【技术实现步骤摘要】
一种跨音速型气膜冷却孔
本专利技术属于航空发动机涡轮叶片
，具体地说，涉及一种跨音速型气膜冷 却孔。
技术介绍
随着航空发动机的快速发展，涡轮进口温度不断提高，推重比10的一级发动机的 涡轮进口温度已达到1900K?2000K，这已远远超出了涡轮叶片材料的耐热极限。目前，航 空发动机中广泛采用气膜冷却技术对涡轮叶片进行冷却，即从压气机抽出部分气体作为冷 气引入叶片内部，对叶片的内表面进行有效的冷却，同时一部分冷气通过叶片壁面的气膜 孔喷出，在叶片外部主流的作用下使冷气在叶片表面形成一层冷气薄膜，将叶片表面与高 温燃气隔离，进而对涡轮叶片进行有效的保护。 现阶段，先进航空发动机中涡轮叶片压力面和吸力面部分区域燃气速度已达到超 音速，为了使气膜冷却具有较好的冷却效果，需要保持一定的吹风比，要求相应的冷气速度 也较高，由于冷气温度比燃气温度要低很多，因此冷气的当地音速比燃气的当地音速要小， 冷气更容易达到音速甚至超音速。 目前涡轮叶片上主要是圆柱形气膜孔、扩张形气膜孔、缝形气膜孔以及双扇 形气膜孔，当冷气流经气膜孔时，不能使冷气速度从亚音速达到超音速。专利技术专利 200910121310. 8中公开了一种方变腰形缝形气膜冷却孔，由于气膜孔截面形状的变化，冷 气流入气膜孔后逐渐向两侧扩展，厚度也逐渐变薄，这种孔型组成的孔排易形成连续的气 膜，可得到好于圆柱形孔排的冷却效果，但是这种孔型的截面形状由矩形变为腰形，并不能 使冷气连续地从亚音速达到超音速。在连续的流动中，由于气流压缩性的影响，要让气流从 亚音速加速到超音速...
【技术保护点】
一种跨音速型气膜冷却孔，包括涡轮叶片内冷通道、吸力面气膜冷却孔、压力面气膜冷却孔，其特征在于:所述气膜冷却孔为收缩扩张形结构，分为收缩段、喉部、扩张段，气膜冷却孔入口截面和出口截面为椭圆形，喉部截面为圆形，气膜冷却孔对称设置在涡轮叶片两侧面上,吸力面气膜冷却孔与压力面气膜冷却孔形状相同，且与涡轮叶片内冷通道相连通，吸力面气膜冷却孔和压力面气膜冷却孔的中心线分别与涡轮叶片表面之间夹角α为30°～60°，气膜冷却孔收缩段中心线长度为6～10倍喉部半径，气膜冷却孔入口至喉部壁面的型线按维托辛斯基公式进行:(r2r)2=1-(1-1(r1/r2)2)[1-(x/l1)2]2[1+13(x/l1)2]3]]>式中，r为收缩段中任意垂直流动方向截面的半径，r1为点o1到线a1‑b1的垂直距离，x为收缩段中心线o1‑o2上任意点到点o1的距离；气膜冷却孔喉部为冷气从亚音速到超音速的过渡段，喉部截面积计算采用公式:其中m为通过气膜孔的冷气流量，ρ为喉部气流的密度，T为喉部气流的温度；气膜冷却孔从喉部到扩张段光滑过渡为扩张段壁面，扩张段半顶角β为4°～6°，扩张段中心线为:式中r3为点o3到线b2‑c2...
【技术特征摘要】
I. 一种跨音速型气膜冷却孔，包括润轮叶片内冷通道、吸力面气膜冷却孔、压力面气膜 冷却孔，其特征在于：所述气膜冷却孔为收缩扩张形结构，分为收缩段、喉部、扩张段，气膜 冷却孔入口截面和出口截面为楠圆形，喉部截面为圆形，气膜冷却孔对称设置在润轮叶片 两侧面上，吸力面气膜冷却孔与压力面气膜冷却孔形状相同，且与润轮叶片内冷通道相连 通，吸力面气膜冷却孔和压力面气膜冷却孔的中也线分别与润轮叶片表面之间夹角a为 30°?60°，气膜冷却孔收缩段中也线长度为6?10倍喉部半径，气膜冷却孔入口至喉部 壁面...
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