專利名稱：一種折返式復(fù)合冷卻結(jié)構(gòu)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及強化傳熱與熱防護領(lǐng)域，具體來說是一種折返式復(fù)合冷卻結(jié)構(gòu)。
背景技術(shù)：
航空燃氣渦輪發(fā)動機是現(xiàn)代飛機和直升機的主要動力，為飛機提供推進力，為直升機提 供升力。燃燒室是燃氣輪機的重要部件，它的燃燒特性與高溫?zé)岱雷o效率，直接影響發(fā)動機 的工作與性能。隨著航空發(fā)動機性能的不斷提高，燃燒室部件的設(shè)計將向高溫升、高熱容燃 燒方向發(fā)展，因此對火焰筒的冷卻研究也變得更加重要， 一般來說，該問題的解決途徑主要 有兩個 一是提高燃燒室制造材料的許用工作溫度，然而，當(dāng)前進一步提高現(xiàn)有材料的耐熱 性能已經(jīng)十分困難。盡管隨著科技的發(fā)展，新研制的耐高溫材料，如陶瓷復(fù)合材料等耐熱材 料，能使火焰筒壁面的耐溫性能提高到1600K 1900K左右，但根據(jù)這類材料的研制狀況 來看，要實際應(yīng)用到發(fā)動機火焰筒上還需一段相當(dāng)長的時間。二是加強熱防護，即改進火焰 筒壁面的冷卻結(jié)構(gòu)來提高冷卻效率。亳無疑問，傳統(tǒng)的純氣膜冷卻結(jié)構(gòu)已經(jīng)無法滿足先進航 空發(fā)動機高溫升高熱容燃燒室發(fā)展的需求，需要研究出更加高效的冷卻方式。
目前現(xiàn)役發(fā)動機燃燒室大部分采用層疊環(huán)帶冷卻方式或者機械加工環(huán)帶方式，所形成的 縫式貼壁冷卻氣膜大約需要40%的冷空氣流量，能夠滿足推重比8 —級的發(fā)動機燃燒室出口 溫度的需要，但對于推重比IO—級的燃燒室，則需冷氣流量60-70%，這是發(fā)動機不能滿 足的。為此，必須發(fā)展先進的復(fù)合冷卻結(jié)構(gòu)，具有代表性的幾種先進的復(fù)合冷卻方式如下
(1) 層板冷卻結(jié)構(gòu)。典型的層板冷卻結(jié)構(gòu)是美國AADC (Allison Advanced Development Company)研制的Lamilloy層板冷卻結(jié)構(gòu)和Rolls-Royce公司研制的 Tmnsply層板冷卻結(jié)構(gòu)孫昌沐層板冷卻結(jié)構(gòu)流阻與換熱特性研究.西北工業(yè)大學(xué)碩士學(xué) 位論文，2001，均屬于半發(fā)散冷卻(Semitranspiration Cooling)方式。AADC公司的 Lamilloy層板是由數(shù)層經(jīng)過光刻或化學(xué)腐蝕的金屬板經(jīng)擴散焊接而成的，層間布滿許多基 柱，在層與層之間起連接作用，并且可以加強冷卻氣體的紊流度和增強換熱面積。Transply 層板結(jié)構(gòu)是由數(shù)層電化學(xué)力工的金屬板焊接而成。它是直接在每層層板上加工內(nèi)部流通通道。 冷卻氣體從進氣孔進來后先沖擊到層板內(nèi)壁上然后沿著通道流向出氣孔。這種冷卻結(jié)構(gòu)的優(yōu) 點在于層板內(nèi)部有豐富的換熱面積、擾流柱等強化換熱方式，同時具有沖擊冷卻這種高換 熱系數(shù)的冷卻方式，其冷氣消耗量可比常規(guī)冷卻減少30%，這樣可以大大改善燃燒室出口溫 度分布。
(2) 多斜孔孔壁冷卻結(jié)構(gòu)。該冷卻結(jié)構(gòu)的特征是在進行冷卻的壁面上開出大量非常密集
3的離散小直徑氣膜孔陣，與傳統(tǒng)氣膜冷卻相比其孔的直徑的要小得多，而與發(fā)散冷卻相比， 其熱側(cè)面盡可能形成完整覆蓋的冷卻氣膜，從而達到由多孔介質(zhì)而形成的發(fā)散冷卻的效果。 該冷卻方式的冷氣流從這些孔以一定的入射角射入流過壁面的熱主流中，將主流與壁面隔離， 起到保護的作用陳焱.致密微孔壁復(fù)合冷卻數(shù)值模擬和實驗研究.南京航空航天大學(xué)碩士學(xué) 位論文，2005。總的來說，致密微孔壁復(fù)合冷卻包含了冷側(cè)、氣膜小孔內(nèi)對流換熱和熱惻
的氣膜冷卻這三種冷卻方式。
(3)沖擊-發(fā)散復(fù)合冷卻結(jié)構(gòu)。該冷卻方式由兩層平壁組成，外側(cè)壁為沖擊壁，內(nèi)側(cè)壁 為發(fā)散孔壁。沖擊壁上分布著垂直壁面的沖擊孔，發(fā)散孔壁面上分布著與壁面夾角為a的小孔。 該冷卻方式的優(yōu)點如下A.充分利用沖擊冷卻換熱系數(shù)高的特點冷卻局部熱點；B.發(fā)散孔 與壁面傾斜，極大的增加了內(nèi)對流換熱面積。另外，孔入口處的附面層抽吸作用也加強了換 熱；C.恰當(dāng)?shù)碾p層壁間壓降分配可以使發(fā)散壁熱惻氣膜貼壁良好，形成全氣膜保護。沖擊發(fā) 散復(fù)合冷卻方式在F-119發(fā)動機和V2500發(fā)動機上取得了較好的效果方昌德.世界航 空發(fā)動機手冊.北京航空工業(yè)出版社，1996。
關(guān)于燃燒室火焰筒的先進冷卻方案，美、英等航空技術(shù)發(fā)達國家已經(jīng)開展了大量研究工 作， 一種方向是追求氣膜的冷卻效率，其最佳的方案是發(fā)汗冷卻，但由于孔徑和內(nèi)部通道太 小，易賭塞，應(yīng)用上有困難。另外一種方向是探討各種組合冷卻方案，這就形成了沖擊-氣膜 冷卻、沖擊-對流冷卻以及發(fā)散孔壁冷卻等，這類研究，現(xiàn)已達到了應(yīng)用階段，例如GE-90 發(fā)動機的發(fā)散孔壁冷卻，其氣膜冷卻效率不高，僅為0.6-0.72，而純氣膜冷卻的效率可達 0.78-0.82左右，但發(fā)散孔壁方案在形成氣膜前，先對火焰筒進行內(nèi)對流冷卻，因此總的冷 卻效率可達0.9左右，可見復(fù)合冷卻結(jié)構(gòu)能夠有效地提高火焰筒的熱防護效果。然而，隨著 航空技術(shù)的不斷發(fā)展，現(xiàn)有冷卻方案已經(jīng)不能滿足要求，高溫升、高熱容燃燒室的設(shè)計需要 研制出具有更高冷卻效率的冷卻結(jié)構(gòu)。
大量的實驗研究與工程實踐表明在沖擊發(fā)散冷卻的基礎(chǔ)上，參考層板冷卻結(jié)構(gòu)的特點， 可進一步加大冷卻結(jié)構(gòu)內(nèi)部的換熱面積，提高火焰筒的內(nèi)對流冷卻；而通過改變氣膜孔的形 狀則可以更好的提高多斜孔孔壁的冷卻效果D. G. Hyams，丄H. Leylek. A Detailed Analysis of Film Cooling Physics: Part III—Streamwise Injection With Shaped Holes: ASME Journal of Turbomachinery, 2000， 122: 122-132R. A. Brittingham， J. H. Leylek. A Detailed Analysis of Film Cooling Physics: Part IV—Compound-Angle Injection With Shaped Holes. ASME Journal of Turbomachinery, 2000， 122: 133-145。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明在沖擊發(fā)散冷卻的基礎(chǔ)上參考層板冷卻結(jié)構(gòu)的特點，同時保留原有的沖擊冷卻和 多斜孔孔壁冷卻方案，并引入新的技術(shù)措施來提高冷卻結(jié)構(gòu)的冷卻效果。為了實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提出一種折返式復(fù)合冷卻結(jié)構(gòu)，包括端壁、外惻壁、內(nèi)惻壁； 在外惻壁和內(nèi)側(cè)壁之間設(shè)有中間壁，外側(cè)壁、中間壁與外側(cè)壁組成三層壁結(jié)構(gòu)，通過端壁將 內(nèi)側(cè)壁與外側(cè)壁兩端封閉，中間壁后端與后端壁相連；外側(cè)壁的后端設(shè)有幾排沖擊孔，所述 沖擊孔可以為圓孔，也可以為其它形狀的孔。冷卻氣體在外側(cè)壁的后段以沖擊氣流的形式進 入該冷卻結(jié)構(gòu)；中間壁的前端與前端壁之間形成一定間隔的冷卻空氣槽，內(nèi)側(cè)壁與中間壁間 形成下冷卻通道，外側(cè)壁與中間壁間形成上冷卻通道。中間壁的外側(cè)面上布置有陷窩狀丁胞 坑。所述的丁胞坑形狀為魚鱗型，也可為其它形狀，使對冷卻氣體的阻力達到最小。
內(nèi)側(cè)壁為多斜孔孔壁冷卻結(jié)構(gòu)，采用縮擴氣膜孔，縮擴氣膜孔為兩端粗口中間細的結(jié)構(gòu)， 冷卻氣體在孔內(nèi)呈先收縮，后擴張的流動方式。
冷卻氣體在三層壁間折返流動，氣體在由外側(cè)壁和中間壁組成的上冷卻通道中由后向前 流動，通過中間壁上丁胞坑的作用可有效提高中間壁前段的換熱效率；氣體通過冷卻空氣槽 進入下冷卻通道折返流動，然后由縮擴氣膜孔流出內(nèi)側(cè)壁，在內(nèi)側(cè)壁熱側(cè)形成氣膜保護；縮 擴氣膜孔的收縮進氣可有效提高氣膜孔內(nèi)壁的對流換熱，而擴張出氣則可降低射流的穿透能 力，強化氣膜在內(nèi)惻壁熱惻的覆蓋效果，有效保護火焰筒。
本發(fā)明的的優(yōu)點為
1) 通過在中間壁外惻面上布置丁胞坑，可在兩方面強化換熱效果， 一是增大換熱而積， 二是產(chǎn)生擾動?；谒啓C葉片上魚鱗狀磨痕以及高爾夫球氣動阻力的研究，本發(fā)明丁胞坑 的形狀設(shè)計為魚鱗形狀，在不考慮阻力損失的情況下，也可設(shè)計為其它形狀。
2) 縮擴氣膜孔的收縮進氣導(dǎo)致入口冷氣速度的不斷加快，強化了縮擴氣膜孔內(nèi)壁的對流 換熱，而擴張出氣則可降低射流的穿透能力，強化氣膜在內(nèi)惻壁熱惻的覆蓋效果，有效保護 火焰筒。
3) 該裝置結(jié)構(gòu)簡單，便于推廣應(yīng)用。


圖l為本發(fā)明提供的折返式復(fù)合冷卻結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)示意圖2為在不同吹風(fēng)比M下的冷卻效率隨X/D的變化關(guān)系。
具體實施例方式
下面結(jié)合附圖對本發(fā)明做進一步說明
本發(fā)明一種折返式復(fù)合冷卻結(jié)構(gòu)，'如圖1所示，括端壁l、外側(cè)壁2、內(nèi)惻壁4;在外 側(cè)壁2和內(nèi)側(cè)壁4之間設(shè)有中間壁3，內(nèi)側(cè)壁4、中間壁3與外側(cè)壁2組成三層壁結(jié)構(gòu)，并 通過端壁1將其兩端封閉，中間壁4后端與后端壁1相連；
外側(cè)壁2的后段設(shè)有幾排沖擊孔6，可使冷卻氣體在外側(cè)壁2的后段以沖擊氣流的形式 進入該冷卻結(jié)構(gòu)；所述沖擊孔6可以為圓孔，也可以為其它形狀的孔。
中間壁3的前端與端壁1之間形成一定間隔的冷卻空氣槽8，內(nèi)側(cè)壁4與外側(cè)壁2間的 上冷卻通道9和中間壁3與內(nèi)側(cè)壁4間的下冷卻通道10;中間壁3的外側(cè)面上布置有陷窩
5狀丁胞坑5。所述的丁胞形狀為魚鱗型，也可為其它形狀，使對冷卻氣體的阻力達到最小。 內(nèi)側(cè)壁4為多斜孔孔壁的冷卻結(jié)構(gòu)，采用縮擴氣膜孔7，此縮擴氣膜孔7為兩端粗口中
間細的結(jié)構(gòu)，冷卻氣體在縮擴氣膜孔7內(nèi)呈先收縮后擴張的流動方式。
該冷卻結(jié)構(gòu)通過多種形式對流換熱，并在內(nèi)側(cè)壁2熱側(cè)形成氣膜層，可有效實現(xiàn)燃燒室
火焰筒的高溫?zé)岱雷o。
發(fā)動機壓氣機流過來的冷卻氣流通過本結(jié)構(gòu)外側(cè)壁2的前半部分時，冷卻空氣與外側(cè)壁 2的外表面進行對流換熱，降低外側(cè)壁2的外表面的溫度。當(dāng)冷卻氣流流至外側(cè)壁2的后部 時，冷卻空氣從外側(cè)壁2上的幾排沖擊孔6進入上冷卻通道9，冷卻空氣直接沖擊中間壁3 的上表面，對其進行沖擊冷卻，降低中間壁3上表面的溫度；另一方面，冷卻空氣在上冷卻 通道9內(nèi)向前逆向流動，分別與中間壁3的丁胞坑5的上表面和外側(cè)壁2的內(nèi)表面進行對流 換熱。當(dāng)冷卻空氣流至中間壁3的前端時，通過從中間壁3前端與冷卻結(jié)構(gòu)端壁1之間的冷 卻空氣槽8進入下冷卻通道10。冷卻空氣在下冷卻通道10內(nèi)從前向后的流動過程中，與中 間壁3的下表面和內(nèi)側(cè)壁4的內(nèi)表面進行對流換熱，同時，冷卻空氣通過內(nèi)側(cè)壁4上的縮擴 氣膜孔7流入高溫?zé)釔?，此時，冷卻氣流與縮擴氣膜孔7熱側(cè)表面進行對流換熱帶走熱量， 并在熱側(cè)形成一層均勻的氣膜將燃氣和內(nèi)側(cè)壁4壁面隔開，對壁面起到很好的冷卻保護作用。
由此可見，折返式復(fù)合冷卻結(jié)構(gòu)集沖擊換熱、對流換熱、丁胞壁面換熱和氣膜保護于一 身，兼具沖擊冷卻結(jié)構(gòu)，對流換熱冷卻結(jié)構(gòu)和氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的優(yōu)點，結(jié)構(gòu)合理，冷卻效率高， 是一種創(chuàng)新性的新型冷卻結(jié)構(gòu)。
實施例
釆用本發(fā)明一種折返式復(fù)合冷卻結(jié)構(gòu)進行吹風(fēng)研究，研究參數(shù)參照國內(nèi)外典型航空發(fā)動 機燃燒室中的參數(shù)，其中熱燃氣流的進口溫度和進口速度分別為T嚴(yán)l595K和U,80m/s; 冷卻氣流的進口溫度為T^800K，進口速度分別取U^8m/s、 20m/s和40m/s，此吋所 對應(yīng)的冷卻氣流的吹風(fēng)比則分別為M=0.2、 0.5和1.0。
結(jié)果表明冷卻氣流從外側(cè)壁2后腔的沖擊孔6以后腔沖擊射流方式進入冷卻結(jié)構(gòu)內(nèi)部 后，先對中間壁3后段進行沖擊冷卻，然后向前逆向流動，進行對流換熱，流經(jīng)丁胞坑5使 得換熱強化，當(dāng)冷卻氣流流到上冷卻通道9前端時，經(jīng)冷卻空氣槽8進入下冷卻通道10前 端，先對內(nèi)側(cè)壁上壁面進行沖擊換熱，然后向后流動，進行對流換熱，最后氣流從縮擴氣膜 孔7流出，在內(nèi)側(cè)壁4熱側(cè)形成保護氣膜。
折返式復(fù)合冷卻結(jié)構(gòu)在不同吹風(fēng)比M下的冷卻效率隨X/D (X為距內(nèi)側(cè)壁4前端的距 離，D為縮擴氣膜孔7的折算直徑)的變化關(guān)系如圖2所示，可以看出，吹風(fēng)比越大整體冷 卻效率越高，在內(nèi)側(cè)壁前端的冷卻效率最低已經(jīng)達到0.6以上，遠高于相同吹風(fēng)比下多斜孔 壁冷卻結(jié)構(gòu)的冷卻效率，可見充分的內(nèi)冷起到了很大的作用。另外，由于冷氣流從前腔的窄 縫流出的沖擊作用，使得在縮擴氣膜孔7開始的地方冷卻效率就比較大，隨著縮擴氣膜孔7 內(nèi)換熱和熱側(cè)氣膜覆蓋的相應(yīng)作用，到了內(nèi)側(cè)壁4的后部冷卻效率達到一個很髙的值，超過了0.97，并且保持不變，可見該冷卻結(jié)構(gòu)能夠得到充分內(nèi)冷，并且使冷卻結(jié)構(gòu)壁面的整體溫, 度分布比較均勻。
權(quán)利要求
1、一種折返式復(fù)合冷卻結(jié)構(gòu)，主要包括端壁、外側(cè)壁、內(nèi)側(cè)壁，其特征在于在外側(cè)壁和內(nèi)側(cè)壁之間設(shè)有中間壁，外側(cè)壁、中間壁內(nèi)外側(cè)壁組成三層壁結(jié)構(gòu)，并通過端壁將內(nèi)側(cè)壁與外側(cè)壁兩端封閉，中間壁后端與后端壁相連；外側(cè)壁的后段設(shè)有沖擊孔，冷卻氣體在外側(cè)壁的后段以沖擊氣流的形式進入該冷卻結(jié)構(gòu)；中間壁的前端與端壁之間設(shè)置一定間隔的冷卻空氣槽，中間壁與外側(cè)壁間形成一定間隔的上冷卻通道，中間壁與內(nèi)側(cè)壁間形成一定間隔的下冷卻通道；中間壁的外側(cè)面上布置有陷窩狀丁胞坑；內(nèi)側(cè)壁為多斜孔孔壁冷卻結(jié)構(gòu)，采用縮擴氣膜孔，冷卻氣體在孔內(nèi)呈先收縮后擴張的流動方式。
2、 按照權(quán)利要求l所述一種折返式復(fù)合冷卻結(jié)構(gòu)，其特征在于所述沖擊孔為圓孔。
3、 按照權(quán)利要求1所述一種折返式復(fù)合冷卻結(jié)構(gòu)，其特征在于所述的陷窩狀丁胞坑 形狀為魚鱗型。
4、 按照^C利要求1所述的折返式復(fù)合冷卻結(jié)構(gòu)，其特征在于所述縮擴氣膜孔為兩端 粗口中間細的結(jié)構(gòu)。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種折返式復(fù)合冷卻結(jié)構(gòu)，包括外側(cè)壁、中間壁、內(nèi)側(cè)壁與端壁。外側(cè)壁的后段設(shè)有沖擊孔；中間壁與前端壁間形成一定間隔的冷卻空氣槽；內(nèi)側(cè)壁為多斜孔孔壁的冷卻結(jié)構(gòu)，冷卻氣體在三層壁間折返流動。冷卻氣體采用沖擊進氣方式，氣體在由外側(cè)壁和中間壁組成的上冷卻通道中由后向前流動，通過中間壁上丁胞坑的作用可有效提高中間壁前段的換熱效率；氣體通過冷卻空氣槽進入下冷卻通道后折返流動，通過縮擴氣膜孔流出內(nèi)層壁，在內(nèi)側(cè)壁熱側(cè)形成氣膜保護；用縮擴氣膜孔的收縮進氣可有效提高縮擴氣膜孔內(nèi)壁的對流換熱，而擴張出氣則可降低射流的穿透能力，強化氣膜在內(nèi)側(cè)壁熱側(cè)的覆蓋效果，有效保護火焰筒。該冷卻結(jié)構(gòu)簡單，制造簡便，便于推廣應(yīng)用。
文檔編號F23R3/00GK101526228SQ200910081179
公開日2009年9月9日 申請日期2009年4月7日 優(yōu)先權(quán)日2009年4月7日
發(fā)明者李志強, 濤 田 申請人:北京航空航天大學(xué)