一种涡轮导叶的预旋式气膜冷却结构制造技术

本发明专利技术提供一种航空发动机涡轮导叶的预旋式气膜冷却结构，该结构包括叶片基体、通道入口、直管通道、扩张通道、月牙形出口。预旋式气膜冷却结构位于叶片基体的压力面和吸力面上，该结构可以使得冷却气沿叶片表面的出口方向出流，形成具有一定预旋流动的气膜，带预旋的冷却气膜出流可以减弱涡流作用，从而使得冷却效率高，并且冷却均匀性效果更好。

A Pre-rotating Film Cooling Structure for Turbine Guide Vanes

The invention provides a pre-rotating film cooling structure for an aeroengine turbine guide vane, which comprises a blade base, a passage inlet, a straight tube passage, an expansion passage and a crescent outlet. The pre-swirl film cooling structure is located on the pressure and suction surfaces of the blade base. The structure can make the cooling gas flow out along the outlet direction of the blade surface to form a pre-swirl film. The pre-swirl cooling film outflow can weaken the eddy current effect, so that the cooling efficiency is high and the cooling uniformity is better.

【技术实现步骤摘要】
一种涡轮导叶的预旋式气膜冷却结构
本专利技术涉及航空发动机和燃气轮机涡轮叶片冷却
，更具体地，涉及一种涡轮导叶气膜冷却技术。
技术介绍
我国航空发动机的“心脏病”问题很大一方面在于其可靠性和寿命问题，而发动机高温部件性能对航空发动机可靠性和寿命又有着重大的影响。为实现高性能，先进发动机的涡轮前进口温度已达到或超过了2000K，比高压涡轮叶片的金属材料的熔点要高出400多K，没有高效的控温冷却设计是不可想象的。航空发动机的故障有60％出现在高温部件，并有不断上升的趋势，我国的一些发动机的高温部件的寿命只有几百小时，和国外先进水平存在重大差距。热端部件的冷却技术作为航空发动机的关键技术之一，随着发动机推重比和综合性能的提高而显得越来越重要。目前在航空发动机高温部件所采用的冷却方式主要采用气膜冷却。与其它冷却方式相比，气膜冷却可以在较大的区域面上获得比较好的冷却效果，可以显著降低高温部件的温度。因此成为航发动机中最重要的冷却方式之一受圆形射流孔型的影响，冷流体射流射出后，形成的主要流动结构是射流与横向流体相互作用，产生的主要是相干涡结构，如对转肾状涡(CVP)、马蹄涡、垂直尾迹涡、射流－剪切层涡，其中最活跃的是对转肾状涡对，一般认为它是由于射流和横向流之间因垂直动量不匹配带来的剪切在主流和射流近壁区形成的。正是这种肾状涡的流动结构对气膜冷却的换热效果有着决定性的作用，而这种肾状涡取决于射流与主流相互作用，取决于气膜孔的几何结构和两种流体的动力学参数。
技术实现思路
本专利技术提供一种减少上述肾状涡带来的冷却效率下降以及冷却均匀性恶化带来的热应力不均的影响，或者至少部分地解决上述问题的一种航空发动机和燃气轮机涡轮导叶的气膜冷却结构根据本专利技术的一个方面，提供一种航空发动机涡轮导叶的预旋式气膜冷却结构，该结构包括叶片基体、通道入口、直管通道、扩张通道、月牙形出口。冷气从通道入口进入，通过气膜孔通道并从出口流出后，产生带有预旋的流动，从而产生与肾状涡相反的涡流。所述预旋式气膜冷却结构为一体成型，其外表面为光滑面。所述预旋式气膜冷却结构内部形状为二段式，包括直管通道和扩张形通道，其出口形状为月牙形。所述预旋式气膜冷却结构直管通道下边界与水平夹角为α，扩张通道中心线与孔下面夹角为γ，中心线与两边边界夹角为β。所述预旋式气膜冷却结构与传统月牙形型气膜孔的不同之处在于，出口前方的通道为直管-扩张型，从而使气膜出流产生预旋。所述冷气为发动机内部引气。附图说明图1为根据本专利技术实施例的涡轮导叶气膜冷却结构示意图；图2为根据本专利技术实施例的图1中I部分结构放大图。具体实施方式下面结合附图和实施例，对本专利技术的具体实施方式作进一步详细描述。以下实施例用于说明本专利技术，但不用来限制本专利技术的范围。如图1所示，图中示出了一种提高冷却效率和冷却均匀性的提供一种航空发动机涡轮导叶的预旋式气膜冷却结构，该结构包括叶片基体、通道入口、直管通道、扩张通道、月牙形出口。发动机内部引气从通道入口1进入通道内部，经过直管通道2后进入扩张通道3，冷气经过扩张通道3从月牙形出口4流出，在叶片表面形成带有预旋的流动气膜，从而降低肾状涡的涡流作用。在本实施例中，所述预旋式气膜冷却结构为一体成型，其外表面为光滑面；具体的上述预旋式气膜冷却结构内部形状为二段式，包括直管通道2和扩张形通道3，出口为月牙形出口4。所述预旋式气膜冷却结构的直管通道2的下边界与水平夹角为α，扩张通道3的中心线与孔下面夹角为γ，中心线与两边边界夹角为β，上述关系满足其中h为壁面厚度，d为入口特征尺度，ρc为引气密度，ρg为主流密度，cc为引气流速，cg为主流流速。综上所述，本申请提出一种航空发动机涡轮导叶的预旋式气膜冷却结构。工作时冷气从通道入口进入，通过扩张通道和月牙形出口流出后，产生带有预旋的流动，进而与主流混合后，降低肾状涡的涡流作用。最后，本申请的方法仅为较佳的实施方案，并非用于限定本专利技术的保护范围。凡在本专利技术的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本专利技术的保护范围之内。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种航空发动机涡轮导叶的预旋式气膜冷却结构，该结构包括叶片基体、通道入口、直管通道、扩张通道、月牙形出口，其特征在于：所述预旋式气膜冷却结构位于叶片基体的压力面和吸力面上；所述预旋式气膜冷却结构的直管通道的下边界与水平夹角为α，扩张通道的中心线与孔下面夹角为γ，中心线与两边边界夹角为β，上述关系满足

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机涡轮导叶的预旋式气膜冷却结构，该结构包括叶片基体、通道入口、直管通道、扩张通道、月牙形出口，其特征在于：所述预旋式气膜冷却结构位于叶片基体的压力面和吸力面上；所述预旋式气膜冷却结构的直...

【专利技术属性】
技术研发人员：李育隆，尹浩羽，吴宏，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京,11