更好的孔型，设法在相同或者更少的冷气质量流量下获得更好的气膜冷却效果是现今气膜冷却研究中的一个热点问题。

近年来，Thole等人在文献“Adiabatic Effectiveness Measurements for A Baseline Shaped Film Cooling Hole”ASME Paper GT2014-25992，在总结前人研究的基础上提出了一种标准的扩张异型孔：7-7-7孔，即展向扩张角和前倾扩张角均为7°的前倾扇形孔。在Thole等人的文献“Shaped Hole Literature Review Database,”Penn State Experimental and Computational Convection Laboratory(ExCCL),Web,http://www.mne.psu.edu/psuexccl中，采用红外技术测量了不同密度下，不同湍流度下的绝热冷却效率。发现相比圆柱型气膜孔最佳吹风比在M＝0.5左右，7-7-7孔可以将气膜孔的最佳吹风比提高到M＝1.5。对于相同吹风比来说，密度比高的工况，冷却效率也更高。湍流度高的工况，冷却效率则更低。同时他们也发现，不同于圆柱型孔，使用吹风比为模化参数就可以模拟冷气是否脱离壁面；使用吹风比和动量比都不能完全准确的模化其冷却特性，但动量比的匹配效果要明显优于吹风比。

研究表明扇形孔和前倾扇形孔是其中相对易于制造，同时冷却效果较好的孔型。尽管目前有很多关于扇形孔和前倾扇形孔的研究，但其往往专注于某一个结构参数或边界条件对于异型孔冷却特性的影响，对于各个参数之间的相互影响以及其影响机理尚未有充分的研究。并且，各个参数之间的影响错综复杂，为了指导工程实践，有必要总结出一条易于工程人员使用的设计准则。同时，由文献可以看到，异型孔的模化参数选用与经典圆柱型孔也发生了改变，为了在实验室工况下进行的研究对于真实发动机设计有一定的指导意义，有必要对于扩张型孔的高低工况匹配及模化参数进行研究。

技术实现要素：

为了避免现有技术存在的不足，本发明提出一种异型气膜冷却孔的设计方法。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:

异型气膜冷却孔的设计方法，其特征在于包括以下步骤:

步骤1.确定各类孔型的基本数据，建立计算模型；

选取扇形孔、前倾扇形孔各为10种孔型，总共20种；其中，α为气膜孔射流角，β为展向扩张角，γ为前倾扩张角；

表1孔型种类

步骤2.计算模拟找到燃气倒灌点；

随着展向扩张角β、前倾扩张角γ的增大，异型孔出口面积的增大，冷气法向动量减少，壁面冷却效率随之上升，需寻找到壁面冷却效率并无明显上升的工况，汇总所有工况的孔内无量云图和孔内法向速度云图；

步骤3.找到最佳平均法向动量比；

将计算数据进行分析与无量纲化处理，提出基于扩张型孔进出口面积比的法向动量比表示气膜孔射流动量法向分量与主流动量的比值，其定义如下:

其中，I为圆柱段流通面积定义的气膜孔射流动量与主流动量的比值，ρc为二次流密度，ρg为主流密度，Uc为二次流延孔轴线方向的速度，Ug为主流速度，α为气膜孔射流角，Ucn为二次流法向的分速度，为面积平均的二次流法向速度，AR为扩张型孔出口面积与入口面积的比值，各个值的定义式如下:

I＝ρcUc²/ρgUg²

Uc,n＝Uc*sinα

AR＝Aout/Ain

步骤4.反解出孔型；

对所有工况得到的绝热冷效求其面积平均值，扇形孔和前倾扇形孔存在一个最佳的值，当孔型的值在最佳值附近的时候，其壁面气膜冷效最佳；确定实验孔型设计，确定一个值，反解出最佳的面积比,从而确定扩张角的角度:

有益效果

本发明提出的异型气膜冷却孔的设计方法，对气膜冷却孔进行设计，确定各类孔型的基本数据，建立计算模型；计算得到其扩张面积比，对于各个参数之间的相互影响以及其影响机理有较充分的研究。该设计方法有利于指导工程实践。通过对于常见的异型气膜冷却孔在不同射流角和扩张角下进行数值模拟，并比较匹配不同模化参数，包括吹风比、动量比和速度比下绝热冷效、孔中截面温度场以及孔内温度和速度场，得到需要匹配的模化参数，并总结出孔型与该参数变化的规律，找出一定孔型下最佳的模化参数，从而可以根据最佳模化参数反解出孔型参数，对设计异型气膜冷却孔提供简单易行的设计方法。

附图说明

下面结合附图和实施方式对本发明一种异型气膜冷却孔的设计方法作进一步详细说明。

图1(a)、(b)、(c)为扇形孔几何结构示意图。

图2(a)、(b)、(c)、(d)为前倾扇形孔几何结构示意图。

图3(a)、(b)为α＝30°时扇形孔与前倾扇形孔侧视图对比。

图4(a)、(b)为α＝30°和α＝45°时前倾扇形孔侧视图对比。

图中:

α为射流角 β为展向扩张角 γ为流向扩张角 θ为壁厚 d为气膜孔直径 L为气膜孔轴线长度 L1为扇形孔扩张段深度 L2为前倾扇形孔扩张段深度

具体实施方式

本实施例是一种异型气膜冷却孔的设计方法。

参阅图1(a)、(b)、(c)～图4(a)、(b)，本实施例异型气膜冷却孔的设计方法中，选取两种具有代表性的异型孔，一种是扇形孔，只具有展向扩张角；另一种是前倾扇形孔，它是在扇形孔的基础上再向流向扩张，不仅具有展向扩张角也具有流向扩张角。两种孔型的扩展段深度均是孔长度的3/4。

本实施例中研究分析两种不同的气膜孔射流角30°和45°下的异型孔气膜冷却特性。

对于常见的扇形孔和前倾扇形孔，在不同射流角和扩张角下进行数值模拟，并比较匹配不同模化参数，包括吹风比、动量比和速度比下绝热冷效、孔中截面温度场以及孔内温度和速度场，得到需要匹配的模化参数，并总结出孔型与该参数变化的规律，找出一定孔型下最佳的模化参数，从而可根据最佳模化参数反解出孔型参数，对设计异型气膜孔提供一种准则方法；具体包括以下步骤:

第一步、确定各类孔型的基本数据，建立计算模型；

选取扇形孔、前倾扇形孔各为10种孔型，总共20种；其中，α为气膜孔射流角，β为展向扩张角，γ为前倾扩张角；

表1孔型种类

第二步、计算模拟找到燃气倒灌点；

随着扩张角β、γ的增大，即异型孔出口面积的增大，冷气法向动量的减少，大部分工况的壁面冷却效率会随之上升，需要找到壁面冷却效率并无明显上升甚至还有所下降的工况，汇总所有工况的孔内无量云图和孔内法向速度云图。

第三步、找到最佳平均法向动量比；

将计算数据进行分析与无量纲化处理，提出基于扩张型孔进出口面积比的法向动量比表示气膜孔射流动量法向分量与主流动量的比值，其定义如下:

其中，I为圆柱段流通面积定义的气膜孔射流动量与主流动量的比值，ρc为二次流密度，ρg为主流密度，Uc为二次流延孔轴线方向的速度，Ug为主流速度，α为气膜孔射流角，Uc,n为二次流法向的分速度，为面积平均的二次流法向速度，AR为扩张型孔出口面积与入口面积的比值，各个值的定义式如下:

I＝ρcUc²/ρgUg²

Uc,n＝Uc*sinα

AR＝Aout/Ain

第四步、反解出孔型；

对所有工况得到的绝热冷效求其面积平均值，扇形孔和前倾扇形孔存在一个最佳的值，当孔型的值在最佳值附近的时候，其壁面气膜冷效最佳；确定实验孔型设计，确定一个值，反解出最佳的面积比,从而确定扩张角的角度:

结合扇形孔在不同工况下该设计方法的应用:

对扇形孔建立计算模型，为保证数值模拟的工况贴近现实的涡轮静叶工作工况，设计模拟工况选择保证以气膜孔直径为特征长度的雷诺数相同，Re＝11000，再由吹风比M为0.5,1.0,1.5,2.0确定四个二次流流量，再结合射流角与扩张角的不同组合，具体工况如下表所列，其中，α为气膜孔射流角，β为展向扩张角，γ为前倾扩张角；

表2扇形孔计算工况表(Red＝11000)

对比不同扩张角的工况，如α＝45°，β＝15°时扇形孔壁面绝热冷效展向均值，整体的展向均值随着吹风比的增大而增大直到M＝2.0才出现了冷气脱离壁面的现象，说明对于这种几何结构的扇形孔来说，最佳吹风比已经可达到1.5，相比α＝45°，β＝11°的扇形孔在相同的吹风比下，展向均值提升了15％到30％；比起α＝45°，β＝7°的扇形孔，低吹风下提升了20％到100％，吹风比越大，增加的幅度也越大。

而通过分析孔中截面无量纲温度分布，可以看出一些气膜射流的具体信息。在小吹风比下，各个孔型喷出的冷气在喷出后就完全贴附在壁面上，而且形成的气膜厚度很薄，同时扇形孔的扩张角度越大，形成的气膜厚度就越薄，这是因为扩张角度越大，孔出口展向宽度就越长，在射流喷出后很容易在主流作用下贴在壁面上，形成一层比较薄的气膜。在大吹风比下，对于展向扩张角度小的扇形孔，由于法向穿透动量较高，气膜射流核心区脱离了壁面，即气膜射流中温度最低的部分没有接触壁面，发生了射流核心脱离壁面的现象；随着扩张角的增大，冷气的法向穿透动量减小，并未发生射流核心脱离壁面的现象。

对于孔内温度及速度场的分布的分析，可以发现，对于扇形孔来说，基本不存在孔内燃气倒灌；对于前倾扇形孔来说，燃气倒灌发生在扩张角较大的工况下，即30-15-15和45-15-15两个工况。这表明当扩张角增大到一定程度时，其壁面气膜冷效不升反降，由于燃气倒灌，其孔出口的展向长度并不能被充分利用；提早的孔内掺混则使得冷气与壁面接触时已经升高了一定的温度，造成冷却效果的下降。