[發明專利]用于沖擊擾流氣膜復合冷卻的雙層壁人字形擾流柱結構

有效

• 申請號: 202110323593.5
• 申請日: 2021-03-26
• 公開（公告）號: CN113123832B
• 公開（公告）日: 2022-01-18
• 發明（設計）人: 邱天;丁水汀;高自強;徐陽;劉傳凱;劉曉靜
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: F01D5/08
• 分類號: F01D5/08
• 代理公司: 北京航智知識產權代理事務所(普通合伙) 11668
• 代理人: 黃川;史繼穎

本發明屬于航空發動機熱防護領域，特別涉及一種用于沖擊?擾流?氣膜復合冷卻的雙層壁人字形擾流柱結構，包括陣列無間隔排布的多個基元，各基元包括相對布置的兩個層壁、供流體流入基元的沖擊孔、人字形擾流柱和供流體流出基元的氣膜孔；沖擊孔、人字形擾流柱和氣膜孔布置于兩個層壁之間；人字形擾流柱包括頂部和從頂部分別向兩側且由上向下向外傾斜擴展的兩個側翼；氣膜孔布置于頂部上方；各側翼分別與兩個層壁形成減縮通道，沖擊孔布置于兩個側翼下方并且配置成使得流入流體經過減縮通道流向氣膜孔。本發明通過改變外環塊沖擊腔內部的流動結構，擴大了腔內流體覆蓋效果及橫流效果，增強了腔內換熱，提高了腔內冷氣利用率。

技術領域

本發明屬于航空發動機熱防護領域，特別涉及一種用于沖擊-擾流-氣膜復合冷卻的雙層壁人字形擾流柱結構。

背景技術

目前航空發動機渦輪前溫度的溫度達到了2000K左右，渦輪前溫度的提高帶來了發動機推重比的提升，遠遠超過了材料的耐溫極限，先進復合冷卻是解決材料耐溫極限與高渦輪前溫度矛盾的重要手段。渦輪外部機匣承受來自燃燒室的高溫燃氣作用，工作條件極為惡劣，需要利用可靠的冷卻手段保證其有效的工作，延長其可用壽命，提高安全性。現有設計中普遍采用沖擊-擾流-氣膜的復合型冷卻方法，內部冷卻中擾流柱的排布，形狀，進排氣的位置分布等均對內部類冷卻產生極大的影響，內部冷卻合理高效的設計是保證渦輪外環塊能夠正常工作的關鍵。

擾流柱沖擊冷卻可以減少橫流的影響、增加靶板表面的換熱面積和湍流度，從而可以使換熱靶板獲得高效的換熱效率。然而，在現有的沖擊-圓柱形擾流柱-氣膜孔復合冷卻結構(沖擊孔1數量：圓柱形擾流柱2數量：氣膜孔3數量之比為1:4:1)中，如圖1所示，由于氣膜孔3的存在，沖擊孔1駐點產生的橫流向四方流動的過程中，在流經氣膜孔過程中會極大損失流量及動能，導致在氣膜孔后方無法保證有效的換熱，從而造成沖擊板存在部分高溫區。解決這種高溫區的一個途徑是增加擾流柱2的數量，但這又增加了制造困難以及壓損的增大，最終導致了復合冷卻結構較低的綜冷卻效果。

發明內容

針對上述問題，本發明設計了一種用于沖擊-擾流-氣膜復合冷卻的雙層壁人字形擾流柱結構，通過改變外環塊沖擊腔內部的流動結構，擴大了腔內流體覆蓋效果及橫流效果，增強了腔內換熱，提高了腔內冷氣利用率。

為實現上述目的，本發明提供了一種用于沖擊擾流氣膜復合冷卻的雙層壁人字形擾流柱結構，沿流體流動方向依次包括沖擊板、沖擊腔和氣膜板；所述沖擊腔包括陣列無間隔排布的多個基元，各基元包括相對布置的兩個層壁、供流體流入所述基元的沖擊孔、人字形擾流柱和供流體流出所述基元的氣膜孔；所述沖擊孔、所述人字形擾流柱和所述氣膜孔布置于所述兩個層壁之間；所述沖擊孔開設于所述沖擊板上且靠近所述兩個層壁之一；所述氣膜孔開設于所述氣膜板上且靠近所述兩個層壁另一個；

其中，所述人字形擾流柱包括頂部和從所述頂部分別向兩側且由上向下向外傾斜擴展的兩個側翼；所述氣膜孔布置于所述頂部上方；各側翼分別與所述兩個層壁形成減縮通道，所述沖擊孔布置于所述兩個側翼下方并且配置成使得從所述沖擊孔流入流體經過所述減縮通道流向所述氣膜孔。

在一些實施方式中，各基元包括1-2個沖擊孔、1個人字形擾流柱和滿足最小加工間距要求的多個氣膜孔。

在一些實施方式中，2個沖擊孔布置于所述人字形擾流柱正下方，多個氣膜孔均布于所述人字形擾流柱正上方。

在一些實施方式中，各基元大小為縱向長度3.72mm～6.4mm，軸向長度3mm～6mm。

在一些實施方式中，所述兩個側翼的寬度為0.4mm～0.8mm。

在一些實施方式中，所述沖擊孔和所述氣膜孔的孔徑為0.4mm～0.5mm。

本發明的有益效果：

1)本發明通過雙層壁人字形擾流柱改變了沖擊腔內流體的流動結構，保證了橫流的冷卻效果，降低了渦輪外環的平均溫度及最高溫度；