一种用于航空发动机的飞机式气膜孔冷却结构及涡轮叶片的制作方法

1.本发明属于燃气轮机涡轮叶片技术领域，具体涉及一种用于航空发动机的飞机式气膜孔冷却结构及涡轮叶片。


背景技术：

2.气膜冷却是航空发动机涡轮叶片上最重要的冷却方式之一，通过气膜孔将冷气从叶片内部引出并贴附在叶片壁面上，从而隔绝高温燃气与叶片直接接触，先进航空发动机的涡轮叶片都采用了复杂的气膜冷却结构。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，但是在大吹风比工况下，圆柱孔气膜射流的动量过于集中，极易穿透主流、脱离壁面；虽然在小吹风比下这个问题有所改善，但由于圆柱孔射流的展向覆盖范围有限，冷气的有效利用率仍然较低。研究学者们提出了多种技术方法来改善气膜冷却效果，这些技术大致可分为两类：一是通过在圆柱孔出口处设置一些附属结构，如突片、突脊、凹槽等，从而改变气膜射流的流动结构，使气膜更好的贴附在壁面上；二是通过改进气膜孔结构来改变气膜射流的流动结构，从而提高气膜冷却效果。
3.国内外很多研究资料表明，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条件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。


技术实现要素：

4.为了解决上述问题，本发明的目的在于提供一种适用于航空发动机涡轮气冷叶片的飞机式气膜孔结构，在一定的冷气量前提下，可以大幅提升叶片的气膜覆盖效果，从而实现叶片承温能力的提升。
5.为了实现上述目的，本发明提供了如下技术方案，提供一种用于航空发动机的飞机式气膜孔冷却结构，所述冷却结构包括飞机式气膜孔型芯，所述飞机式气膜孔型芯包括固定连接的圆柱体和锥体，所述锥体的出口形状呈飞机形，所述飞机形包括按顺序连接的第一弧线段、第一直线段、第二弧线段、第二直线段、第三直线段、第四直线段、第五直线段、第三弧线段以及第六直线段，
6.所述第三直线段和第四直线段的交点与所述第一弧线段的圆心位于同一竖直线，
7.所述飞机形沿轴左右对称。
8.本发明所提供的用于航空发动机的飞机式气膜孔冷却结构，还具有这样的特征，所述圆柱体的高为l1，所述锥体的高为l2，则l2＝(l1+l2)*k，k为常数，k＝0.4～0.6。
9.本发明所提供的用于航空发动机的飞机式气膜孔冷却结构，还具有这样的特征，所述第一直线段和第六直线段的夹角为α，第二圆弧段的圆点、第三圆弧的圆点以及第一圆弧段的圆点之间形成的夹角为δ，所述δ＞α。
10.本发明所提供的用于航空发动机的飞机式气膜孔冷却结构，还具有这样的特征，
所述第一直线段和所述第二直线段的夹角为β，β＝25
°‑
35
°
；
11.第三直线段和第四直线段的夹角为γ，γ＝130
°‑
155
°
。
12.本发明所提供的用于航空发动机的飞机式气膜孔冷却结构，还具有这样的特征，所述圆柱体的直径为d1，所述第一弧线段的圆心与第三直线段和第四直线段的交点的距离为l5，则l5＝d1。
13.本发明所提供的用于航空发动机的飞机式气膜孔冷却结构，还具有这样的特征，所述第三直线段和第四直线段的交点设为g点，所述圆柱体和锥体之间的截面设为04截面，则g点到04截面的最短直线与圆柱体中心线之间的夹角为锥体的前倾角θ，θ＝ 9
°‑
12
°
。
14.本发明的另一目的在于，提供一种涡轮叶片，所述涡轮叶片包括叶身和设置在叶身上的多个飞机式气膜孔冷却结构，所述飞机式气膜孔冷却结构为前述任一项所示的飞机式气膜孔冷却结构，
15.所述飞机式气膜孔冷却结构中轴线与所述叶身表面的夹角为ε，其中，ε＝35
°‑
50
°
，
16.所述飞机式气膜孔冷却结构中的气膜孔开孔方向朝向气流下游。
17.本发明所提供的涡轮叶片，还具有这样的特征，所述飞机式气膜孔冷却结构的孔排间距范围为5-10倍的d1。
18.有益效果
19.本发明所提供的用于航空发动机的飞机式气膜孔冷却结构，相较于常见的异型气膜孔，如簸箕型孔、圆锥型孔、水滴型孔，在气膜孔出口形状上进行了复杂设计；圆弧段13、直线段15和16形成的结构可以使冷气更好的沿展向发展，从而增加气膜的展向覆盖面积；直线段18和19形成的结构，可以有效抑制气膜孔出口的反向肾形涡的产生和发展，提升气膜孔下游的冷却结果；产生的气膜效率更高，相比于常见的圆孔和簸箕型异型气膜孔，在同等冷气量下，气膜效率分别提升100％和50％；冷气利用率高，即用更少的冷气可达到同等气膜覆盖效果。
20.另外，本发明提供的涡轮叶片基于在叶片上交错排列的飞机式气膜孔，该飞机式气膜孔在下游5倍的圆主体的直径d1的范围内具有良好的气膜覆盖效果。
附图说明
21.图1为本发明实施例所提供的飞机形平面图；
22.图2为本发明实施例提供的气膜孔结构的二维图；
23.图3为本发明实施例提供的飞机式气膜孔冷却结构与叶片表面位置关系示意图；
24.图4为本发明部分实施例所提供的单个飞机式气膜孔孔型平面图；
25.图5是多排气膜孔结构在涡轮叶片上的布置效果图；
26.图6是本发明实施例所提供的飞机式气膜孔下游流线图；
27.图7是本发明实施例所提供的飞机式气膜孔与圆孔的孔出口流线对比云图；
28.图8是不同形状气膜孔结构的气膜覆盖效果对比云图。
具体实施方式
29.下面结合附图与实施例对本发明作进一步的详细说明，但应当说明的是，这些实
施方式并非对本发明的限制，本领域普通技术人员根据这些实施方式所作的功能、方法、或者结构上的等效变换或替代，均属于本发明的保护范围之内。
30.在本发明实施例的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明创造和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明创造的限制。
31.此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明创造的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
32.术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明创造中的具体含义。
33.如图1-8所示，本实施例提供提供一种用于航空发动机的飞机式气膜孔冷却结构，所述冷却结构包括飞机式气膜孔型芯，所述飞机式气膜孔型芯包括固定连接的圆柱体2和锥体1，所述锥体1的出口形状呈飞机形，所述飞机形包括按顺序连接的第一弧线段11、第一直线段14、第二弧线段12、第二直线段17、第三直线段19、第四直线段18、第五直线段16、第三弧线段13以及第六直线段15，
34.所述第三直线段19和第四直线段18的交点g与所述第一弧线段的11圆心o1位于同一竖直线，所述飞机形沿轴左右对称。
35.在部分实施例中，所述圆柱体2的高为l1，所述锥体1的高为l2，则l2＝(l1+l2)*k，k为常数，k＝0.4～0.6。图2中截面05到截面04的具体为圆柱体2的高度，截面04到截面01的距离为锥体1的高度。
36.在部分实施例中，所述第一直线段14和第六直线段15的夹角为α，第二圆弧段12的圆点o3、第三圆弧13的圆点o2以及第一圆弧段11的圆点o1之间形成的夹角为δ，所述δ＞α。δ＞α保证了气膜孔出口的扩张效果。
37.在部分实施例中，所述第一直线段14和所述第二直线段17的夹角为β，β＝25
°‑
35
°
；基于飞机形结构为左右对称结构，则第五直线段16和第六直线段15之间的夹角同样为β；
38.第三直线段19和第四直线段18的夹角为γ，γ＝130
°‑
155
°
。
39.在部分实施例中，所述圆柱体2的直径为d1，所述第一弧线段11的圆心o1与第三直线段19和第四直线段18的交点的距离为l5，则l5＝d1。
40.在部分实施例中，所述第三直线段19和第四直线段18的交点设为g点，所述圆柱体和锥体之间的截面设为04截面，则g点到04截面的最短直线与圆柱体中心线之间的夹角为锥体的前倾角θ，θ＝ 9
°‑
12
°
。
41.在部分实施例中，提供了一种涡轮叶片，所述涡轮叶片包括叶身和设置在叶身上的多个飞机式气膜孔冷却结构，所述飞机式气膜孔冷却结构为前述任一项所示的飞机式气
膜孔冷却结构，
42.所述飞机式气膜孔冷却结构中轴线与所述叶身表面的夹角为ε，其中，ε＝35
°‑
50
°
，
43.所述飞机式气膜孔冷却结构中的锥体的气膜孔开孔方向朝向气流下游。
44.在部分实施例中，所述飞机式气膜孔冷却结构的孔排间距范围为5-10倍的d1。
45.在部分实施例中，带飞机式气膜孔冷却结构的涡轮叶片的制备步骤如下：
46.步骤一，绘制一个直径d1＝0.5mm的圆(o1)，在距圆心o1，距离为l4＝0.75mm的位置建立圆心o2，绘制一个直径d2＝0.25mm的圆(o2)；在距圆心o1，距离为l5＝0.75mm的位置建立圆心o3，绘制一个直径d3＝0.25mm的圆(o3)，使三个圆的夹角δ＝110
°
。
47.步骤二，通过圆切点a、b、c、d绘制直线段14和15；再通过圆切点e、f以β＝25
°
绘制直线段16和17。
48.步骤三，在距圆心o1，距离为l6＝0.5mm的位置建立g点，以γ＝135
°
绘制直线段18和19，两者与直线段16和17相交，建立h、i点；最后减去圆(o1)，(o2)，(o3)包含在孔型内部区域的曲线部分，余下曲线11-19就构成了本发明的飞机式气膜孔的出口形状，如图1所示。
49.步骤四，在绘制完成飞机式气膜孔平面形状10的基础上，在与圆(1)中心点o1相距l2＝0.6mm的位置建立圆柱段圆心o4，以此为圆点绘制直径为0.5mm的圆21；将飞机式气膜孔平面形状10与圆21通过曲线组的方式相连，形成锥体1；再将圆(21)沿轴向拉伸l1＝0.9mm长度至截面22，形成圆柱体2；锥体1和圆柱体2共同组成本发明飞机式气膜孔单元体，如图2所示。
50.步骤五，将飞机式气膜孔与叶片表面3成ε＝35
°
角放置，如图3所示，用叶片模型与飞机式气膜孔型芯求差，得到叶片上飞机式气膜孔孔型，如图4所示。
51.步骤六，将步骤五得到的飞机式气膜孔，沿纵向按间距3.0mm，沿横向按间距3.0mm～4.5mm进行排列，最终得到叶片表面上的多排飞机式气膜孔。如图5。
52.在另一实施例中，带飞机式气膜孔冷却结构的涡轮叶片的制备步骤如下：
53.步骤一，绘制一个直径d1＝0.73mm的圆(o1)，在距圆心o1，距离为l4＝1.2mm的位置建立圆心o2，绘制一个直径d2＝0.3mm的圆(o2)；在距圆心o1，距离为l5＝1.2mm的位置建立圆心o3，绘制一个直径d3＝0.3mm的圆(o3)，使三个圆的夹角δ＝114
°
。
54.步骤二，通过圆切点a、b、c、d绘制直线段14和15；再通过圆切点e、f以β＝30
°
绘制直线段16和17。
55.步骤三，在距圆心o1，距离为l6＝0.73mm的位置建立g点，以γ＝140
°
绘制直线段18和19，两者与直线段16和17相交，建立h、i点；最后减去圆(o1)，(o2)，(o3)包含在孔型内部区域的曲线部分，余下曲线11-19就构成了本发明的飞机式气膜孔的出口形状，如图1所示。
56.步骤四，在绘制完成飞机式气膜孔平面形状10的基础上，在与圆(1)中心点o1相距l2＝0.7mm的位置建立圆柱段圆心o4，以此为圆点绘制直径为0.73mm的圆(21)；将飞机式气膜孔平面形状10与圆21通过曲线组的方式相连，形成锥体(1)；再将圆21沿轴向拉伸l1＝0.8mm长度至截面22，形成圆柱体2；锥体1和圆柱体2共同组成本发明飞机式气膜孔单元体，如图2所示。
57.步骤五，将飞机式气膜孔与叶片表面3成ε＝35
°
角放置，如图3所示，用叶片模型与
飞机式气膜孔型芯求差，得到叶片上飞机式气膜孔孔型，如图4所示。
58.步骤六，将步骤五得到的飞机式气膜孔，沿纵向按间距4.38mm，沿横向按间距4.38mm～5.84mm进行排列，最终得到叶片表面上的多排飞机式气膜孔。如图5。
59.如图6所示，前述实施例所提供的飞机式气膜孔结构，在气膜孔出口上游产生轻微的燃气入侵效果，如此带来的好处是使冷气从气膜孔喷出后可以快速地被主流燃气压至壁面，从而形成很好的覆壁面性；同时，直线段18和19形成的结构，也可以有效抑制气膜孔出口的反向肾形涡的产生和发展，进一步提升气膜孔下游的冷却结果。
60.如图7所示，前述实施例所提供的飞机式气膜孔结构，相比于常规圆孔在气膜孔出口形成的反向肾形涡更扁，印证了上文所述的飞机式气膜孔具有更好的覆壁性；同时由于圆弧段13、直线段15和16形成的结构的存在，飞机式气膜孔在反向肾形涡的两侧还额外形成了两个涡，使冷气更好的沿展向发展，从而增加气膜的展向覆盖面积。
61.如图8所示，从上至下依次为圆孔、簸箕型异型气膜孔、飞机式气膜孔在同等冷气量下产生的气膜效率。由图可知，本发明实施例所提出的飞机式气膜孔结构，产生的气膜效率更高，相比于常见的圆孔和簸箕型异型气膜孔，在同等冷气量下，气膜效率分别提升约100％和50％。除此之外，本发明提出的一种飞机式气膜孔结构，冷气的利用率高，即使用更少的冷气即可达到同等气膜覆盖效果。
62.以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变型，这些改进和变型也应视为本发明的保护范围。

技术特征：
1.一种用于航空发动机的飞机式气膜孔冷却结构，其特征在于，所述冷却结构包括飞机式气膜孔型芯，所述飞机式气膜孔型芯包括固定连接的圆柱体和锥体，所述锥体的出口形状呈飞机形，所述飞机形包括按顺序连接的第一弧线段、第一直线段、第二弧线段、第二直线段、第三直线段、第四直线段、第五直线段、第三弧线段以及第六直线段，所述第三直线段和第四直线段的交点与所述第一弧线段的圆心位于同一竖直线，所述飞机形沿轴左右对称。2.根据权利要求1所述的用于航空发动机的飞机式气膜孔冷却结构，其特征在于，所述圆柱体的高为l1，所述锥体的高为l2，则l2＝(l1+l2)*k，k为常数，k＝0.4～0.6。3.根据权利要求1所述的用于航空发动机的飞机式气膜孔冷却结构，其特征在于，所述第一直线段和第六直线段的夹角为α，第二圆弧段的圆点、第三圆弧的圆点以及第一圆弧段的圆点之间形成的夹角为δ，所述δ＞α。4.根据权利要求1所述的用于航空发动机的飞机式气膜孔冷却结构，其特征在于，所述第一直线段和所述第二直线段的夹角为β，β＝25
°‑
35
°
；第三直线段和第四直线段的夹角为γ，γ＝130
°‑
155
°
。5.根据权利要求1所述的用于航空发动机的飞机式气膜孔冷却结构，其特征在于，所述圆柱体的直径为d1，所述第一弧线段的圆心与第三直线段和第四直线段的交点的距离为l5，则l5＝d1。6.根据权利要求1所述的用于航空发动机的飞机式气膜孔冷却结构，其特征在于，所述第三直线段和第四直线段的交点设为g点，所述圆柱体和锥体之间的截面设为04截面，则g点到04截面的最短直线与圆柱体中心线之间的夹角为锥体的前倾角θ，θ＝9
°‑
12
°
。7.一种涡轮叶片，其特征在于，所述涡轮叶片包括叶身和设置在叶身上的多个飞机式气膜孔冷却结构，所述飞机式气膜孔冷却结构为权利要求1-6任一项所示的飞机式气膜孔冷却结构，所述飞机式气膜孔冷却结构中轴线与所述叶身表面的夹角为ε，其中，ε＝35
°‑
50
°
，所述飞机式气膜孔冷却结构中的气膜孔开孔方向朝向气流下游。8.根据权利要求7所述的涡轮叶片，其特征在于，所述飞机式气膜孔冷却结构的孔排间距范围为5-10倍的d1。

技术总结
本发明提供了一种用于航空发动机的飞机式气膜孔冷却结构，所述冷却结构包括飞机式气膜孔型芯，所述飞机式气膜孔型芯包括固定连接的圆柱体和锥体，所述锥体的出口形状呈飞机形，相较于常见的异型气膜孔，如簸箕型孔、圆锥型孔、水滴型孔，在气膜孔出口形状上进行了复杂设计，既可以通过圆孔控制冷气出流流量，又可以获得较好的气膜孔型，可以使冷气向叶片展向得到充分地发展，从而增加气膜的展向覆盖面积；可以有效抑制气膜孔出口的反向肾形涡的产生和发展，提升气膜孔下游的冷却结果。除此之外，本发明提出的一种飞机式气膜孔结构，产生的气膜效率更高，相比于常见的圆孔和簸箕型异型气膜孔，在同等冷气量下，气膜效率分别提升100％和50％。100％和50％。100％和50％。


技术研发人员：崔亭亭 梁津华 令狐兴州 娄德仓 王鹏飞
受保护的技术使用者：中国航发四川燃气涡轮研究院
技术研发日：2023.02.07
技术公布日：2023/6/28