樹杈型氣膜孔結構的製作方法
2023-06-10 20:43:36 1
本發明涉及一種適用於航空發動機熱端部件的氣膜孔結構。該結構是由主氣膜孔、前氣膜孔、左氣膜孔和右氣膜孔組成的樹杈型氣膜孔，能夠滿足現代高性能航空發動機對熱端部件的冷卻要求。
背景技術：
對於現代高性能航空發動機來說，為了追求更高的推重比和熱效率，需要不斷提升渦輪進口溫度。氣膜冷卻技術作為一種行之有效的熱防護措施變得尤為重要。
氣膜冷卻是由壁面上的氣膜孔噴出冷卻氣來阻隔主燃氣流對壁面的加熱，主要有兩個作用：一是通過冷卻氣帶走一部分熱量；二是通過冷卻氣將壁面與高溫燃氣隔絕開來，以保護壁面。影響氣膜冷卻效果的因素主要包括幾何參數和流動參數。
在氣膜孔形狀方面，研究人員對複合角氣膜孔、異形孔等進行了大量研究，研究結果表明，與傳統的圓柱形氣膜孔相比，改善氣膜孔形狀可以有效的提升氣膜冷卻效果。這主要是因為：圓柱形氣膜孔在射流與主流摻混過程中會形成反轉腎形渦對，迫使低溫冷卻射流脫離壁面，高溫主燃氣流重新貼附壁面，氣膜覆蓋面積減少，氣膜冷卻效果降低。
改善氣膜孔形狀，在一定程度上可以降低射流與主流的摻混強度，削弱反轉腎形渦對的影響，從而達到提高氣膜冷卻效果的目的。然而，異形孔等氣膜孔結構比較複雜，加工難度大，加工成本高。同時，對葉片表面的主流氣動性能有一定影響，並增加氣動損失。
本發明提出的樹杈型氣膜孔是在主氣膜孔上遊和左右兩側各增加一個分氣膜孔，採用的仍是簡單圓柱孔，結構比較簡單，加工難度與傳統的圓柱形氣膜孔無異，但是氣膜冷卻效果卻得到大幅提升，具有廣泛的應用前景。
技術實現要素：
本發明提供了一種葉片氣膜孔，包括：
主氣膜孔，主氣膜孔的入口端定位在葉片的內壁面上，並且主氣膜孔的出口端定位在葉片的外壁面上；和
分氣膜孔，分氣膜孔的入口端與主氣膜孔的通路連通，分氣膜孔從主氣膜孔的通路分出，並且分氣膜孔的出口端定位在葉片的外壁面上。
優選地，其中分氣膜孔包括前氣膜孔，前氣膜孔的入口端與主氣膜孔的通路連通，前氣膜孔從主氣膜孔的通路分出，並且前氣膜孔的出口端比主氣膜孔的出口端更靠近葉片的前緣。
優選地，其中分氣膜孔包括側氣膜孔，側氣膜孔的入口端與主氣膜孔的通路連通，側氣膜孔從主氣膜孔的通路分出，並且側氣膜孔的出口端從主氣膜孔的出口端側向地偏置。
優選地，其中側氣膜孔包括左側氣膜孔和右側氣膜孔，左側氣膜孔和右側氣膜孔對稱地分別設置在主氣膜孔左右兩側。
優選地，其中葉片包括用於航空發動機的渦輪葉片。
優選地，其中主氣膜孔與多個分氣膜孔組成一個樹杈型氣膜孔單元。
優選地，其中在葉片中設置有多個樹杈型氣膜孔單元。
優選地，其中主氣膜孔和分氣膜孔的橫截面都為圓形。
優選地，其中主氣膜孔的直徑大於分氣膜孔的直徑。
優選地，其中冷卻氣流從內壁面進入主氣膜孔和分氣膜孔，並且從外壁面射出，以在外壁面上形成氣膜冷卻。
本發明還提供了一種適用於航空發動機渦輪葉片的樹杈型氣膜孔結構，包括一個主氣膜孔、位於主氣膜孔上遊的前氣膜孔、位於主氣膜孔左側的左氣膜孔和位於主氣膜孔右側的右氣膜孔，它們共同組成一個樹杈型氣膜孔單元，其主要特徵是：
在葉片表面布置了主氣膜孔，主氣膜孔為簡單圓柱孔，主氣膜孔直徑d，主氣膜孔射流角θ(射流與葉片表面所成角度)為20°～45°。
在主氣膜孔上遊布置了一個前氣膜孔，前氣膜孔為主氣膜孔的一個分支，前氣膜孔為圓柱孔，前氣膜孔直徑d1為0.2d～0.5d，前氣膜孔的射流角α1為1.5θ～2θ，前氣膜孔的出口端與主氣膜孔的出口端之間的距離s1為1.5d～3d。
在主氣膜孔左側布置了一個左氣膜孔，左氣膜孔為主氣膜孔的一個分支，左氣膜孔為圓柱孔，左氣膜孔直徑d2為0.2d～0.5d，左氣膜孔射流角α2為1.2θ～1.5θ，左氣膜孔的出口端與主氣膜孔的出口端之間的距離s2為1.2d～2.5d。
在主氣膜孔右側布置了一個右氣膜孔，右氣膜孔為主氣膜孔的一個分支，右氣膜孔為圓柱孔，右氣膜孔直徑d3為0.2d～0.5d，右氣膜孔的射流角α3為1.2θ～1.5θ，右氣膜孔的出口端與主氣膜孔的出口端之間的距離s3為1.2d～2.5d。
樹杈型氣膜孔單元按一定方式排列，其距離p為4d～7d。
本發明的氣膜孔結構的優點在於：
1)結構簡單，布局合理，加工方便，成本可控；
2)可有效削弱反轉腎形渦對的影響，增大氣膜覆蓋面積，提高氣膜冷卻效果；
3)在給定吹風比條件下，冷卻氣體分配更均勻合理，可有效的減少氣動損失，提高發動機效率。
附圖說明
通過參照附圖詳細描述本發明的實施例，本發明將變得更加清楚，其中：
圖1為本發明結構的俯視圖
圖2為本發明結構的剖視圖
圖3為本發明結構的排列方式
圖4為反轉腎形渦對結構
附圖中的附圖標記說明如下：
1.主氣膜孔
2.前氣膜孔
3.左氣膜孔
4.右氣膜孔
5.主氣膜孔冷卻射流
6.前氣膜孔冷卻射流
7.左氣膜孔冷卻射流
8.右氣膜孔冷卻射流
9.高溫主燃氣流
10.樹杈型氣膜孔單元
11.反轉腎形渦對
12.外壁面
13.內壁面
14.葉片
15.前緣
具體實施方式
下面通過實施例，並結合附圖，對本發明的技術方案作進一步具體的說明。在說明書中，相同或相似的附圖標號指示相同或相似的部件。下述參照附圖對本發明實施方式的說明旨在對本發明的總體發明構思進行解釋，而不應當理解為對本發明的一種限制。
為使本發明的目的、技術方案及優點更加清楚明白，以下參照附圖作進一步詳細說明。
如圖1所示，本發明是一種適用於航空發動機熱端部件的樹杈型氣膜孔結構。其中位於主氣膜孔1上遊的前氣膜孔2、左側的左氣膜孔3以及右側的右氣膜孔4是本發明區別於其它氣膜孔結構的突出特徵。本發明的樹杈型氣膜孔單元10是由主氣膜孔1、前氣膜孔2、左氣膜孔3和右氣膜孔4構成，圖3所示的氣膜孔結構是由多個相同的樹杈型氣膜孔單元10按一定的排列方式共同組成。
如圖2所示，葉片表面被高溫主燃氣流9包圍著，主氣膜孔冷卻射流5、前氣膜孔冷卻射流6、左氣膜孔冷卻射流7和右氣膜孔冷卻射流8分別從主氣膜孔1、前氣膜孔2、左氣膜孔3和右氣膜孔4流出。
如圖4所示，主氣膜孔冷卻射流5與高溫主燃氣流9摻混過程中形成了反轉腎形渦對，而位於主氣膜孔冷卻射流5旁的前氣膜孔冷卻射流6、左氣膜孔冷卻射流7和右氣膜孔冷卻射流8在一定程度上可以削弱該反轉腎形渦對11，降低冷卻射流與主流的摻混強度，使冷卻射流更均勻的保護葉片表面，從而提高氣膜冷卻效果。
本發明經過了cfd和實驗驗證，在給定吹風比條件下，其冷卻效果比傳統的圓柱形氣膜孔的氣膜冷卻效果提高了200％～300％。
通過上述論述，完全有效地實現了本發明的目的。
一般情況下，前氣膜孔2位於主氣膜孔1上遊，左氣膜孔3和右氣膜孔4位於主氣膜孔1兩側對稱位置，也可以布置在主氣膜孔1斜上方區域。
該領域的技術人員可以理解本發明包括但不限於附圖和以上具體實施方式中描述的內容，主氣膜孔1的直徑d、前氣膜孔2的直徑d1、左氣膜孔3的直徑d2、右氣膜孔4的直徑d3、主氣膜孔1的射流角θ、前氣膜孔2的射流角α1、左氣膜孔3的射流角α2、右氣膜孔的射流角α3、主氣膜孔1的出口端與前氣膜孔2的出口端之間的距離s1、主氣膜孔1的出口端與左氣膜孔3的出口端之間的距離s2、主氣膜孔1的出口端與右氣膜孔4的出口端之間的距離s3、一個樹杈型氣膜孔單元10與另一個樹杈型氣膜孔單元10之間的距離p等均可以改變，任何不偏離本發明的功能和結構原理的修改都將包括在權利要求書的範圍中。其中，射流角是指射流方向與葉片的外壁面所成角度。
根據本發明的一個實施例，提供一種葉片氣膜孔，包括：
主氣膜孔1，主氣膜孔1的入口端定位在葉片14的內壁面13上，並且主氣膜孔1的出口端定位在葉片14的外壁面12上；和
分氣膜孔2，3，4，分氣膜孔2，3，4的入口端與主氣膜孔1的通路連通，分氣膜孔2，3，4從主氣膜孔1的通路分出，並且分氣膜孔2，3，4的出口端定位在葉片14的外壁面12上。
根據本發明的一個實施例，分氣膜孔包括前氣膜孔2，前氣膜孔2的入口端與主氣膜孔1的通路連通，前氣膜孔2從主氣膜孔1的通路分出，並且前氣膜孔2的出口端比主氣膜孔1的出口端更靠近葉片14的前緣15。
根據本發明的一個實施例，其中分氣膜孔包括側氣膜孔3，4，側氣膜孔3，4的入口端與主氣膜孔1的通路連通，側氣膜孔3，4從主氣膜孔1的通路分出，並且側氣膜孔3，4的出口端從主氣膜孔1的出口端側向地偏置。
根據本發明的一個實施例，其中側氣膜孔3，4包括左側氣膜孔3和右側氣膜孔4，左側氣膜孔3和右側氣膜孔4對稱地分別設置在主氣膜孔1的左右兩側。
根據本發明的一個實施例，其中葉片包括用於航空發動機的渦輪葉片。
根據本發明的一個實施例，其中主氣膜孔1與多個分氣膜孔2，3，4組成一個樹杈型氣膜孔單元10。
根據本發明的一個實施例，其中在葉片中設置有多個樹杈型氣膜孔單元10。
根據本發明的一個實施例，其中主氣膜孔1和分氣膜孔2，3，4的橫截面都為圓形。
根據本發明的一個實施例，其中主氣膜孔1的直徑大於分氣膜孔2，3，4的直徑。
根據本發明的一個實施例，其中冷卻氣流從內壁面13進入主氣膜孔1和分氣膜孔2，3，4，並且從外壁面12射出，以在外壁面12上形成氣膜冷卻。
已經參照示範性實施例描述了本發明。不過，顯而易見，本領域技術人員在上述描述的教導下可明顯得出多種可選擇的變型和改變。因而，本發明包含落入所附權利要求的精神和範圍之內的所有可選擇的變型和改變。
雖然已經通過對於結構部件和/或方法作用特定的語言描述了本主題，但是應該理解本文中公開的概念不受限於描述的特定實施例。而是，在上文描述的特定的部件和作用被作為示例形式公開。公開的概念的修改形式的其它示例在沒有脫離公開的概念的範圍的情況下也是可能的。