[發明專利]帶有表面微型渦發生器的氣膜冷卻結構

在審

• 申請號: 202110036661.X
• 申請日: 2021-01-12
• 公開（公告）號: CN114763748A
• 公開（公告）日: 2022-07-19
• 發明（設計）人: 田偉;鄭寬
• 申請（專利權）人: 上海交通大學
• 主分類號: F01D5/18
• 分類號: F01D5/18;F23R3/02
• 代理公司: 上海交達專利事務所 31201
• 代理人: 王毓理;王錫麟

一種帶有表面微型渦發生器的氣膜冷卻結構，包括：設置在待冷卻部件表面上的氣膜冷卻單元；該氣膜冷卻單元包括一個氣膜孔和一個渦發生器，其中：渦發生器位于氣膜孔的上游，其底部中心線與氣膜孔出口端的中心線位于同一條直線以抑制冷卻氣體在高吹風比下的分離，并提升冷卻氣體在展向上的覆蓋。本發明能夠生成與氣膜冷卻氣體射流產生的腎形渦對旋向相反的反腎形渦對結構，改善流場渦系結構，降低腎形渦對的尺寸與強度，提升氣膜冷卻效果，同時該渦系攜帶冷卻氣體沿展向流動，使得氣膜在展向上分布更加均勻，提升氣膜在展向上的冷卻效果；渦發生器的低高度，對流動的干擾集中在部件壁面區域，同時生成的反腎形渦對抑制了冷卻射流對主流的干擾，因此流動損失較小；渦發生器由熱障涂層生成，結構簡單易加工。

技術領域

本發明涉及的是一種冷卻領域的技術，具體是一種帶有表面微型渦發生器的氣膜冷卻結構，主要用于航空發動機主燃燒室火焰筒、加力燃燒室隔熱屏、渦輪葉片的熱防護。

背景技術

為了提升航空發動機推重比，渦輪進口溫度不斷提高。經過半個世紀的發展，渦輪進口溫度從上世紀50年代的920℃上升到2000年的1800℃，而且還保持著繼續增加的趨勢。目前渦輪進口溫度遠遠超過了熱端部件材料的熔點，材料耐高溫能力的發展并沒有與渦輪進口溫度的提高保持同步。因此必須發展高效的冷卻技術對熱端部件進行有效的熱防護，確保熱端部件的安全和可靠運行。然而，航空發動機的主動冷卻主要依靠取自壓氣機的高壓空氣，冷卻氣體的流量已經高達壓氣機進口流量的20％～30％，這嚴重影響了發動機的性能。因此發展更高效的冷卻技術，對航空發動機性能提升具有重要意義。

氣膜冷卻是航空發動機燃燒室、渦輪葉片等熱端部件中廣泛使用的一種冷卻方式。其原理是通過壁面的離散孔或者縫槽引入相對低溫的冷卻氣體注入主流，在主流的作用下冷卻氣體貼附于壁面形成氣膜，從而避免了高溫主流與壁面的直接接觸，降低主流與壁面的對流換熱。同時，冷卻氣體還可以帶走輻射帶來的熱量，直接冷卻壁面。然而，對于目前工業界普遍采用的圓形氣膜冷卻孔，由于腎形渦對的影響，其冷卻效率在展向上分布極不均勻，且在高吹風比下冷卻氣體會迅速離開壁面，從而導致冷卻孔下游氣膜冷卻效率降低。

發明內容

本發明針對現有技術存在的上述不足，提出一種帶有表面微型渦發生器的氣膜冷卻結構，相較于傳統氣膜孔，增加了氣膜在展向上的冷卻均勻性，緩解氣膜在高吹風比下的冷卻效果惡化，提高氣膜冷卻效率，滿足航空發動機的熱端部件冷卻需求。

本發明是通過以下技術方案實現的：

本發明涉及一種帶有表面微型渦發生器的氣膜冷卻結構，包括：設置在待冷卻部件表面上的氣膜冷卻單元；該氣膜冷卻單元包括一個氣膜孔和一個渦發生器，其中：渦發生器位于氣膜孔的上游，其底部中心線與氣膜孔出口端的中心線位于同一條直線以抑制冷卻氣體在高吹風比下的分離，并提升冷卻氣體在展向上的覆蓋，提升氣膜冷卻的整體冷卻效果，從而在有限的冷卻氣體流量情況下滿足航空發動機日益增長的冷卻需求。

所述的渦發生器為幾何外形簡單且易于加工的三角形斜鍥微結構或V字形斜鍥結構，該渦發生器優選利用表面熱障涂層制備得到。

所述的氣膜孔為圓形孔，其長度為直徑的5～7倍，其流向傾角為20～50°。

所述的流向傾角為主氣膜孔軸線與待冷卻壁面的流向夾角。

所述的三角形斜鍥渦發生器的高度為氣膜孔直徑的1/4～1/2，其流向長度為氣膜孔直徑的1/2～2倍，其尾端寬度為氣膜孔直徑的1～1.5倍，其尾端與氣膜孔出口端中心點的距離為氣膜孔直徑的1.5～2倍。

所述的V字形斜鍥渦發生器的高度為氣膜孔直徑的1/4～1/2，其流向長度為氣膜孔直徑的1/2～2倍，其尾端寬度為氣膜孔直徑的1～1.5倍，其尾端與氣膜孔出口端中心點的距離為氣膜孔直徑的1.5～2倍，其底部在中心線上的長度為流向長度的1/10～3/10。

技術效果