一种航空发动机涡轮叶片气膜冷却结构

1.本发明属于航空发动机涡轮叶片冷却技术领域，涉及一种航空发动机涡轮叶片气膜冷却结构，具体涉及一种气膜冷却孔设置为双c形扩张气膜孔的涡轮叶片气膜冷却结构，本发明所采用的前后布置的双c形扩张气膜孔，有利于在涡轮叶片表面快速形成反肾形涡，抑制肾形涡，增强气膜的附壁能力，同时，气动损失无明显增加，且双c形扩张气膜孔的整体结构相对简单，加工难度与现有圆柱气膜孔差别不大，膜冷却效果可以得到大幅提升，具有广泛的应用前景。


背景技术：

2.涡轮叶片是航空涡轮发动机中热负荷和机械负荷最高的零件，烧蚀、裂纹、剥落、断裂是涡轮叶片常见的故障，这些故障几乎都与涡轮叶片的受热状况密切相关，现有先进的民用大涵道比航空发动机涡轮进口温度已经超过2000k，远高于目前涡轮叶片材料所能承受的最高温度，为保证涡轮叶片安全可靠地工作，到目前为止,传热设计中主要采用扰动对流冷却、冲击冷却、气膜冷却、发汗冷却、层板冷却与热障涂层等方式的组合设计以实现对涡轮叶片的冷却，气膜冷却由于其冷却效率较高并且布置方式相对比较灵活，是目前燃气轮机中高温部件的主要冷却方式之一，利用气膜冷却技术能够保护叶片在高温主燃气流环境下的正常工作，避免叶片因为高温发生蠕变或损伤。气膜冷却技术中，低温冷却射流通过叶片表面的孔或缝沿一定喷射方向进入高温主燃气流区域，由于高温主燃气流的压力以及壁面的摩擦作用使低温冷却射流覆盖叶片表面，将高温主燃气流与叶片隔绝，削弱高温主燃气流与叶片的换热过程,从而降低叶片的温度，并且避免了高温燃气中杂质对叶片的腐蚀。气膜冷却效率不仅受低温冷却射流的吹风比、密度比、高温燃气主流雷诺数等流动参数的影响，还与气膜冷却孔的几何形状及其参数关系密切。
3.目前，在气膜孔的几何形状优化方面，研究人员对复合角气膜孔、异形孔等进行了大量研究。结果表明，与现有常用的圆柱形气膜孔相比，改善气膜孔的结合形状可以有效的提升气膜冷却效果。这主要是因为：圆柱形气膜孔射流与主流掺混过程中，由于射流与主流的温度和速度差异，在待冷却涡轮叶片壁面上会形成如图3所示的肾形涡10，肾形涡10的存在会迫使低温冷却射流脱离待冷却涡轮叶片壁面，使得高温主燃气流得以重新贴附叶片壁面，导致叶片壁面上的气膜覆盖面积减少，气膜冷却效果降低。改善气膜孔的几何形状，并在一定程度上增大气膜孔的出口面积，以降低射流的出口速度，有利于削弱肾形涡的形成及其影响，从而达到提高气膜冷却效果的目的。然而，异型孔等气膜孔结构比较复杂，加工难度相对较大，加工成本也相对较高。同时，对涡轮叶片表面的主流气动性能有一定影响，并增加气动损失。


技术实现要素：

4.(一)发明目的
5.针对现有技术的上述缺陷和不足，本发明目的在于提出一种航空发动机涡轮叶片
气膜冷却结构，该涡轮叶片气膜冷却结构中的气膜冷却孔设置为双c形扩张气膜孔结构，该结构针对现有圆柱气膜孔容易在叶片表面气膜孔出口附近形成肾形涡从而导致抬升冷气、降低气膜的覆盖面积、恶化冷却效果的技术问题，通过采用双c形扩张气膜孔在气膜孔出口附近构建反肾形涡来抑制肾形涡的形成及其作用，从而达到增强气膜附壁的目的，同时，气动损失无明显增加，且双c形扩张气膜孔具有结构简单和适用性宽的优点，其加工难度与现有圆柱气膜孔差别不大，膜冷却效果可以得到大幅提升，膜冷却效果可以得到大幅提升，具有广泛的应用前景。
6.(二)技术方案
7.本发明为实现其发明目的、解决其技术问题，所采用的技术方案为：
8.一种航空发动机涡轮叶片气膜冷却结构，所述涡轮叶片为空心叶片，其叶片内部腔体中充有从外部引入的低温冷却高压气体，其叶片壁面基体上布置有多个与所述叶片内部腔体连通的双c形扩张气膜冷却孔对，所述涡轮叶片的外部为高温主燃气流形成的高温环境，所述气膜冷却孔用于将所述叶片内部腔体内的高压气体以低温冷却射流的方式喷射至所述高温环境中，并形成覆盖在所述涡轮叶片外壁面上的冷却气膜，其特征在于，
9.每一所述双c形扩张气膜冷却孔对均包括一上游c形扩张气膜孔和一下游c形扩张气膜孔，所述上游c形扩张气膜孔、下游c形扩张气膜孔沿所述高温主燃气流的主流方向呈前后布置，二者轴心的连线与所述高温主燃气流的主流方向平行，且所述上游c形扩张气膜孔、下游c形扩张气膜孔的进气端均形成在涡轮叶片壁面基体的内侧壁面上，出气端均形成在涡轮叶片壁面基体的外侧壁面上，所述上游c形扩张气膜孔与下游c形扩张气膜孔的进气端之间的孔间距e与二者出气端之间的孔间距f相当；
10.所述上游c形扩张气膜孔、下游c形扩张气膜孔的横截面均呈半椭圆弧形狭缝孔，且所述半椭圆弧形狭缝孔的长轴方向基本与所述高温主燃气流的主流方向垂直、短轴方向基本与所述高温主燃气流的主流方向平行；
11.所述上游c形扩张气膜孔、下游c形扩张气膜孔的c形孔均包括一在径向上处于内侧的内环侧壁和一在径向上处于外侧的外环侧壁，且在出气端，所述外环侧壁的长轴半径为a1、短轴半径为b1，所述内环侧壁的长轴半径为a2、短轴半径为b2；在进气端，所述外环侧壁的长轴半径为a3、短轴半径为b3，所述内环侧壁4的长轴半径为a4、短轴半径为b4；并且其中，a4≤a2，b4≤b2，a3≤a1，b3≤b1；
12.所述上游c形扩张气膜孔、下游c形扩张气膜孔的内环侧壁与外环侧壁之间由其进气端到出气端均呈具有扩张角α的扩张型；
13.所述上游c形扩张气膜孔、下游c形扩张气膜孔均以倾斜状态设置在所述叶片壁面基体上，其中心线与所述叶片壁面基体的壁面切线方向之间的夹角θ为锐角。
14.本发明优选的实例中，所述双c形扩张气膜冷却孔对以阵列方式布置在所述叶片壁面基体上，相邻两所述双c形扩张气膜冷却孔对之间在垂直于所述高温主燃气流的主流方向上的孔间距p在3a1～6a1之间。
15.本发明优选的实例中，所述上游c形扩张气膜孔、下游c形扩张气膜孔的中心线与所述叶片壁面基体的壁面切线方向之间的夹角θ的数值范围在20～60
°
之间。
16.本发明优选的实例中，所述上游c形扩张气膜孔、下游c形扩张气膜孔的内环侧壁与外环侧壁由其进气端到出气端之间的扩张角α的数值范围在0～6
°
之间。
17.本发明优选的实例中，在出气端，所述外环侧壁的长轴半径a1的数值范围在4～10mm之间、短轴半径b1的数值范围在2～5mm之间，所述内环侧壁的长轴半径a2的数值范围在3～7mm之间、短轴半径b2的数值范围在1～2mm之间。
18.本发明优选的实例中，在进气端，所述外环侧壁的长轴半径a3的数值范围在1.6～4mm之间、短轴半径b3的数值范围在0.4～2mm之间，所述内环侧壁的长轴半径a4的数值范围在1.2～3mm之间、短轴半径b4的数值范围在0.4～1mm之间。
19.本发明优选的实例中，所述上游c形扩张气膜孔与下游c形扩张气膜孔的进气端之间的孔间距e的数值范围在a1～2a1之间，二者出气端之间的孔间距f的数值范围在a1～2a1之间。
20.本发明的航空发动机涡轮叶片气膜冷却结构，其工作原理为：
21.针对现有涡轮叶片气膜冷却结构中气膜孔采用圆柱气膜孔，其容易在叶片表面气膜孔出口附近形成肾形涡从而导致冷气抬升、气膜覆盖面积降低、气膜冷却效果恶化的技术问题，本发明提出的涡轮叶片气膜冷却结构，通过将现有的圆柱气膜孔替换为双c形扩张气膜孔，一方面，双c形扩张气膜孔中的上、下游c形扩张气膜孔的横截面均呈半椭圆弧形狭缝孔，且半椭圆弧形狭缝孔的长轴方向基本与高温主燃气流的主流方向垂直、短轴方向基本与高温主燃气流的主流方向平行，由于双c形扩张气膜孔在垂直主流方向的尺寸大于平行主流方向的尺寸，使得形成在涡轮叶片待冷却表面上的气膜的横向覆盖宽度增加、覆盖面积增大，一定程度上提高了气膜冷却效果。
22.另一方面，更加主要的原因在于，将现有的圆柱气膜孔替换为双c形扩张气膜孔后，由于双c形扩张气膜孔中的上、下游c形扩张气膜孔在其出口处均具有一定的扩张角α(0～6
°
)，由于气膜孔出口扩张角α的存在，低温冷却受流经过具有扩张角α的出口时，流速将减小并压力增加，从而可以在叶片表面气膜孔出口附近形成一对与肾形涡旋转方向相反的涡流，即反肾形涡。反肾形涡可以抵消或部分抵消肾形涡的作用，因为二者具有相反的方向和速度，使得肾形涡的纵向高度减小、横向宽度增加，肾形涡可能会导致的气体流动不稳定、气膜不均匀压力分布、气膜冷却效率降低的不利影响都得到抑制，从而也极大提高了气膜在涡轮叶片待冷却表面上的覆盖区域面积。此外，反肾形涡的生成还有助于减小气膜流量的变化范围，从而提高气膜冷却的均匀性和一致性。因为反肾形涡的形成可以平衡气体流动中的动量和质量传递，减小气体流量的变化范围，从而减少了气膜的不均匀性和波动性。还需要指出的是，本发明中通过调整双c形扩张气膜孔中上、下游c形扩张气膜孔在进气端的孔间距e、出气端的孔间距f，可以非常方便的调整反肾形涡的尺度，优化气体流动的分布和速度，从而控制气膜覆盖能力和冷却效果，提高气膜冷却的效率、均匀性和稳定性。
23.最后还需要指出的是，本发明采用双c形扩张气膜孔在气膜孔出口附近构建反肾形涡来抑制肾形涡的形成及其作用，从而达到增强气膜附壁的目的，同时，气动损失无明显增加，且双c形扩张气膜孔具有结构简单和适用性宽的优点，其加工难度与现有圆柱气膜孔差别不大，膜冷却效果可以得到大幅提升，膜冷却效果可以得到大幅提升，具有广泛的应用前景。
24.(三)技术效果
25.同现有技术相比，本发明提供的带有双c形扩张气膜孔对的航空发动机涡轮叶片气膜冷却结构，具有以下特点和显著的技术效果：
26.(1)结构独特：本发明的航空发动机涡轮叶片气膜冷却结构中，双c形扩张气膜孔包括一对前后布置的扩张气膜孔，不依托任何已有的气膜孔结构，整体结构相对简单，对加工工艺要求不高。
27.(2)可调性好：本发明的航空发动机涡轮叶片气膜冷却结构中，通过调整上游孔和下游孔间距，可以直接改变肾形涡和反肾形涡的结构，方便在不同的应用对象上获取良好的冷却效果。
28.(3)用途广泛：本发明的航空发动机涡轮叶片气膜冷却结构，可用于涡轮导叶、动叶、燃烧室等航空发动机热端部件，实现不同需求的高效冷却。
29.(4)冷效改善明显：本发明的航空发动机涡轮叶片气膜冷却结构，从根源上抑制了肾形涡的负面作用，冷却效果改善良好。
附图说明
30.图1为本发明的航空发动机涡轮叶片气膜冷却结构的俯视图。
31.图2为本发明中双c形扩张气膜孔对的剖视图。
32.图3为现有圆柱气膜孔肾形涡结构示意图。
33.图4为双c形扩张气膜孔肾形涡与反肾形涡结构示意图。
34.附图标记说明：
35.1-涡轮叶片壁面基体，2-上游c形扩张气膜孔，3-下游c形扩张气膜孔，4-内环侧壁，5-外环侧壁，6-进气端，7-出气端，8-主流，9-射流，10-现有圆柱气膜孔形成的肾形涡，11-双c形扩张气膜孔对形成的肾形涡，12-双c形扩张气膜孔对形成的反肾形涡，e-上游c形扩张气膜孔与下游c形扩张气膜孔的进气端之间的孔间距，f-上游c形扩张气膜孔与下游c形扩张气膜孔之间的孔间距，a1-外环侧壁出气端的长轴半径，b1-外环侧壁出气端的短轴半径，a2-内环侧壁出气端的长轴半径，b2-内环侧壁出气端的短轴半径，a3-外环侧壁进气端的长轴半径，b3-外环侧壁进气端的短轴半径，a4-内环侧壁进气端的长轴半径，b4-内环侧壁进气端的短轴半径，θ-上游c形扩张气膜孔、下游c形扩张气膜孔中心线与叶片壁面基体的壁面切线方向之间的夹角，α-内环侧壁与外环侧壁由其进气端到出气端之间的扩张角，m1-现有圆柱气膜孔形成的肾形涡的高度尺寸，m2-双c形扩张气膜孔对形成的肾形涡的高度尺寸，m3-双c形扩张气膜孔对形成的反肾形涡的高度尺寸，n1-现有圆柱气膜孔形成的肾形涡的宽度尺寸，n2-双c形扩张气膜孔对形成的肾形涡的宽度尺寸，n3-双c形扩张气膜孔对形成的反肾形涡的宽度尺寸。
具体实施方式
36.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。
37.如图1～2所示，本发明的航空发动机涡轮叶片气膜冷却结构，涡轮叶片为空心叶片，其叶片内部腔体中充有从外部引入的低温冷却高压气体，其叶片壁面基体1上布置有多个与叶片内部腔体连通的双c形扩张气膜冷却孔对，涡轮叶片的外部为高温主燃气流形成的高温环境，气膜冷却孔用于将叶片内部腔体内的高压气体以低温冷却射流的方式喷射至高温环境中，并形成覆盖在涡轮叶片外壁面上的冷却气膜。
38.每一双c形扩张气膜冷却孔对均包括一上游c形扩张气膜孔2和一下游c形扩张气膜孔3，上游c形扩张气膜孔2、下游c形扩张气膜孔3沿高温主燃气流的主流方向呈前后布置，二者轴心的连线与高温主燃气流的主流方向平行，且上游c形扩张气膜孔2、下游c形扩张气膜孔3的进气端均形成在涡轮叶片壁面基体1的内侧壁面上，出气端均形成在涡轮叶片壁面基体1的外侧壁面上，上游c形扩张气膜孔2与下游c形扩张气膜孔3的进气端之间的孔间距e与二者出气端之间的孔间距f相当。
39.上游c形扩张气膜孔2、下游c形扩张气膜孔3的横截面均呈半椭圆弧形狭缝孔，且半椭圆弧形狭缝孔的长轴方向基本与高温主燃气流的主流方向垂直、短轴方向基本与高温主燃气流的主流方向平行；上游c形扩张气膜孔2、下游c形扩张气膜孔3的c形孔均包括一在径向上处于内侧的内环侧壁4和一在径向上处于外侧的外环侧壁5，且在出气端，外环侧壁5的长轴半径为a1、短轴半径为b1，内环侧壁4的长轴半径为a2、短轴半径为b2；在进气端，外环侧壁5的长轴半径为a3、短轴半径为b3，内环侧壁4的长轴半径为a4、短轴半径为b4；并且其中，a4≤a2，b4≤b2，a3≤a1，b3≤b1。
40.上游c形扩张气膜孔2、下游c形扩张气膜孔3的内环侧壁4与外环侧壁5之间由其进气端到出气端均呈具有扩张角α的扩张型；上游c形扩张气膜孔2、下游c形扩张气膜孔3均以倾斜状态设置在叶片壁面基体1上，其中心线与叶片壁面基体1的壁面切线方向之间的夹角θ为锐角。
41.本发明优选的实例中，双c形扩张气膜冷却孔对以阵列方式布置在叶片壁面基体1上，相邻两双c形扩张气膜冷却孔对之间在垂直于高温主燃气流的主流方向上的孔间距p在3a1～6a1之间。上游c形扩张气膜孔2、下游c形扩张气膜孔3的中心线与叶片壁面基体1的壁面切线方向之间的夹角θ的数值范围在20～60
°
之间。上游c形扩张气膜孔2、下游c形扩张气膜孔3的内环侧壁4与外环侧壁5由其进气端到出气端之间的扩张角α的数值范围在0～6
°
之间。
42.在出气端，所述外环侧壁的长轴半径a1的数值范围在4～10mm之间、短轴半径b1的数值范围在2～5mm之间，所述内环侧壁的长轴半径a2的数值范围在3～7mm之间、短轴半径b2的数值范围在1～2mm之间；在进气端，所述外环侧壁的长轴半径a3的数值范围在1.6～4mm之间、短轴半径b3的数值范围在0.4～2mm之间，所述内环侧壁的长轴半径a4的数值范围在1.2～3mm之间、短轴半径b4的数值范围在0.4～1mm之间。上游c形扩张气膜孔与下游c形扩张气膜孔的进气端之间的孔间距e的数值范围在a1～2a1mm之间，二者出气端之间的孔间距f的数值范围在a1～2a1 mm之间。
43.更加具体的，图1所示为本发明的带有双c形扩张气膜孔对的航空发动机涡轮叶片气膜冷却结构的俯视图(x-z面)，虚线部分为孔内部结构。可以看出，双c形扩张气膜孔包括上游c形扩张气膜孔2和下游c形扩张气膜孔3，两个孔2、3沿高温主燃气流的主流方向呈前后布置，二者在进气端的孔间距为e，在出气端的孔间距为f。每一c形孔2、3均包括内环侧壁
4和外环侧壁5。进气端内环侧壁4的长轴半径为a4，短轴半径为b4；进气端外环侧壁5的长轴半径为a3，短轴半径为b3；出气端内环侧壁4的长轴半径为a2，短轴半径为b2；出气端外环侧壁5的长轴半径为a1，短轴半径为b1；其中，a4≤a2，b4≤b2，a3≤a1，b3≤b1；涡轮叶片壁面基体1上可以布置多排双c形扩张气膜孔对，同排相邻孔对之间的间距为p。
44.图2所示为本发明中双c形扩张气膜孔对的剖视图(y-z截面)，双c形扩张气膜孔对中上、下游c形扩张气膜孔2、3的中心线与与叶片壁面基体1的壁面切线方向之间的夹角为θ(20～60
°
)，双c形扩张气膜孔对中上、下游c形扩张气膜孔2、3从进气端到出气端成扩张型，扩张角为α(0～6
°
)。
45.图3为现有圆柱形气膜孔射流与主流在x-y截面上形成的肾形涡，该涡极易使气膜脱离壁面，弱化冷却效果。图4为本发明采用双c形扩张气膜孔对形成的肾形涡与反肾形涡。对比图3、4可以看出，气膜孔改进结构后带来几个显而易见的技术效果：
46.现有涡轮叶片气膜冷却结构中气膜孔采用圆柱气膜孔，其容易在叶片表面气膜孔出口附近形成肾形涡从而导致冷气抬升、气膜覆盖面积降低、气膜冷却效果恶化等技术问题，如图3所示，本发明提出的涡轮叶片气膜冷却结构，通过将现有的圆柱气膜孔替换为双c形扩张气膜孔，一方面，双c形扩张气膜孔中的上、下游c形扩张气膜孔的横截面均呈半椭圆弧形狭缝孔，且半椭圆弧形狭缝孔的长轴方向基本与高温主燃气流的主流方向垂直、短轴方向基本与高温主燃气流的主流方向平行，由于双c形扩张气膜孔在垂直主流方向的尺寸大于平行主流方向的尺寸，使得形成在涡轮叶片待冷却表面上的气膜的横向覆盖宽度增加、覆盖面积增大，一定程度上提高了气膜冷却效果。
47.另一方面，更加主要的原因在于，将现有的圆柱气膜孔替换为双c形扩张气膜孔后，由于双c形扩张气膜孔中的上、下游c形扩张气膜孔在其出口处均具有一定的扩张角α(0～6
°
)，由于气膜孔出口扩张角α的存在，低温冷却受流经过具有扩张角α的出口时，流速将减小并压力增加，从而可以在叶片表面气膜孔出口附近形成一对与肾形涡旋转方向相反的涡流，即反肾形涡。反肾形涡可以抵消或部分抵消肾形涡的作用，因为二者具有相反的方向和速度，使得肾形涡的纵向高度减小、横向宽度增加，肾形涡可能会导致的气体流动不稳定、气膜不均匀压力分布、气膜冷却效率降低的不利影响都得到抑制，从而也极大提高了气膜在涡轮叶片待冷却表面上的覆盖区域面积。此外，反肾形涡的生成还有助于减小气膜流量的变化范围，从而提高气膜冷却的均匀性和一致性。因为反肾形涡的形成可以平衡气体流动中的动量和质量传递，减小气体流量的变化范围，从而减少了气膜的不均匀性和波动性。还需要指出的是，本发明中通过调整双c形扩张气膜孔中上、下游c形扩张气膜孔在进气端的孔间距e、出气端的孔间距f，可以非常方便的调整反肾形涡的尺度，优化气体流动的分布和速度，从而控制气膜覆盖能力和冷却效果，提高气膜冷却的效率、均匀性和稳定性。
48.最后还需要指出的是，本发明提供的带有双c形扩张气膜孔对的航空发动机涡轮叶片气膜冷却结构已经通过不同参数下的气膜冷却特性数值模拟进行验证，相较于简单的圆柱气膜孔，肾型涡明显被抑制，气膜附壁能力大大提升。典型工况分析得出，冷却效率平均提升了20％。同时，该结构简单，适用性宽，是一种很有应用前景的新型冷却结构。
49.通过上述实施例，完全有效地实现了本发明的目的。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。

技术特征：
1.一种航空发动机涡轮叶片气膜冷却结构，所述涡轮叶片为空心叶片，其叶片内部腔体中充有从外部引入的低温冷却高压气体，其叶片壁面基体上布置有多个与所述叶片内部腔体连通的双c形扩张气膜冷却孔对，所述涡轮叶片的外部为高温主燃气流形成的高温环境，所述气膜冷却孔用于将所述叶片内部腔体内的高压气体以低温冷却射流的方式喷射至所述高温环境中，并形成覆盖在所述涡轮叶片外壁面上的冷却气膜，其特征在于，每一所述双c形扩张气膜冷却孔对均包括一上游c形扩张气膜孔和一下游c形扩张气膜孔，所述上游c形扩张气膜孔、下游c形扩张气膜孔沿所述高温主燃气流的主流方向呈前后布置，二者轴心的连线与所述高温主燃气流的主流方向平行，且所述上游c形扩张气膜孔、下游c形扩张气膜孔的进气端均形成在涡轮叶片壁面基体的内侧壁面上，出气端均形成在涡轮叶片壁面基体的外侧壁面上，所述上游c形扩张气膜孔与下游c形扩张气膜孔的进气端之间的孔间距e与二者出气端之间的孔间距f相当；所述上游c形扩张气膜孔、下游c形扩张气膜孔的横截面均呈半椭圆弧形狭缝孔，且所述半椭圆弧形狭缝孔的长轴方向基本与所述高温主燃气流的主流方向垂直、短轴方向基本与所述高温主燃气流的主流方向平行；所述上游c形扩张气膜孔、下游c形扩张气膜孔的c形孔均包括一在径向上处于内侧的内环侧壁和一在径向上处于外侧的外环侧壁，且在出气端，所述外环侧壁的长轴半径为a1、短轴半径为b1，所述内环侧壁的长轴半径为a2、短轴半径为b2；在进气端，所述外环侧壁的长轴半径为a3、短轴半径为b3，所述内环侧壁4的长轴半径为a4、短轴半径为b4；并且其中，a4≤a2，b4≤b2，a3≤a1，b3≤b1；所述上游c形扩张气膜孔、下游c形扩张气膜孔的内环侧壁与外环侧壁之间由其进气端到出气端均呈具有扩张角α的扩张型；所述上游c形扩张气膜孔、下游c形扩张气膜孔均以倾斜状态设置在所述叶片壁面基体上，其中心线与所述叶片壁面基体的壁面切线方向之间的夹角θ为锐角。2.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片气膜冷却结构，其特征在于，所述双c形扩张气膜冷却孔对以阵列方式布置在所述叶片壁面基体上，相邻两所述双c形扩张气膜冷却孔对之间在垂直于所述高温主燃气流的主流方向上的孔间距p在3a1～6a1之间。3.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片气膜冷却结构，其特征在于，所述上游c形扩张气膜孔、下游c形扩张气膜孔的中心线与所述叶片壁面基体的壁面切线方向之间的夹角θ的数值范围在20～60
°
之间。4.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片气膜冷却结构，其特征在于，所述上游c形扩张气膜孔、下游c形扩张气膜孔的内环侧壁与外环侧壁由其进气端到出气端之间的扩张角α的数值范围在0～6
°
之间。5.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片气膜冷却结构，其特征在于，在出气端，所述外环侧壁的长轴半径a1的数值范围在4～10mm之间、短轴半径b1的数值范围在2～5mm之间，所述内环侧壁的长轴半径a2的数值范围在3～7mm之间、短轴半径b2的数值范围在1～2mm之间。6.根据权利要求5所述的航空发动机涡轮叶片气膜冷却结构，其特征在于，在进气端，所述外环侧壁的长轴半径a3的数值范围在1.6～4mm之间、短轴半径b3的数值范围在0.4～2mm之间，所述内环侧壁的长轴半径a4的数值范围在1.2～3mm之间、短轴半径b4的数值范围
在0.4～1mm之间。7.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片气膜冷却结构，其特征在于，所述上游c形扩张气膜孔与下游c形扩张气膜孔的进气端之间的孔间距e的数值范围在a1～2a1之间，二者出气端之间的孔间距f的数值范围在a1～2a1之间。

技术总结
本发明公开了一种航空发动机涡轮叶片气膜冷却结构，该涡轮叶片气膜冷却结构中的气膜冷却孔设置为双C形扩张气膜孔结构，该结构针对现有圆柱气膜孔容易在叶片表面气膜孔出口附近形成肾形涡从而导致抬升冷气、降低气膜的覆盖面积、恶化冷却效果的技术问题，通过采用双C形扩张气膜孔在气膜孔出口附近构建反肾形涡来抑制肾形涡的形成及其作用，从而达到增强气膜附壁的目的，同时，气动损失无明显增加，且双C形扩张气膜孔具有结构简单和适用性宽的优点，其加工难度与现有圆柱气膜孔差别不大，膜冷却效果可以得到大幅提升，膜冷却效果可以得到大幅提升，具有广泛的应用前景。具有广泛的应用前景。具有广泛的应用前景。


技术研发人员：李国庆 李辉 刘浩 张深 李昂 张燕峰 卢新根
受保护的技术使用者：中国科学院工程热物理研究所
技术研发日：2023.03.22
技术公布日：2023/6/12