CN112901283B - 一种蝠鲼型仿生凸台和凹坑结构的多级抽吸气膜冷却孔结构 - Google Patents

一种蝠鲼型仿生凸台和凹坑结构的多级抽吸气膜冷却孔结构 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种蝠鲼型仿生凸台和凹坑结构的多级抽吸气膜冷却孔结构，包括：蝠鲼型仿生凸台、凹坑结构、主冷却孔和多级抽吸通道。其中，蝠鲼型仿生凸台的形状与海洋生物蝠鲼相似；凹坑结构位于蝠鲼型仿生凸台的下游；主冷却孔的出口位于凹坑结构的底面，进口位于冷气提供腔；多级抽吸通道的进口位于主冷却孔的背风侧壁面上，出口位于冷气吸入腔；冷气提供腔的压力高于冷气吸入腔。本发明的气膜冷却孔结构能够同时增加冷却气膜的流向及横向覆盖范围，在同样的冷气消耗量条件下，能够对更大面积的目标壁面进行冷却。本发明可以应用于燃气轮机和航空发动机高温部件的气膜冷却中，提高机组运行的安全性与经济性。

Description

一种蝠鲼型仿生凸台和凹坑结构的多级抽吸气膜冷却孔结构
技术领域
本发明属于燃气轮机和航空发动机技术领域，涉及到一种类似于蝠鲼体型的仿生凸台和凹坑结构的多级抽吸气膜冷却孔结构。
背景技术
燃气轮机是一种重要的高科技动力装备，被广泛应用于航空、航天、船舶、发电等领域。为了提高燃气轮机的输出功率和循环效率，燃气透平的进口温度不断提高，目前航空发动机的透平进口温度已高达2000K，远高于高温部件材料的许用温度。因此，高效的冷却技术对提高燃气轮机及航空发动机高温部件的运行安全性和经济性具有十分重要的学术意义和工程应用价值。高温部件冷却技术主要包括发散冷却、冲击冷却和气膜冷却等。其中，气膜冷却是一种利用冷却气膜将热端部件壁面与高温主流隔离开的冷却技术。冷却气流从壁面上的冷却孔或冷却槽缝中流出，在主流的带动下铺展在高温壁面上形成冷却气膜。然而，由于主流与冷却流间复杂的相互作用，冷却气膜会在冷却孔下游逐渐抬升并脱离壁面，冷却效果逐渐减弱。采用传统圆形冷却孔时，由于冷却孔进口处的流束收缩效应，冷却孔背风侧沿程的边界层会逐渐增厚，导致冷却流的流速增大，冷却气膜的脱体趋势增加，在壁面的流向和横向(与流向垂直的方向)的覆盖范围十分有限。
为了增加冷却气膜的覆盖范围和冷却效率，研究机构和工业界提出了多种不同的冷却孔结构，如：以抛物线为母线的旋转冷却孔、圆锥冷却孔、姊妹冷却孔、带进口圆角的冷却孔等。以抛物线为母线的旋转冷却孔和圆锥冷却孔可以增加冷却孔出口的通流面积，减小冷却流的流速。姊妹冷却孔可以同时产生两种不同流动方向的冷却流。带进口圆角的冷却孔可以减小冷却孔进口处的冷却流流速。
与传统圆形冷却孔相比，这些冷却孔结构能在一定程度上增加冷却气膜的覆盖范围和冷却效率。但是这些冷却孔结构对冷却气膜的横向(与流向垂直的方向)扩展作用有限，无法有效控制主流与冷却流间的相互作用，抑制冷却流的抬升，也无法避免冷却孔背风侧沿程的边界层增厚。
发明内容
本发明的目的是提供一种蝠鲼型仿生凸台和凹坑结构的多级抽吸气膜冷却孔结构，其能够有效增加冷却气膜横向覆盖范围、抑制冷却气膜抬升、同时能够破坏冷却孔背风侧边界层。
为达到上述目的，本发明采用以下的技术方案：
一种蝠鲼型仿生凸台和凹坑结构的多级抽吸气膜冷却孔结构，包括：蝠鲼型仿生凸台、凹坑结构、主冷却孔和多级抽吸通道；
所述蝠鲼型仿生凸台位于目标壁面上；所述凹坑结构的出口位于目标壁面上，且蝠鲼型仿生凸台位于凹坑结构的上游；所述主冷却孔的出口位于凹坑结构的底面上，主冷却孔的进口位于冷气提供腔；所述多级抽吸通道的进口位于主冷却孔的背风侧孔壁上，多级抽吸通道的出口位于冷气吸入腔；冷气吸入腔的压力低于冷气提供腔的压力。
本发明进一步的改进在于，所述蝠鲼型仿生凸台的形状与海洋生物蝠鲼相似，其迎风面与目标壁面相切，背风面向迎风方向弯曲。
本发明进一步的改进在于，所述蝠鲼型仿生凸台的宽度大于凹坑结构的宽度，蝠鲼型仿生凸台的轴线与凹坑结构的轴线重合。
本发明进一步的改进在于，所述凹坑结构的轮廓线为主冷却孔出口型线的放大，且凹坑结构轮廓线的背风侧和转角处采用圆弧过渡。
本发明进一步的改进在于，所述主冷却孔的轴线与目标壁面间的角度为20°至35°。
本发明进一步的改进在于，所述主冷却孔和多级抽吸通道为圆孔或者矩形狭缝。
本发明进一步的改进在于，所述主冷却孔的轴线和多级抽吸通道的轴线相交。
本发明进一步的改进在于，所述主冷却孔的轴线、多级抽吸通道的轴线、主冷却孔的轴线在孔壁上的投影位于同一平面上。
本发明进一步的改进在于，所述多级抽吸通道的级数有多个，各级抽吸通道在主冷却孔的轴线方向上的宽度之和小于或等于主冷却孔的轴线长度。
本发明进一步的改进在于，所述主冷却孔的轴线与多级抽吸通道的轴线间的角度为30°至90°。
与现有技术相比，本发明至少具有以下有益的技术效果：
为了增加冷却气膜的横向覆盖范围，抑制冷却气膜的抬升，同时破坏冷却孔背风侧沿程的边界层，本发明提供了一种蝠鲼型仿生凸台和凹坑结构的多级抽吸气膜冷却孔结构。蝠鲼是一种栖息于热带或亚热带海域的鱼类，其身体扁平，胸鳍如翼状。蝠鲼的体型特殊，能将海水向两侧分流，减小游动时受到的阻力。此外，蝠鲼游动时对海水造成的扰动较小，其后方海水的流动状态变化较小。受此启发，本发明在冷却孔上游增加了一个蝠鲼型仿生凸台来控制主流与冷却流间的相互作用。由于凸台的形状类似蝠鲼，对主流的扰动较小，主流能够平滑地流过凸台并改变流动状态，抑制冷却气膜的抬升，增加冷却气膜的流向覆盖范围。同时，蝠鲼型仿生凸台能将主流向两侧分流，增加冷却气膜的横向(与流向垂直的方向)覆盖范围。主冷却孔出口处的凹坑结构能够使冷却流发生二次膨胀，在降低冷却流动量的同时产生漩涡结构，进一步压低冷却气膜的抬升。主冷却孔背风侧的多级抽吸通道能够通过多次抽吸作用抑制冷却流在冷却孔背风侧沿程的增厚，降低冷却流流速，使冷却流流出后能够紧贴目标壁面。与现有技术相比，本发明能够同时增加冷却气膜的流向及横向覆盖范围，在冷却流流量相同的条件下，能够对更大面积的目标壁面起到冷却作用。本发明可以应用于燃气轮机和航空发动机高温热端部件的气膜冷却中，防止高温部件在运行过程中因烧蚀或热疲劳而失效，延长高温部件的使用寿命，提高机组运行的安全性和经济性。
附图说明
图1是本发明实施例的一种蝠鲼型仿生凸台和凹坑结构的多级抽吸气膜冷却孔结构的示意图；
图2是本发明实施例的蝠鲼型仿生凸台和凹坑结构示意图；
图3是本发明实施例的多级抽吸通道示意图；
图4是本发明实施例的一种蝠鲼型仿生凸台和凹坑结构的多级抽吸气膜冷却孔结构的工程图，其中图4(b)为图4(a)的A-A剖面，图4(c)为图4(a)的B-B剖面；
图5是本发明实施例的一种蝠鲼型仿生凸台和凹坑结构的多级抽吸气膜冷却孔结构的效果图，图5(a)为冷却气模示意图，图5(b)为多级抽吸气膜冷却孔结构中冷却流示意图。
附图标记说明：
1、蝠鲼型仿生凸台；2、凹坑结构；3、主冷却孔；4、多级抽吸通道；5、冷气提供腔；6、冷气吸入腔；7、目标壁面。
具体实施方式
为了更清楚地说明本发明的技术方案和技术效果，下面结合附图对具体实施方式进行详细描述。以下实施例用于说明本发明，但不限制本发明的范围。在本发明公开的实施例基础上，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的其它实施例，都应属于本发明保护的范围。
请参阅图1至图4，本发明的一种蝠鲼型仿生凸台和凹坑结构的多级抽吸气膜冷却孔结构，包括：蝠鲼型仿生凸台1、凹坑结构2、主冷却孔3和多级抽吸通道4。其中，蝠鲼型仿生凸台1是仿照蝠鲼的体型设计的，其迎风面与目标壁面相切，背风面向迎风方向弯曲，其轴线与凹坑结构2的轴线重合；凹坑结构2在蝠鲼型仿生凸台1的下游，其宽度小于蝠鲼型仿生凸台1的宽度；主冷却孔3为扩张孔，其出口位于凹坑结构2的底面，其进口位于冷气提供腔5；多级抽吸通道4的进口位于主冷却孔3的背风侧壁面上，其出口位于冷气吸入腔6；主冷却孔3的轴线与多级抽吸通道4的轴线相交；主冷却孔3的轴线、多级抽吸通道4的轴线和主冷却孔3的轴线在孔壁上的投影位于同一平面上；冷气提供腔5的压力高于冷气吸入腔6，以保证多级抽吸通道4能够吸入气体，破坏主冷却孔3背风侧沿程的边界层。
本发明实施例中，所述凹坑结构2的深度为H。所述凹坑结构2的轮廓线为主冷却孔3出口型线的放大，且凹坑结构2轮廓线的背风侧和转角处采用圆弧过渡。
本发明实施例中，所述主冷却孔3为扩张孔，分为进口段和扩张段两部分，与传统圆孔相比，扩张孔的冷却效果更好。主冷却孔3的进口段长度L1等于进口段直径D的2.5倍，扩张段长度L2等于进口段直径D的3.5倍。扩张段在三个方向上扩张，扩张角分别为γ1、γ2和γ3，均等于7°。主冷却孔3的轴线与目标壁面7之间的角度α等于30°。
本发明实施例中，为了加工方便，所述多级抽吸通道4为矩形狭缝，级数为3级，第一级抽吸通道位于主冷却孔3的进口段，第二级、第三级抽吸通道位于主冷却孔3的扩张段，均与主冷却孔3的壁面垂直，因此各级抽吸通道的轴线与主冷却孔3的轴线间的夹角分别为β1等于90°，β2等于83°，β3等于83°。
图5是本发明实施例的应用效果图。可以看出，由于蝠鲼型仿生凸台1后方的主流具有指向目标壁面7的速度分量，冷却流不易脱离壁面，因此冷却气膜的流向覆盖范围显著增大。此外，主流流过蝠鲼型仿生凸台1后向两侧分流，显著增加了冷却气膜的横向覆盖范围。凹坑结构2使冷却流流出后二次膨胀，减小了出口处冷却流动量的同时产生了漩涡结构，压低了冷却流的抬升。多级抽吸通道4的多次抽吸作用抑制了冷却流在冷却孔背风侧沿程的增厚，减小了主冷却孔3中冷却流的动量，使冷却气膜的贴壁性进一步增加。
综上所述，本发明提供了一种蝠鲼型仿生凸台和凹坑结构的多级抽吸气膜冷却孔结构，该气膜冷却孔结构由蝠鲼型仿生凸台1、凹坑结构2、主冷却孔3和多级抽吸通道4组成。该冷却孔结构能够同时增加冷却气膜的流向及横向覆盖范围，在冷气消耗量不变的条件下能够增加气膜冷却的效率，提高燃气轮机和航空发动机高温部件运行的安全性与经济性。
以上所述的实施例仅用以说明本发明的技术方案和技术效果，并不用于限制本发明的几何参数和运行条件，凡在本发明的精神和原则范围内所做出的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种蝠鲼型仿生凸台和凹坑结构的多级抽吸气膜冷却孔结构，其特征在于，包括：蝠鲼型仿生凸台(1)、凹坑结构(2)、主冷却孔(3)和多级抽吸通道(4)；
所述蝠鲼型仿生凸台(1)位于目标壁面(7)上，所述蝠鲼型仿生凸台(1)的形状与海洋生物蝠鲼相似，其迎风面与目标壁面(7)相切，背风面向迎风方向弯曲；所述凹坑结构(2)的出口位于目标壁面(7)上，且蝠鲼型仿生凸台(1)位于凹坑结构(2)的上游，所述蝠鲼型仿生凸台(1)的宽度大于凹坑结构(2)的宽度，蝠鲼型仿生凸台(1)的轴线与凹坑结构(2)的轴线重合；所述主冷却孔(3)的出口位于凹坑结构(2)的底面上，主冷却孔(3)的进口位于冷气提供腔(5)；所述多级抽吸通道(4)的进口位于主冷却孔(3)的背风侧孔壁上，多级抽吸通道(4)的出口位于冷气吸入腔(6)；冷气吸入腔(6)的压力低于冷气提供腔(5)的压力。
2.根据权利要求1所述的一种蝠鲼型仿生凸台和凹坑结构的多级抽吸气膜冷却孔结构，其特征在于，所述凹坑结构(2)的轮廓线为主冷却孔(3)出口型线的放大，且凹坑结构(2)轮廓线的背风侧和转角处采用圆弧过渡。
3.根据权利要求1所述的一种蝠鲼型仿生凸台和凹坑结构的多级抽吸气膜冷却孔结构，其特征在于，所述主冷却孔(3)的轴线与目标壁面(7)间的角度为20°至35°。
4.根据权利要求1所述的一种蝠鲼型仿生凸台和凹坑结构的多级抽吸气膜冷却孔结构，其特征在于，所述主冷却孔(3)和多级抽吸通道(4)为圆孔或者矩形狭缝。
5.根据权利要求1所述的一种蝠鲼型仿生凸台和凹坑结构的多级抽吸气膜冷却孔结构，其特征在于，所述主冷却孔(3)的轴线和多级抽吸通道(4)的轴线相交。
6.根据权利要求1所述的一种蝠鲼型仿生凸台和凹坑结构的多级抽吸气膜冷却孔结构，其特征在于，所述主冷却孔(3)的轴线、多级抽吸通道(4)的轴线、主冷却孔(3)的轴线在孔壁上的投影位于同一平面上。
7.根据权利要求1所述的一种蝠鲼型仿生凸台和凹坑结构的多级抽吸气膜冷却孔结构，其特征在于，所述多级抽吸通道(4)的级数有多个，各级抽吸通道在主冷却孔(3)的轴线方向上的宽度之和小于或等于主冷却孔(3)的轴线长度。
8.根据权利要求1所述的一种蝠鲼型仿生凸台和凹坑结构的多级抽吸气膜冷却孔结构，其特征在于，所述主冷却孔(3)的轴线与多级抽吸通道(4)的轴线间的角度为30°至90°。
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113623015A (zh) * 2021-08-17 2021-11-09 清华大学 一种分段式气膜冷却孔及其设计方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1438229A (en) * 1973-07-26 1976-06-03 Gen Motors Corp Porous sheet adapted to be cooled by fluid flow
GB2310896A (en) * 1996-03-05 1997-09-10 Rolls Royce Plc Air cooled wall
US7556476B1 (en) * 2006-11-16 2009-07-07 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with multiple near wall compartment cooling
CN112031877A (zh) * 2020-08-21 2020-12-04 天津理工大学 一种展向非对称的凹坑气膜冷却孔型

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6129515A (en) * 1992-11-20 2000-10-10 United Technologies Corporation Turbine airfoil suction aided film cooling means
US6383602B1 (en) * 1996-12-23 2002-05-07 General Electric Company Method for improving the cooling effectiveness of a gaseous coolant stream which flows through a substrate, and related articles of manufacture
FR2927356B1 (fr) * 2008-02-07 2013-03-01 Snecma Aubes pour roue a aubes de turbomachine avec rainure pour le refroidissement.
WO2010131385A1 (ja) * 2009-05-11 2010-11-18 三菱重工業株式会社 タービン静翼およびガスタービン
GB201315078D0 (en) * 2013-08-23 2013-10-02 Siemens Ag Blade or vane arrangement for a gas turbine engine
CN103452595A (zh) * 2013-09-25 2013-12-18 青岛科技大学 一种提高冷却效率的新型气膜孔
US9957808B2 (en) * 2014-05-08 2018-05-01 United Technologies Corporation Airfoil leading edge film array
CN110529191A (zh) * 2019-09-25 2019-12-03 上海电气燃气轮机有限公司 一种用于改善涡轮冷却效果的冷却结构
CN110700896B (zh) * 2019-11-29 2020-09-01 四川大学 具有旋流冲击冷却结构的燃气轮机涡轮转子叶片

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1438229A (en) * 1973-07-26 1976-06-03 Gen Motors Corp Porous sheet adapted to be cooled by fluid flow
GB2310896A (en) * 1996-03-05 1997-09-10 Rolls Royce Plc Air cooled wall
US7556476B1 (en) * 2006-11-16 2009-07-07 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with multiple near wall compartment cooling
CN112031877A (zh) * 2020-08-21 2020-12-04 天津理工大学 一种展向非对称的凹坑气膜冷却孔型

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