树杈型气膜孔结构的制作方法

本发明涉及一种适用于航空发动机热端部件的气膜孔结构。该结构是由主气膜孔、前气膜孔、左气膜孔和右气膜孔组成的树杈型气膜孔，能够满足现代高性能航空发动机对热端部件的冷却要求。

背景技术：

对于现代高性能航空发动机来说，为了追求更高的推重比和热效率，需要不断提升涡轮进口温度。气膜冷却技术作为一种行之有效的热防护措施变得尤为重要。

气膜冷却是由壁面上的气膜孔喷出冷却气来阻隔主燃气流对壁面的加热，主要有两个作用：一是通过冷却气带走一部分热量；二是通过冷却气将壁面与高温燃气隔绝开来，以保护壁面。影响气膜冷却效果的因素主要包括几何参数和流动参数。

在气膜孔形状方面，研究人员对复合角气膜孔、异形孔等进行了大量研究，研究结果表明，与传统的圆柱形气膜孔相比，改善气膜孔形状可以有效的提升气膜冷却效果。这主要是因为：圆柱形气膜孔在射流与主流掺混过程中会形成反转肾形涡对，迫使低温冷却射流脱离壁面，高温主燃气流重新贴附壁面，气膜覆盖面积减少，气膜冷却效果降低。

改善气膜孔形状，在一定程度上可以降低射流与主流的掺混强度，削弱反转肾形涡对的影响，从而达到提高气膜冷却效果的目的。然而，异形孔等气膜孔结构比较复杂，加工难度大，加工成本高。同时，对叶片表面的主流气动性能有一定影响，并增加气动损失。

本发明提出的树杈型气膜孔是在主气膜孔上游和左右两侧各增加一个分气膜孔，采用的仍是简单圆柱孔，结构比较简单，加工难度与传统的圆柱形气膜孔无异，但是气膜冷却效果却得到大幅提升，具有广泛的应用前景。

技术实现要素：

本发明提供了一种叶片气膜孔，包括：

主气膜孔，主气膜孔的入口端定位在叶片的内壁面上，并且主气膜孔的出口端定位在叶片的外壁面上；和

分气膜孔，分气膜孔的入口端与主气膜孔的通路连通，分气膜孔从主气膜孔的通路分出，并且分气膜孔的出口端定位在叶片的外壁面上。

优选地，其中分气膜孔包括前气膜孔，前气膜孔的入口端与主气膜孔的通路连通，前气膜孔从主气膜孔的通路分出，并且前气膜孔的出口端比主气膜孔的出口端更靠近叶片的前缘。

优选地，其中分气膜孔包括侧气膜孔，侧气膜孔的入口端与主气膜孔的通路连通，侧气膜孔从主气膜孔的通路分出，并且侧气膜孔的出口端从主气膜孔的出口端侧向地偏置。

优选地，其中侧气膜孔包括左侧气膜孔和右侧气膜孔，左侧气膜孔和右侧气膜孔对称地分别设置在主气膜孔左右两侧。

优选地，其中叶片包括用于航空发动机的涡轮叶片。

优选地，其中主气膜孔与多个分气膜孔组成一个树杈型气膜孔单元。

优选地，其中在叶片中设置有多个树杈型气膜孔单元。

优选地，其中主气膜孔和分气膜孔的横截面都为圆形。

优选地，其中主气膜孔的直径大于分气膜孔的直径。

优选地，其中冷却气流从内壁面进入主气膜孔和分气膜孔，并且从外壁面射出，以在外壁面上形成气膜冷却。

本发明还提供了一种适用于航空发动机涡轮叶片的树杈型气膜孔结构，包括一个主气膜孔、位于主气膜孔上游的前气膜孔、位于主气膜孔左侧的左气膜孔和位于主气膜孔右侧的右气膜孔，它们共同组成一个树杈型气膜孔单元，其主要特征是：

在叶片表面布置了主气膜孔，主气膜孔为简单圆柱孔，主气膜孔直径d，主气膜孔射流角θ(射流与叶片表面所成角度)为20°～45°。

在主气膜孔上游布置了一个前气膜孔，前气膜孔为主气膜孔的一个分支，前气膜孔为圆柱孔，前气膜孔直径d1为0.2d～0.5d，前气膜孔的射流角α1为1.5θ～2θ，前气膜孔的出口端与主气膜孔的出口端之间的距离s1为1.5d～3d。

在主气膜孔左侧布置了一个左气膜孔，左气膜孔为主气膜孔的一个分支，左气膜孔为圆柱孔，左气膜孔直径d2为0.2d～0.5d，左气膜孔射流角α2为1.2θ～1.5θ，左气膜孔的出口端与主气膜孔的出口端之间的距离s2为1.2d～2.5d。

在主气膜孔右侧布置了一个右气膜孔，右气膜孔为主气膜孔的一个分支，右气膜孔为圆柱孔，右气膜孔直径d3为0.2d～0.5d，右气膜孔的射流角α3为1.2θ～1.5θ，右气膜孔的出口端与主气膜孔的出口端之间的距离s3为1.2d～2.5d。

树杈型气膜孔单元按一定方式排列，其距离p为4d～7d。

本发明的气膜孔结构的优点在于：

1)结构简单，布局合理，加工方便，成本可控；

2)可有效削弱反转肾形涡对的影响，增大气膜覆盖面积，提高气膜冷却效果；

3)在给定吹风比条件下，冷却气体分配更均匀合理，可有效的减少气动损失，提高发动机效率。

附图说明

通过参照附图详细描述本发明的实施例，本发明将变得更加清楚，其中：

图1为本发明结构的俯视图

图2为本发明结构的剖视图

图3为本发明结构的排列方式

图4为反转肾形涡对结构

附图中的附图标记说明如下：

1.主气膜孔

2.前气膜孔

3.左气膜孔

4.右气膜孔

5.主气膜孔冷却射流

6.前气膜孔冷却射流

7.左气膜孔冷却射流

8.右气膜孔冷却射流

9.高温主燃气流

10.树杈型气膜孔单元

11.反转肾形涡对

12.外壁面

13.内壁面

14.叶片

15.前缘

具体实施方式

下面通过实施例，并结合附图，对本发明的技术方案作进一步具体的说明。在说明书中，相同或相似的附图标号指示相同或相似的部件。下述参照附图对本发明实施方式的说明旨在对本发明的总体发明构思进行解释，而不应当理解为对本发明的一种限制。

为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图作进一步详细说明。

如图1所示，本发明是一种适用于航空发动机热端部件的树杈型气膜孔结构。其中位于主气膜孔1上游的前气膜孔2、左侧的左气膜孔3以及右侧的右气膜孔4是本发明区别于其它气膜孔结构的突出特征。本发明的树杈型气膜孔单元10是由主气膜孔1、前气膜孔2、左气膜孔3和右气膜孔4构成，图3所示的气膜孔结构是由多个相同的树杈型气膜孔单元10按一定的排列方式共同组成。

如图2所示，叶片表面被高温主燃气流9包围着，主气膜孔冷却射流5、前气膜孔冷却射流6、左气膜孔冷却射流7和右气膜孔冷却射流8分别从主气膜孔1、前气膜孔2、左气膜孔3和右气膜孔4流出。

如图4所示，主气膜孔冷却射流5与高温主燃气流9掺混过程中形成了反转肾形涡对，而位于主气膜孔冷却射流5旁的前气膜孔冷却射流6、左气膜孔冷却射流7和右气膜孔冷却射流8在一定程度上可以削弱该反转肾形涡对11，降低冷却射流与主流的掺混强度，使冷却射流更均匀的保护叶片表面，从而提高气膜冷却效果。

本发明经过了cfd和实验验证，在给定吹风比条件下，其冷却效果比传统的圆柱形气膜孔的气膜冷却效果提高了200％～300％。

通过上述论述，完全有效地实现了本发明的目的。

一般情况下，前气膜孔2位于主气膜孔1上游，左气膜孔3和右气膜孔4位于主气膜孔1两侧对称位置，也可以布置在主气膜孔1斜上方区域。

该领域的技术人员可以理解本发明包括但不限于附图和以上具体实施方式中描述的内容，主气膜孔1的直径d、前气膜孔2的直径d1、左气膜孔3的直径d2、右气膜孔4的直径d3、主气膜孔1的射流角θ、前气膜孔2的射流角α1、左气膜孔3的射流角α2、右气膜孔的射流角α3、主气膜孔1的出口端与前气膜孔2的出口端之间的距离s1、主气膜孔1的出口端与左气膜孔3的出口端之间的距离s2、主气膜孔1的出口端与右气膜孔4的出口端之间的距离s3、一个树杈型气膜孔单元10与另一个树杈型气膜孔单元10之间的距离p等均可以改变，任何不偏离本发明的功能和结构原理的修改都将包括在权利要求书的范围中。其中，射流角是指射流方向与叶片的外壁面所成角度。

根据本发明的一个实施例，提供一种叶片气膜孔，包括：

主气膜孔1，主气膜孔1的入口端定位在叶片14的内壁面13上，并且主气膜孔1的出口端定位在叶片14的外壁面12上；和

分气膜孔2，3，4，分气膜孔2，3，4的入口端与主气膜孔1的通路连通，分气膜孔2，3，4从主气膜孔1的通路分出，并且分气膜孔2，3，4的出口端定位在叶片14的外壁面12上。

根据本发明的一个实施例，分气膜孔包括前气膜孔2，前气膜孔2的入口端与主气膜孔1的通路连通，前气膜孔2从主气膜孔1的通路分出，并且前气膜孔2的出口端比主气膜孔1的出口端更靠近叶片14的前缘15。

根据本发明的一个实施例，其中分气膜孔包括侧气膜孔3，4，侧气膜孔3，4的入口端与主气膜孔1的通路连通，侧气膜孔3，4从主气膜孔1的通路分出，并且侧气膜孔3，4的出口端从主气膜孔1的出口端侧向地偏置。

根据本发明的一个实施例，其中侧气膜孔3，4包括左侧气膜孔3和右侧气膜孔4，左侧气膜孔3和右侧气膜孔4对称地分别设置在主气膜孔1的左右两侧。

根据本发明的一个实施例，其中叶片包括用于航空发动机的涡轮叶片。

根据本发明的一个实施例，其中主气膜孔1与多个分气膜孔2，3，4组成一个树杈型气膜孔单元10。

根据本发明的一个实施例，其中在叶片中设置有多个树杈型气膜孔单元10。

根据本发明的一个实施例，其中主气膜孔1和分气膜孔2，3，4的横截面都为圆形。

根据本发明的一个实施例，其中主气膜孔1的直径大于分气膜孔2，3，4的直径。

根据本发明的一个实施例，其中冷却气流从内壁面13进入主气膜孔1和分气膜孔2，3，4，并且从外壁面12射出，以在外壁面12上形成气膜冷却。

已经参照示范性实施例描述了本发明。不过，显而易见，本领域技术人员在上述描述的教导下可明显得出多种可选择的变型和改变。因而，本发明包含落入所附权利要求的精神和范围之内的所有可选择的变型和改变。

虽然已经通过对于结构部件和/或方法作用特定的语言描述了本主题，但是应该理解本文中公开的概念不受限于描述的特定实施例。而是，在上文描述的特定的部件和作用被作为示例形式公开。公开的概念的修改形式的其它示例在没有脱离公开的概念的范围的情况下也是可能的。