[发明专利]航空发动机热端部件的翼型气膜孔及电极

说明书

本发明公开了一种航空发动机热端部件的翼型气膜孔及电极。航空发动机热端部件的翼型气膜孔，包括冷气入口和冷气出口，翼型气膜孔的中心孔轴与热端部件壁体呈倾斜夹角α布设，翼型气膜孔的孔展向宽度由冷气入口向冷气出口方向逐渐增加且孔厚度逐渐变薄，以使从冷气入口流入的冷气逐渐向两侧扩展并沿逐渐变薄的冷气出口减速喷出后贴附在冷气出口外的热端部件外表面上流动。一方面使得冷气从出口喷出后易于贴附在热端部件的壁面上，另一方面使得冷气进入高温燃气的速度较小，减小燃气和冷气的气动掺混损失，提高涡轮叶片的气动效率。制造加工简单、高效。

技术领域

本发明涉及航空发动机热端部件加工技术领域，特别地，涉及一种航空发动机热端部件的翼型气膜孔。此外，本发明还涉及一种用于加工航空发动机热端部件的翼型气膜孔的电极。

背景技术

在航空发动机中，热端部件主要依靠与冷气对流换热来实现降温，为此必须采取各种强化换热或阻隔热燃气对热端部件加热的措施以达到冷气用量少、冷气效果佳的目的。先进冷却方案是保证热端部件稳定、可靠运行的有效方法，在实际应用中基本冷却方法主要有:对流冷却、冲击冷却、发散冷却和气膜冷却，其中气膜冷却已被广泛地应用于航空发动机中的压气机、燃烧室，尤其是涡轮上,成为发动机热端零部件的主要冷却方式之一。

气膜冷却是由壁面上的喷口喷出一股冷却剂来阻隔主燃气流对壁面加热的一种热防护措施。目前国内外燃烧室或涡轮叶片上的气膜孔孔型主要分为三类：

第一种为圆柱型孔；

第二种为圆柱型发展演变孔(水滴型及簸箕型等)；

第三种为二维槽型、缝型孔。

实现方案为：从压气机引取高压低温冷气通过发动机空气系统管路到达燃烧室或涡轮叶片内部通道，冷气在通道内强化对流换热将燃烧室或涡轮叶片的部分热量带走，同时部分冷气从燃烧室或涡轮叶片壁上的气膜孔喷出，这股冷气在主流和流体科恩达效应的作用下向下游弯曲，粘附在壁面附近，在燃气流与壁面之间形成温度较低的冷却气膜，该气膜对燃气与壁面之间的对流换热产生两方面的影响，一方面是冷却气膜能量方面的影响，由于冷却气膜的存在，降低了燃气与壁面之间的对流换热驱动温差，也就是说，由于冷却气膜温度T_c低于主燃气流的温度T_g，因而两者共同作用(掺混)的结果是燃气侧气流温度下降，降为有冷却气膜存在时的燃气侧混气恢复温度(即绝热壁温)T_aw；另一方面是冷却气膜动量方面的影响，由于气膜射流的贴壁喷射，增加了热侧气流的扰动。

现有气膜冷却存在以下问题：

第一种圆柱型孔，加工工艺性好，但是冷气从气膜孔喷入高温燃气后形成的气膜的覆盖面积小，隔热效果有限，而且圆柱型气膜孔形成的气膜比较集中，使得冷气进入高温燃气的速度大，导致燃气和冷气的气动掺混损失大，最终会降低涡轮叶片的气动效率；

第二种圆柱型发展演变孔(水滴型及簸箕型等)，较圆柱型气膜孔的冷却效果好，燃气和冷气的气动掺混损失较大，同时加工工艺复杂，加工效率低；

第三种二维槽型、缝型孔，在一定程度上能够提高气膜的冷却效率，但是由于强度及工艺方面的原因而无法应用到实际工程中。

发明内容

本发明提供了一种航空发动机热端部件的翼型气膜孔及电极，以解决现有航空发动机热端部件的气膜冷却，从气膜孔喷入高温燃气后形成的气膜的覆盖面积小，隔热效果有限；燃气和冷气的气动掺混损失大，加工工艺复杂，加工效率低的技术问题。

根据本发明的一个方面，提供一种航空发动机热端部件的翼型气膜孔，包括冷气入口和冷气出口，翼型气膜孔的中心孔轴与热端部件壁体呈倾斜夹角α布设，翼型气膜孔的孔展向宽度由冷气入口向冷气出口方向逐渐增加且孔厚度逐渐变薄，以使从冷气入口流入的冷气逐渐向两侧扩展并沿逐渐变薄的冷气出口减速喷出后贴附在冷气出口外的热端部件外表面上流动。