一种带内螺纹圆柱气膜孔的航空发动机热端部件冷却结构

1.本发明属于航空发动机热端部件冷却技术领域，涉及一种航空发动机热端部件冷却结构，具体涉及一种带内螺纹圆柱气膜孔的航空发动机热端部件冷却结构，其中带内螺纹沟槽的圆柱气膜孔，有利于在待冷却壁面快速形成反肾形涡，从而抑制肾形涡的形成并增强气膜的附壁能力，同时气动损失无明显增加，由于整体结构相对简单，加工难度与传统的圆柱形气膜孔差别不大，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.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，远高于涡轮叶片等发动机热端部件材料所能承受的最高温度，为防止诸如涡轮叶片等航空发动机热端部件发生过热，现有技术主要通过内部冷却(通过在涡轮叶片内部引入例如燃料或气体等冷却流体来降低叶片温度，不足之处主要在于实现方式比较困难，需要对叶片进行复杂的改进和设计)、通风冷却(通过在叶片上开放气流通道来冷却叶片，不足之处主要在于通风冷却技术会增加涡轮叶片的阻力，降低发动机的效率)、热障涂层等(通过在叶片表面涂覆一层热障涂层来降低叶片表面温度，不足之处主要在于热障涂层技术的耐久性较差，需要经常更换涂层)多种方式进行冷却。
3.现有常用的气膜冷却技术，本质上属于上述列举中的通风冷却技术，气膜冷却技术具有其独特的优点，例如高效性(气膜冷却技术能够有效地降低叶片表面温度，从而提高叶片的寿命和性能)、均匀性(气膜冷却技术能够在叶片表面形成一个均匀的气膜，从而使叶片表面的温度分布更加均匀)、稳定性(气膜冷却技术能够在涡轮叶片高速旋转的情况下保持稳定的冷却效果)，利用气膜冷却技术能够有效保护涡轮叶片在高温环境下的正常工作，避免叶片因为高温发生蠕变或损伤。然而，气膜冷却技术也存在一些不足之处，例如气膜冷却效率不仅受吹风比、密度比、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参数关系密切，同时由于气膜冷却技术会在叶片表面形成一个气膜，一定程度上会影响气体在叶片表面的流动，从而导致涡轮的效率下降。
4.目前，在气膜孔形状的优化以提升气膜冷却效率方面，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，与传统的圆柱形气膜孔相比，改善气膜孔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会形成肾形涡，迫使低温冷却射流脱离壁面，高温主燃气流重新贴附壁面，导致气膜覆盖面积减少，气膜冷却效果降低，如图3所示，图中，附图标记8为传统圆柱气膜孔在待冷却壁面上形成的肾形涡，m1为现有圆柱气膜孔形成的肾形涡的高度尺寸，n1为现有圆柱气膜孔形成的肾形涡的宽度尺寸。改善气膜孔形状，在一定程度上增大出口面积，降低射流出口速度，削弱肾形涡的影响，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，加工难度大，加工成本高。同时，对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：

5.(一)发明目的
6.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带内螺纹圆柱气膜孔的航空发动机热端部件冷却结构，针对传统圆柱气膜孔的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会形成肾形涡，肾形涡会迫使低温冷却射流脱离壁面，高温主燃气流重新贴附壁面，导致气膜覆盖面积减少，气膜冷却效果降低的技术问题，本发明在保留圆柱气膜孔的主体结构不变的前提下，通过直接在圆柱气膜孔内部设置内螺纹沟槽，通过内螺纹沟槽诱导旋流来抑制肾形涡在热端部件待冷却壁面上的形成及其作用，从而达到增强气膜附壁的目的，具有结构简单和适用性宽的优点。
7.(二)技术方案
8.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：
9.一种带内螺纹圆柱气膜孔的航空发动机热端部件冷却结构，所述航空发动机热端部件的待冷却壁面基体上以阵列方式布置有多个气膜孔，各所述气膜孔沿其中心线由所述待冷却壁面基体的外侧壁面延伸至其内侧壁面，用于将低温冷却射流由所述外侧空间喷射至所述内侧壁面限定的高温区内，以形成覆盖所述内侧壁面的冷却气膜，其特征在于，
10.每一所述气膜孔的主体部分为一圆柱形通孔，所述圆柱形通孔的内壁上设有沿其进气端延伸至出气端的内螺纹沟槽，且所述内螺纹沟槽的深度与其螺距t相当，其螺距t为所述圆柱通孔直径d的1/10～1/5，且阵列布置的多排气膜孔中，相邻两所述气膜孔之间的孔间距p略大于所述圆柱通孔直径d；
11.每一所述气膜孔均以倾斜状态设置在所述待冷却壁面基体上，且所述气膜孔的中心线与所述待冷却壁面基体的壁面切线方向之间的夹角θ为锐角。
12.本发明优选的实例中，所述圆柱通孔直径d在2～10mm之间，所述内螺纹沟槽的螺距t在0.2～2mm之间。
13.本发明优选的实例中，阵列布置的多排气膜孔中，相邻两所述气膜孔之间的孔间距p在4～20mm之间。
14.本发明优选的实例中，所述气膜孔的中心线与所述待冷却壁面基体的壁面切线方向之间的夹角θ在20～60
°
之间。
15.本发明的带内螺纹圆柱气膜孔的航空发动机热端部件冷却结构，其工作原理为：针对现有圆柱气膜孔的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会形成肾形涡，肾形涡会迫使低温冷却射流脱离壁面，高温燃气主流重新贴附壁面，导致气膜覆盖面积减少，气膜冷却效果降低的技术问题，本发明在保留圆柱气膜孔的主体结构不变的前提下，通过直接在现有圆柱气膜孔的内壁上设置具有一定槽深并在长度方向上沿气膜孔中心线延伸的内螺纹沟槽，通过内螺纹沟槽一方面可以改变射流在气膜孔内的流动结构，诱导射流在喷射出气膜孔后形成一个旋流，这个旋流可以沿着螺纹沟槽的螺旋方向运动，并在气膜孔周围形成一个涡流结构，这个涡流结构可以抑制肾形涡在热端部件待冷却壁面上的形成及其作用，诱导旋流来抑制肾形涡在热端部件待冷却壁面上的形成及其作用，从而达到增强气膜附壁的目的，具有结构简单和适用性宽的优点。此外，在气膜孔的内壁上设置内螺纹沟槽，存在还可以增加射流与孔洞内壁之间的摩擦，从而增强气体的湍流强度。湍流强度的增加可以促进气体的混合和热传递，并提高气膜的冷却效率。
16.总之，本发明的带内螺纹圆柱气膜孔的航空发动机热端部件冷却结构，通过在气膜孔的内壁上设置内螺纹沟槽，可以通过诱导旋流来抑制肾形涡，使得肾形涡的尺寸明显减小，提升了气膜的附壁能力，并增强了气体的湍流强度，从而提高气膜冷却的效率。同时，内螺纹沟槽的形状和尺寸可以通过数值模拟和实验来优化，从而控制气膜的覆盖能力和冷却效果，以达到最佳的气膜冷却效果。
17.(三)技术效果
18.同现有技术相比，本发明提供的带内螺纹圆柱气膜孔的航空发动机热端部件冷却结构，具有以下显著的技术效果：
19.(1)本发明提供的带内螺纹圆柱气膜孔的航空发动机热端部件冷却结构，具有结构简单的优点：本发明通过直接在圆柱气膜孔上增设具有一定深度和螺距的内螺纹沟槽，结构非常简单，加工极其方便。
20.(2)本发明提供的带内螺纹圆柱气膜孔的航空发动机热端部件冷却结构，具有可调性好的优点：本发明通过调整内螺纹沟槽的螺距，可以直接改旋流强度，控制肾形涡的发展，方便在不同的应用对象上获取良好的冷却效果。
21.(3)本发明提供的带内螺纹圆柱气膜孔的航空发动机热端部件冷却结构，具有用途广泛的优点：该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。
22.(4)本发明提供的带内螺纹圆柱气膜孔的航空发动机热端部件冷却结构，具有冷效改善明显的优点：该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
23.图1为本发明带内螺纹圆柱气膜孔的发动机热端部件冷却结构俯视图。
24.图2为本发明的带内螺纹的圆柱气膜孔剖视图。
25.图3为现有圆柱气膜孔形成的肾形涡结构示意图。
26.图4本发明带内螺纹的圆柱气膜孔形成的肾形涡与旋流结构示意图。
27.附图标记说明：
28.1-待冷却壁面基体，2-带内螺纹的圆柱气膜孔，3-内螺纹沟槽，4-进气端，5-出气端，6-主流，7-射流，8-现有圆柱气膜孔肾形涡，9-带内螺纹的圆柱气膜孔肾形涡，10-旋流，d-圆柱通孔的直径，t-内螺纹沟槽的螺距，p-相邻两气膜孔之间的孔间距，θ-气膜孔的中心线与待冷却壁面基体的壁面之间的夹角，m1-现有圆柱气膜孔形成的肾形涡的高度尺寸，m2-带内螺纹的圆柱气膜孔形成的肾形涡的高度尺寸，m3-旋流的高度尺寸，n1-现有圆柱气膜孔形成的肾形涡的宽度尺寸，n2-带内螺纹的圆柱气膜孔形成的肾形涡的宽度尺寸，n3-旋流的宽度尺寸。
具体实施方式
29.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。
30.如图1～2所示，本发明的带内螺纹圆柱气膜孔的航空发动机热端部件冷却结构，航空发动机热端部件的待冷却壁面基体1上以阵列方式布置有多个气膜孔2，各气膜孔2沿其中心线由待冷却壁面基体1的外侧壁面延伸至其内侧壁面，用于将低温冷却射流由外侧空间喷射至内侧壁面限定的高温区内，以形成覆盖内侧壁面的冷却气膜。并且其中，每一气膜孔2的主体部分为一圆柱形通孔，圆柱形通孔的内壁上设有沿其进气端4延伸至出气端5的内螺纹沟槽3，且内螺纹沟槽3的深度与其螺距t相当，其螺距t为圆柱通孔直径d的1/10～1/5，且阵列布置的多排气膜孔中，相邻两气膜孔之间的孔间距p略大于圆柱通孔直径d；每一气膜孔2均以倾斜状态设置在待冷却壁面基体1上，且气膜孔2的中心线与待冷却壁面基体1的壁面之间的夹角θ为锐角。
31.更加具体的，图1所示为本发明的带内螺纹圆柱气膜孔的发动机热端部件冷却结构俯视图(x-z面)，虚线部分为孔内部结构。从图1可以看出，该结构直接在圆柱气膜孔内部增设了内螺纹沟槽3。圆柱气膜孔直径为d，d在2～10mm之间；内螺纹的螺距为t，t在0.2～2mm之间；待冷却壁面基体1上可以布置多排带内螺纹的圆柱气膜孔2，每排孔间距为p，p在4～20mm之间。图2所示为本发明带内螺纹的圆柱气膜孔剖视图(y-z截面)，带内螺纹的圆柱气膜孔2的中心线与水平方向夹角为θ，θ的数值范围在20～60
°
。
32.图3为现有圆柱形气膜孔射流7与主流6在x-y截面上形成的肾形涡8，该肾形涡8极易使气膜脱离待冷却壁面，使得高温燃气主流6重新贴附待冷却壁面，导致气膜覆盖面积减少，弱化气膜的冷却效果。图4为本发明带内螺纹的圆柱气膜孔形成的肾形涡9与旋流10。对比图3和图4可以看出，本发明改进后的带内螺纹圆柱气膜孔的发动机热端部件冷却结构相比现有的冷却结构具有几个显而易见的技术优点：(1)本发明通过直接在圆柱气膜孔的内壁上增设具有一定深度和螺距的内螺纹沟槽3后，内螺纹沟槽3可以诱导射流在在气膜孔的出口处产生旋流10，旋流10可以削弱气膜孔出口处肾形涡的形成及其作用；(2)本发明在圆柱气膜孔的内壁上增设内螺纹沟槽3后，气膜孔出口处形成的肾形涡9的尺寸，无论是肾形涡9的高度尺寸m2还是其宽度尺寸n2，在气膜孔出口处旋流10的作用下，相比没有设置内螺纹沟槽3的现有圆柱形气膜孔出口处肾形涡8的高度尺寸m1及宽度尺寸n1，都明显减小，使得气膜附壁能力提升，有利于获取更好的冷却效果；(3)本发明通过调整内螺纹沟槽3的螺距t可以调整旋流的强度，从而控制气膜覆盖能力和冷却效果。
33.本发明的带内螺纹圆柱气膜孔的航空发动机热端部件冷却结构，其工作原理为：针对现有圆柱气膜孔的射流7与主流6掺混过程中，由于射流7与主流6的温度和速度差异会形成肾形涡8，肾形涡8会迫使低温冷却射流7脱离壁面，高温燃气主流6重新贴附壁面，导致气膜覆盖面积减少，气膜冷却效果降低的技术问题，本发明在保留圆柱气膜孔的主体结构不变的前提下，通过直接在现有圆柱气膜孔的内壁上设置具有一定槽深并在长度方向上沿气膜孔中心线延伸的内螺纹沟槽3，通过内螺纹沟槽3一方面可以改变射流在气膜孔内的流动结构，诱导射流在喷射出气膜孔后形成一个旋流，这个旋流可以沿着螺纹沟槽的螺旋方向运动，并在气膜孔周围形成一个涡流结构，这个涡流结构可以抑制肾形涡在热端部件待冷却壁面上的形成及其作用，诱导旋流来抑制肾形涡在热端部件待冷却壁面上的形成及其
作用，从而达到增强气膜附壁的目的，具有结构简单和适用性宽的优点。
34.此外，在气膜孔的内壁上设置内螺纹沟槽3，存在还可以增加射流与孔洞内壁之间的摩擦，从而增强气体的湍流强度。湍流强度的增加可以促进气体的混合和热传递，并提高气膜的冷却效率。
35.总之，本发明的带内螺纹圆柱气膜孔的航空发动机热端部件冷却结构，通过在气膜孔的内壁上设置内螺纹沟槽3，可以通过诱导旋流来抑制肾形涡，使得肾形涡的尺寸明显减小，提升了气膜的附壁能力，并增强了气体的湍流强度，从而提高气膜冷却的效率。同时，内螺纹沟槽的形状和尺寸可以通过数值模拟和实验来优化，从而控制气膜的覆盖能力和冷却效果，以达到最佳的气膜冷却效果。
36.本发明的带内螺纹圆柱气膜孔的航空发动机热端部件冷却结构，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10％。
37.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：
1.一种带内螺纹圆柱气膜孔的航空发动机热端部件冷却结构，所述航空发动机热端部件的待冷却壁面基体上以阵列方式布置有多个气膜孔，各所述气膜孔沿其中心线由所述待冷却壁面基体的外侧壁面延伸至其内侧壁面，用于将低温冷却射流由所述外侧空间喷射至所述内侧壁面限定的高温区内，以形成覆盖所述内侧壁面的冷却气膜，其特征在于，每一所述气膜孔的主体部分为一圆柱形通孔，所述圆柱形通孔的内壁上设有沿其进气端延伸至出气端的内螺纹沟槽，且所述内螺纹沟槽的深度与其螺距t相当，其螺距t为所述圆柱通孔直径d的1/10～1/5，且阵列布置的多排气膜孔中，相邻两所述气膜孔之间的孔间距p略大于所述圆柱通孔直径d；每一所述气膜孔均以倾斜状态设置在所述待冷却壁面基体上，且所述气膜孔的中心线与所述待冷却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所述的带内螺纹圆柱气膜孔的航空发动机热端部件冷却结构，其特征在于，所述圆柱通孔直径d在2～10mm之间，所述内螺纹沟槽的螺距t在0.2～2mm之间。3.根据权利要求1所述的带内螺纹圆柱气膜孔的航空发动机热端部件冷却结构，其特征在于，阵列布置的多排气膜孔中，相邻两所述气膜孔之间的孔间距p在4～20mm之间。4.根据权利要求1所述的带内螺纹圆柱气膜孔的航空发动机热端部件冷却结构，其特征在于，所述气膜孔的中心线与所述待冷却壁面基体的壁面切线方向之间的夹角θ在20～60
°
之间。

技术总结
本发明公开了一种带内螺纹圆柱气膜孔的航空发动机热端部件冷却结构，针对传统圆柱气膜孔的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会形成肾形涡，肾形涡会迫使低温冷却射流脱离壁面，高温主燃气流重新贴附壁面，导致气膜覆盖面积减少，气膜冷却效果降低的技术问题，本发明在保留圆柱气膜孔的主体结构不变的前提下，通过直接在圆柱气膜孔内部设置内螺纹沟槽，通过内螺纹沟槽诱导旋流来抑制肾形涡在热端部件待冷却壁面上的形成及其作用，从而达到增强气膜附壁的目的，具有结构简单和适用性宽的优点。简单和适用性宽的优点。简单和适用性宽的优点。


技术研发人员：李国庆 刘浩 张深 李昂 李辉 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