一种航空发动机涡轮叶片鳃区梯度孔径气膜冷却布局结构

本发明属于航空发动机涡轮叶片冷却，涉及涡轮叶片鳃区的气膜冷却布局结构的设计和优化，具体是一种航空发动机涡轮叶片鳃区梯度孔径气膜冷却布局结构，通过在叶片鳃区根据流速沿展向的分布情况，气膜孔径从叶根到叶尖按一定梯度逐渐增大或逐渐减小，实现对鳃区的完整良好气膜覆盖，达到强化冷却效果的目的。

背景技术：

1、航空发动机涡轮叶片是发动机的核心部件之一，其工作环境极为恶劣，承受着高温、高压、高速的气流冲击，因此需要采用有效的冷却技术来保护叶片的结构完整性和材料性能。气膜冷却技术是一种常用的涡轮叶片冷却技术，其原理是在叶片表面布置一系列的气膜孔，通过从气膜孔喷出的冷气形成一个覆盖在叶片表面的气膜，从而隔绝了热气流对叶片的直接冲击，降低了叶片的表面温度和热应力。

2、现有航空发动机涡轮叶片气膜冷却方案中，其布局通常包括在涡轮叶片的压力面和吸力面前缘设置多排密集的气膜孔以实现喷淋冷却，压力面布置3～6排均匀分布的气膜孔，吸力面布置2～4排均匀分布的气膜孔，整体实现对叶片的全面热防护。这种布局的优点是简单、易于实现，能够在一定程度上满足涡轮叶片的冷却需求，保护叶片免受高温燃气的直接侵袭。

3、但是，伴随着航空发动机对高效率和高性能的追求，涡轮进口的温度不断提升，对涡轮叶片的冷却技术提出了更高的要求，采用常规的均匀气膜冷却技术很难再满足设计需求。尤其是涡轮叶片复杂外形和几何参数非常复杂，导致其流动结构极其复杂，均匀布置的气膜孔极易导致涡轮叶片表面部分区域气膜未覆盖，造成叶片烧蚀影响可靠性和工作寿命。这其中，涡轮叶片鳃区(gill region，指叶片前缘与叶片主体之间的过渡区域)尤其需要引起注意。鳃区的曲率变化较大，压力梯度大，流动沿流向变化剧烈，沿展向从叶根到叶尖流速也会发生较大的变化，使得该区域的冷却布局设计面临巨大挑战，因此有必要进行针对性精细化气膜冷却布局。

4、目前，针对涡轮叶片鳃区的气膜冷却布局的研究主要集中在以下几个方面：(1)改变气膜孔的形状，如采用椭圆形、扇形、菱形等非圆形的气膜孔，以增加气膜孔的出口面积，提高气膜的覆盖率和稳定性；(2)改变气膜孔的排列方式，如采用错列排列、交错排列、螺旋排列等非均匀排列的气膜孔，以增加气膜的干扰效应，提高气膜的抗吹离能力；(3)改变气膜孔的倾角，如采用正向倾斜、反向倾斜、复合倾斜等不同的气膜孔倾角，以调节气膜的流向和流速，提高气膜的附着性和冷却效果。

5、以上研究虽然在一定程度上改善了涡轮叶片鳃区的气膜冷却性能，但仍存在以下技术问题或挑战：(1)改变气膜孔的形状会增加气膜孔的制造难度和成本，且不同形状的气膜孔对流动的影响不尽相同，需要进行细致的数值模拟和实验验证；(2)改变气膜孔的排列方式会影响气膜的连续性和完整性，且不同排列方式的气膜孔对流动的干扰程度不一，需要进行合理的优化设计和参数选择；(3)改变气膜孔的倾角会影响气膜的流向和流速，且不同倾角的气膜孔对流动的附着性和冷却效果不同，需要进行精确的控制和调节。

6、鉴于这些挑战，开发一种新型的涡轮叶片鳃区梯度孔径气膜冷却布局结构显得尤为重要。这种结构需要能够适应鳃区复杂的流动特性，通过调整气膜孔的大小和分布，实现对冷气出流的精细化控制，以提高气膜的覆盖均匀性和冷却效果。

技术实现思路

1、(一)发明目的

2、针对现有技术的上述缺陷和不足，尤其是在航空发动机涡轮叶片鳃区因流动结构复杂导致的气膜出流分布不均匀问题，传统的均匀气膜冷却技术无法提供足够的热防护，进而影响叶片的可靠性和工作寿命的技术问题，本发明目的在于提出一种航空发动机涡轮叶片鳃区梯度孔径气膜冷却布局结构，通过在叶片鳃区(紧邻前缘的具有大曲率变化特征的区域)，根据流速沿叶片展向的分布情况设计气膜孔径，使气膜孔径从叶根到叶尖按一定梯度逐渐增大或逐渐减小，实现对鳃区的完整良好气膜覆盖，这种梯度孔径的布局不仅考虑了流动的局部特性，还通过精细调控气膜出流，达到强化冷却效果的目的，提高了冷却气体的利用效率和冷却均匀性，从而显著提升了涡轮叶片的热防护性能和耐高温能力。因此，本发明具有功能性强和用途明确的优点，能够有效提高涡轮叶片鳃区的气膜冷却性能，降低叶片的表面温度和热应力，提高叶片的可靠性和寿命，为高效率、高性能的航空发动机涡轮叶片冷却技术提供了一种新的解决方案。

3、(二)技术方案

4、为实现该发明目的，解决其技术问题，本发明采用如下技术方案：

5、一种航空发动机涡轮叶片鳃区梯度孔径气膜冷却布局结构，包括沿周向均匀分布的若干涡轮叶片，每一所述涡轮叶片在弦向上包括分布设置在叶片前缘与叶片主体之间的具有大曲率变化特征的叶片鳃区，其特征在于，

6、所述叶片鳃区的叶片表面上沿叶片展向由叶根至叶尖以阵列方式设有若干排气膜孔，根据所述叶片鳃区的叶片表面上的流速沿叶片展向的分布特性，每一气膜孔排中的各气膜孔，其气膜孔直径按照单一气膜孔或由若干在展向上相邻的气膜孔形成为气膜孔组的方式沿叶片展向由叶根至叶尖按照一预设的孔径梯度ε逐渐增加或逐渐减小，以实现对所述叶片鳃区的叶片表面的完整良好气膜覆盖并达到强化冷却效果的目的，其中，按照预设的孔径梯度ε逐渐增加或逐渐减小气膜孔直径的过程中，以位于叶根处的单一气膜孔或气膜孔组的孔径为基准孔径d，同一气膜孔组中的气膜孔具有相同的气膜孔直径，气膜孔直径按照如下表达式所示的孔径梯度ε由叶根至叶尖逐渐增加或逐渐减小为d1，d2，……，di：

7、

8、其中，孔径梯度ε定义为δd/δy，即相邻孔径之差δd与相应展向位置之差δy的比值，di和di-1分别为沿叶片展向相邻两气膜孔或相邻两气膜孔组的孔径，yi和yi-1分别为相邻两气膜孔或相邻两气膜孔组在叶片展向上相对于叶根的展向位置，基准孔径d的范围设置在0.6mm至2.0mm之间，孔径梯度ε的具体数值根据叶片鳃区的热负荷分布和流动特性进行优化设置，以确保气膜孔排中每个气膜孔的射流能够在叶片鳃区的叶片表面形成稳定且均匀分布的气膜层，进而在该区域内实现高效的冷却效果。

9、优选地，所述孔径梯度ε基于所述叶片鳃区的流速分布、热负荷梯度以及叶片表面温度分布进行设定并根据实际冷却需求设定为恒定或变化的值，使得气膜孔直径的递增或递减匹配叶片鳃区沿展向的热负荷分布和流体流动特性，实现气膜的均匀分布和稳定覆盖。在实施过程中，孔径梯度ε的具体数值通过数值模拟或实验验证来确定，以确保其在实际应用中的冷却效果。

10、优选地，所述叶片鳃区的叶片表面上的气膜孔的排列方式为错列或交错排列，相邻两排气膜孔之间，每一气膜孔的中心线与其上排或下排气膜孔的中心线不在同一展向高度位置上，以增加气膜孔的开孔面积和气膜覆盖范围。

11、优选地，同一气膜孔排中相邻两气膜孔在叶片展向上的间距p根据叶片鳃区的具体冷却需求设定在3d至5d之间，其中d为气膜孔的基准孔径，以保证相邻各气膜孔的射流之间有一定的重叠和干涉而形成连续的气膜层，增强叶片鳃区的整体冷却效能。

12、进一步地，相邻两气膜孔在叶片展向上采用变化的间距p，间距p从叶根到叶尖逐渐增大或减小，以适应叶片鳃区流速沿展向的变化特性。这种变化的间距布局有助于优化气膜孔之间的相互作用，调整气膜的覆盖范围和密度，以实现更为均匀和有效的叶片表面冷却。

13、优选地，各所述气膜孔的进口端均与涡轮叶片的充注有冷却气的中空腔体连通、出口端与主燃气流通道相通，且各气膜孔的中心线相对于叶片表面设置一倾斜角度θ，该倾斜角度θ的范围在30°至60°之间，以优化气膜喷射与主燃气流的交互作用，增强气膜的附着性和冷却能力。

14、进一步地，所述气膜孔的倾斜角θ根据叶片鳃区不同位置的流动方向和强度进行优化设置，以调节气膜的流向和扩散范围，从而提高气膜的附着性和冷却效果。通过精确控制气膜孔的倾斜角度，可以确保气膜沿叶片表面形成连续稳定的覆盖层，有效隔绝高温气流对叶片的热影响。

15、优选地，所述气膜孔的出口处沿气流方向呈扇形扩张以增加气膜孔出口的有效面积，以降低气膜孔的射流速度和动量，增强气膜孔的射流稳定性和气膜层的附着性，减少气膜的脱离现象。

16、优选地，所述气膜孔的形状为圆柱孔或异形孔，其中所述异形孔为椭圆形孔、扇形孔、菱形孔或其他非圆形孔，以适应叶片鳃区特定的流体动力学和热负荷特性。圆柱孔因其制造工艺成熟、加工相对简单而被广泛采用，能够提供稳定的气膜覆盖。而异形孔则通过改变孔的几何形状来优化气流的喷射特性和气膜的附着能力，从而增强气膜的稳定性和覆盖范围，特别是在叶片表面的高曲率区域或流动分离易发生的区域。

17、优选地，所述气膜孔周围设置有微凹槽或微凸起，以增强气膜与叶片表面的相互作用，提高气膜的稳定性和冷却效率。这些微结构能够增加叶片表面的湍流程度，改善气膜的附着性能，从而在叶片表面形成更稳定、更均匀的冷却气膜层，有效提升叶片的冷却性能和耐高温能力。

18、(三)技术效果

19、同现有技术相比，本发明的航空发动机涡轮叶片鳃区梯度孔径气膜冷却布局结构，具有以下有益且显著的技术效果：

20、(1)本发明通过采用梯度孔径设计，在涡轮叶片鳃区实现了高效且完整的气膜覆盖。与传统的均匀孔径布局相比，梯度孔径布局充分考虑了叶片鳃区沿叶片展向的流速变化和热负荷分布，使得每个气膜孔能够根据局部的冷却需求提供最适宜的冷却效果。这种针对性的设计大大提高了冷却效率，确保了涡轮叶片在高温环境下的结构完整性和材料性能。此外，本发明采用的气膜孔为圆柱孔或异形孔，其制造工艺相对简单，不需要复杂的加工设备和工艺，降低了制造成本和难度，提高了制造效率和质量。

21、(2)本发明的航空发动机涡轮叶片鳃区梯度孔径气膜冷却布局结构专门用于涡轮叶片曲率较大的叶片鳃区，针对具有大曲率变化特征的叶片鳃区剧烈的流动变化，设计了梯度孔径的气膜冷却布局，使得气膜孔的出流量和出流速度与流动匹配，实现高效完整的气膜覆盖，有效隔绝了高温燃气对叶片的直接冲击，显著降低了叶片的表面温度和热应力。

22、(3)本发明的航空发动机涡轮叶片鳃区梯度孔径气膜冷却布局可以根据叶片鳃区的几何形状和尺寸，从叶根到叶尖灵活布置气膜孔，不受叶片前缘和叶片主体的空间限制，充分利用了叶片鳃区的冷却空间，提高了冷却气体的利用效率和冷却均匀性，满足了叶片鳃区的气膜冷却需求。

23、(4)本发明的梯度孔径气膜冷却布局在叶片鳃区集中实施，根据几何和流动特征设置不同孔径的气膜孔，冷却效果改善良好。通过梯度孔径的设计，实现了气膜的分层结构，使得气膜具有较强的干扰效应和抗吹掉能力，同时增加了气膜的流动动能和流向变化，提高了气膜的附着性和冷却效果，同时减少了气膜的流动损失和制造难度。