CN113279818A - 一种收缩型双射流气膜孔 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种收缩型双射流气膜孔，收缩型双射流气膜孔入口沿两个方向同时收缩，由矩形收缩为圆形，控制冷气在气膜孔中的加速过程：使冷气随着气膜孔截面收缩而加速，通过改变收缩段的角度和长度来控制冷气加速过程，极大地降低冷气在气膜孔中的流动损失。收缩段后圆柱孔的孔型有稳定气流作用，使出口气流尽可能为一股均质流。在高马赫数、高吹风比工况下，收缩型双射流孔可以消除气膜孔中的低速区、超音速区，避免在气膜孔出口处产生激波，提高气膜孔流量系数，使气膜孔出口处冷气速度均匀，提高气膜冷却效率，降低孔内损失与掺混损失。

Description

一种收缩型双射流气膜孔
技术领域
本发明属于航空发动机涡轮气膜冷却技术领域，具体涉及一种收缩型双射流气膜孔。
背景技术
航空发动机一直以效率和出力为性能硬指标，根据布雷顿循环可知，热功转换效率随着涡轮进口燃气初温的提高而提高，现在涡轮入口温度已经超过了叶片金属材料熔点，这主要得益于涡轮冷却技术的发展，其中气膜冷却是主要冷却技术之一。目前对气膜冷却的研究着重于提高其冷却效率，气膜孔孔型的发展亦是提高冷却效率，具有代表性的有圆柱孔、扇形孔、扇形后倾孔等简单孔，以及双射流孔、姊妹孔、二维槽等异形孔。结构比较简单的气膜孔加工容易，应用广泛；而结构较复杂的异形孔冷却效率高，随着加工技术的进步，也逐渐得到了应用。
气膜冷却过程中，冷气与主流发生掺混，两者的温度和速度不同，在掺混过程中不可避免地产生损失，最终会影响航空发动机整体效率。再者涡轮入口温度不断升高，从压气机抽出用于涡轮叶片冷却的抽气量不断增加，气膜冷却所带来的损失也必然增大。因此，在气膜孔设计时必须要考虑气膜冷却所带来的损失。气膜冷却损失分为两部分：一部分是冷气在气膜孔加速流动造成的损失，另一部分是冷气与主流相互作用所带来的损失。冷气在气膜孔中的损失又包含两部分：与壁面产生摩擦带来的损失；气膜孔中冷气流动不均匀，流体与流体之间动量交换带来的损失。
发明内容
为了降低气膜冷却所带来的损失，本发明提供一种收缩型双射流气膜孔，这种气膜孔能够使冷气在气膜孔入口沿着收缩型线加速，并在之后的圆柱段达到稳定，使冷气从气膜孔均匀流出，有利于降低冷气在气膜孔中的损失以及冷气与主流掺混造成的损失。同时，通过改变气膜孔收缩段的角度与长度来控制冷气加速过程。这种结构在不降低原始气膜孔结构冷却效率的基础上降低气膜冷却所带来的损失，而且结构简单，易于加工，特别适合航空发动机涡轮叶片气膜冷却。
本发明的一种收缩型双射流气膜孔，包括：
基座和两个气膜孔，气膜孔是由矩形收缩段和圆柱段组成；
其中，其中α为气膜孔射流角，两个气膜孔的射流角均在25～60°范围，w为两个气膜孔流向间距，为3D，其中D为气膜孔圆柱段的直径；
β为气膜孔复合角，收缩型双射流孔的两个气膜孔复合角β大小相等，方向相反，其范围在±11～35°；
L1代表气膜孔收缩段长度，在2D～4D范围，L2代表气膜孔圆柱段长度，在2D～4D范围，其中收缩段收缩角度为2γ，在5～9°范围。
进一步的，两个气膜孔的入口是矩形收缩型结构，出口是圆柱型结构，收缩型双射流孔使冷气在气膜孔入口矩形收缩段均匀加速，在圆柱段均匀流动。
进一步的，其中矩形为激光钻孔走线，激光器沿着带倒角的矩形进行打孔，形成2γ的收缩段，其中倒角直径为0.7～1.4D。
进一步的，基座上方流动的是高温燃气，模型下方流动的是低温冷气。
进一步的，矩形长宽不同时，收缩段沿两侧收缩角不同。
本发明提出一种收缩型双射流气膜孔结构，具有以下技术效果：
1)收缩型双射流孔沿冷气流向方向分为两部分，入口是收缩型结构，出口是圆柱型结构，在主流高马赫数、高吹风比工况下，收缩型双射流孔使冷气在气膜孔入口收缩段均匀加速，在圆柱段均匀流动，消除孔内低速区，提高气膜孔流量系数，降低气膜冷却孔内损失。
2)通过改变收缩段的收缩角及收缩段长度来控制冷气进入气膜孔时的加速过程，使收缩型双射流孔孔内流场均匀，气膜孔出口处冷气速度均匀，冷却核心紧贴壁面且不易耗散，进而提高气膜冷却效率，提高航空发动机效率。
3)在高马赫数、高吹风比工况下，收缩型双射流孔可以消除气膜孔中以及气膜孔出口附近的超声速区域，避免在气膜孔出口附近形成激波。
4)收缩型双射流孔使两孔的吹风比差异增大，可以更快地形成反肾型涡对，提高气膜冷却效率。
5)本发明结构简单、设计加工方便、易于实现，目前的打孔技术制约了气膜孔的应用，收缩型双射流孔是两个收缩型圆柱孔加工而成的，容易加工，具有很大应用前景。
6)本发明提出一种气膜孔结构，增加气膜孔多样性。
说明书附图
图1是本发明的一种收缩型双射流气膜孔的三维示意图。
图2是本发明的一种收缩型双射流气膜孔的侧视图。
图3是本发明的一种收缩型双射流气膜孔的顶视图。
图4是本发明的一种收缩型双射流气膜孔的B-B剖面示意图。
图5(a)、图5(b)是本发明的一种收缩型双射流气膜孔的收缩孔模型制作示意图。
其中，基座1，气膜孔2、3，收缩段4，圆柱段5，高温燃气6，低温冷气7，矩形8.
具体实施方式
为了更好的理解本发明，下面结合实施例进一步阐明本发明的内容，以使本发明的优点和特征能更易于被本领域技术人员理解。需要说明的是，以下所述仅为本发明的较佳实施例，但本发明的内容不局限于下面的实施例。实际上，在未背离本发明的范围或精神的情况下，可以在本发明中进行各种修改和变化，这对本领域技术人员来说将是显而易见的。例如，作为一个实施例的一部分示出或描述的特征可以与另一个实施例一起使用来产生又一个实施例。因此，意图是本发明将这样的修改和变化包括在所附的权利要求书和它们的等同物的范围内。
本发明的一种收缩型双射流气膜孔，包括：
基座1和两个气膜孔2、3，气膜孔是由矩形收缩段4和圆柱段5组成；
其中，α为气膜孔射流角，两个气膜孔2、3的气膜孔射流角均在25～60°范围，w为两个气膜孔2、3流向间距，为3D，其中D为气膜孔圆柱段的直径；
β为气膜孔复合角，收缩型双射流孔的两个气膜孔复合角β大小相等，方向相反，其范围在±11～35°；
L1代表气膜孔收缩段长度，在2D～4D范围，L2代表气膜孔圆柱段长度，在2D～4D范围，其中收缩段收缩角度为2γ，在5～9°范围。
进一步的，两个气膜孔的入口是矩形收缩型结构，出口是圆柱型结构，收缩型双射流孔使冷气在气膜孔入口收缩段均匀加速，在圆柱段均匀流动。
进一步的，其中矩形8为激光钻孔走线，激光器沿着带倒角的矩形8进行打孔，形成2γ的收缩段，其中倒角直径为0.7～1.4D。
进一步的，基座1上方流动的是高温燃气6，模型下方流动的是低温冷气7。
本发明利用收缩结构来控制气膜冷气加速过程，从而使得冷气加速与通流面积相适应，进而降低涡轮气膜冷却损失，接下来解释本发明参数。
本发明包括基座1(图1)和两个气膜孔2、3(图1)，气膜孔是由收缩段4(图2)和圆柱段5(图2)组成。图2展示了收缩型双射流孔模型工作原理：模型上方流动的是高温燃气6，模型下方流动的是低温冷气7，在实际工作中，下方冷气通过气膜孔流入模型上方，在模型上方表面形成一层冷却气膜，从而保护模型不被高温燃气5侵蚀。冷气流入气膜孔时由于界面是收缩的，因此沿流向加速，在圆柱段冷气速度趋于稳定，从而气膜孔出口处冷气基本是一股均质流。
图2、3、4是气膜孔几何结构示意图，其中α为气膜孔射流角，两个孔的射流角均在25～60°范围，w为两气膜孔流向间距，为3D，其中D为气膜孔圆柱段的直径。β为气膜孔复合角，收缩型双射流孔的两个气膜孔复合角正好相反，其范围在±11～35°，图4为图3B-B剖面示意图，展示了气膜孔两段，L1代表气膜孔收缩段长度，在2D～4D范围，L2代表气膜孔圆柱段长度，在2D～4D范围。其中收缩段收缩角度为2γ，在5～9°范围。
通过改变收缩角2γ的大小可以改变冷气在收缩段的加速过程，合理的收缩角可以避免冷气在气膜孔产生低速区及超音速区，使其流动稳定。通过改变收缩段长度以适应冷气加速时间，在高吹风比工况下，需增大L1，使冷气在收缩段充分加速，避免冷气在圆柱段加速。合理的收缩段参数可以提高气膜冷却效率、降低气膜冷却损失。
通过调整气膜孔射流角、复合角、两孔流向间距以及气膜孔直径可以降低冷气与主流掺混损失，提高气膜冷却效率。
图5为一个收缩孔模型制作示意图，图5(b)为图5(a)中孔附近局部放大图，其中矩形8为激光钻孔走线，激光器沿着带倒角的矩形8对模型进行打孔，形成2γ的收缩段，其中倒角直径为0.7～1.4D。图5(b)中矩形8长宽不同时，收缩段沿两侧收缩角不同，在实际应用中可以根据冷气腔结构选择参数。
本发明射流角α在25～60°范围、复合角β在11～35°范围、气膜孔直径D在1～5mm范围、收缩段长度L1在2～4D范围、圆柱段长度L2在2～4D范围、γ值在5～9°范围、两气膜孔间距w为3D；本发明气膜孔沿流向结构分为两段，气膜孔入口为收缩段，出口为圆柱段。
将本发明与没有收缩段的双射流孔进行对比，采用数值模拟的方法，收缩型双射流孔的孔径D为3mm，收缩角2γ＝14°，收缩段长度L1＝3D，主流马赫数Ma＝0.6，主流湍流度为1.5％，冷气与主流密度比为1.8，吹风比为0.5～2.0，数值模拟边界条件基本可以反应实际航空发动机涡轮的流动状态。结果显示收缩段马赫数等值线非常均匀，表明冷气在气膜孔中均匀加速，有利于降低损失，当M＝1.5和M＝2.0时，相对于没有收缩段的双射流孔，收缩型双射流孔的总压损失系数分别降低了15％和25％；此外，当M＝1.5时，收缩型双射流孔并未出现超音速区域，不用考虑超音速工况下的复杂流动结构。收缩型双射流孔在X/D<16时可以提高横向平均冷却效率，流场中反肾型涡对作用效果更强，促使冷气横向覆盖面积增大，在高吹风比下能促使冷气贴壁，提高冷却效率。
本发明的一种收缩型双射流气膜冷却孔，可以降低气冷涡轮损失，提高航空发动机效率。收缩型双射流孔入口沿两个方向同时收缩，由矩形收缩为圆形，这样的结构可以控制冷气在冷却孔中的加速过程：使冷气随着气膜孔截面收缩而加速，通过改变收缩段的角度和长度来控制冷气加速过程，这样可以极大地降低冷气在冷却孔中的流动损失。圆柱段有稳定气流作用，使出口气流尽可能为一股均质流。在高马赫数、高吹风比工况下，收缩型双射流孔可以消除气膜孔中的低速区、超音速区，避免气膜孔出口产生激波，提高气膜孔流量系数，使气膜孔出口处冷气速度均匀，提高气膜冷却效率，降低孔内损失与掺混损失。
凡依本发明专利构思所述的构造、特征及原理所做的等效或简单变化，均包括于本发明专利的保护范围内。本发明所属技术领域的技术人员可以对所描述的具体实施例做各种各样的修改或补充或采用类似的方式替代，只要不偏离本发明的结构或者超越本权利要求书所定义的范围，均应属于本发明的保护范围。

Claims (5)

1.一种收缩型双射流气膜冷却孔，其特征在于，包括：
基座(1)和两个气膜孔(2、3)，气膜孔是由矩形收缩段(4)和圆柱段(5)两部分组成；
其中，其中α为气膜孔射流角，两个气膜孔(2、3)的射流角均在25～60°范围，w为两个气膜孔(2、3)流向间距，为3D，其中D为气膜孔圆柱段的直径；
β为气膜孔复合角，收缩型双射流孔的两个气膜孔复合角β大小相等，方向相反，其范围在±11～35°；
L1代表气膜孔收缩段部分长度，在2D～4D范围，L2代表气膜孔圆柱段长度，在2D～4D范围，其中收缩段收缩角度为2γ，在5～9°范围。
2.根据权利要求1中所述的一种收缩型双射流气膜孔，其特征在于，两个气膜孔(2、3)的入口是矩形收缩型结构，出口是圆柱型结构，收缩型双射流孔使冷气在气膜孔入口收缩段均匀加速，在圆柱段均匀流动。
3.根据权利要求1中所述的一种收缩型双射流气膜孔，其特征在于，其中矩形(8)为激光钻孔走线，激光器沿着带倒角的矩形进行打孔，形成2γ的收缩段，其中倒角直径为0.7～1.4D。
4.根据权利要求1中所述的一种收缩型双射流气膜冷却孔，其特征在于，基座(1)上方流动的是高温燃气(6)，模型下方流动的是低温冷气(7)。
5.根据权利要求1中所述的一种收缩型双射流气膜孔，其特征在于，矩形(8)长宽不同时，收缩段沿两侧收缩角不同。
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