[发明专利]一种涡轮外环及其冷却气膜孔布局方法

说明书

本申请提供了一种涡轮外环冷却气膜孔布局方法，所述方法包括：开展涡轮外环所处叶顶间隙部位的三维流固热耦合仿真计算，获得涡轮外环燃气侧的壁面温度分布，并将涡轮外环燃气侧壁面沿轴向划分为三个温区；确定冷却气膜孔的目标综合冷效，得到总冷却气用量和每个冷却气膜孔的冷却气用量；在涡轮外环的前缘周向布置一排前缘冷却气膜孔得到所述前缘冷却气膜孔下周向全覆盖的壁面温度冷效云图，在前缘冷却气膜孔不能覆盖的位置设置第一排冷却气膜孔，得到第一排冷却气膜孔下周向全覆盖的壁面温度冷效云图，在第一排冷却气膜孔下不能覆盖的位置设置第二排冷却气膜孔；重复上述过程，直至多排的冷却气膜孔的冷气能够完全覆盖前两个温区。

技术领域

本申请属于航空发动机技术领域，特别涉及一种涡轮外环及其冷却气膜孔布局方法。

背景技术

随着涡轮前温度(即涡轮导向叶片前面的温度)的不断提高，发动机高温部件之一的涡轮外环的承温能力也需不断提升。对于涡轮外环承温能力的提升一般通过两种方式来实现：一种是冷却结构的改进，另一种金属材料性能的提升。相比于金属材料性能的提升，涡轮外环冷却结构的改进能够给涡轮外环带来更多的收益，例如成本更低、研发周期更短。因此，目前对于涡轮外环来说，更好的办法是对涡轮外环的冷却结构进行改进以实现涡轮外环冷却效果的提升。

如图1所示为现有技术中典型的涡轮外环冷却结构示意图，涡轮外环2设置在机匣3上，涡轮外环2内侧具有转子叶片1。外部冷却气体Q2从机匣3的喷射孔31对涡轮外环2进行冲击冷却，并汇集在机匣3与涡轮外环2之间的集齐腔22，之后从涡轮外环2上的气膜冷却孔21流入主流道，与主流道内主燃气Q1混合，从气膜冷却孔21流出的冷气在涡轮外环2内侧形成保护气膜。

然而当前的冷却气膜孔布局通常是选取某一吹风比下的已知最高冷却效果的阵列气膜孔结构——即对一组阵列气膜孔，通过改变其孔间距、孔排距和孔倾角的方法来得到一组最高冷效的阵列结构，然后将其应用于涡轮外环。

但是该方法得到的涡轮外环2受到各方面结构的限制，边缘的气膜冷却孔21不能采用最佳布局方式，因此会使涡轮外环2的边缘冷却效果无法达到预期、冷却效果差。此外，叶片1的扫掠会使外环热侧换热边界不稳定不均匀，当前的设计方法会造成冷却气的低效利用。

因此，需要一种行之有效的涡轮外块冷却气膜孔布局方法，以提升涡轮外环的气膜冷却效果。

发明内容

本申请的目的是提供了一种涡轮外环冷却气膜孔布局方法，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。

本申请的技术方案是：一种涡轮外环冷却气膜孔布局方法，其特征在于，所述方法包括：

开展涡轮外环所处叶顶间隙部位的三维流固热耦合仿真计算，获得涡轮外环燃气侧的壁面温度分布，根据所述涡轮外环燃气侧的壁面温度分布将涡轮外环燃气侧壁面沿轴向划分为三个温区；

确定所述冷却气膜孔的目标综合冷效，根据所述目标综合冷效确定达到该目标综合冷效的吹风比，从而得到总冷却气用量和每个冷却气膜孔的冷却气用量；

在涡轮外环的前缘周向布置一排前缘冷却气膜孔，并开展三维数值仿真分析，得到所述前缘冷却气膜孔下周向全覆盖的壁面温度冷效云图，根据所述前缘冷却气膜孔下的壁面温度冷效云图中前缘冷却气膜孔不能覆盖的位置设置第一排冷却气膜孔，并开展三维数值仿真分析得到第一排冷却气膜孔下周向全覆盖的壁面温度冷效云图，根据第一排冷却气膜孔下的壁面温度冷效云图中第一排冷却气膜孔下不能覆盖的位置设置第二排冷却气膜孔；

重复上述过程，直至多排的冷却气膜孔的冷气能够完全覆盖前两个温区。

进一步的，在开展涡轮外环所处叶顶间隙部位的三维流固热耦合仿真计算时，涡轮外环采用无冷却结构的涡轮外环模型。

进一步的，所述冷却气膜孔的目标综合冷效为：

式中，Tg为高压涡轮进口温度；