一种高效阵列射流冷却结构.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN107503801A(43)申请公布日2017.12.22(21)申请号201710710525.8(22)申请日2017.08.18(71)申请人沈阳航空航天大学地址110136辽宁省沈阳市沈北新区道义南大街37号(72)发明人李润东孙哲贺业光李少白刘学斌(74)专利代理机构沈阳维特专利商标事务所(普通合伙)21229代理人甄玉荃(51)Int.Cl.F01D5/18(2006.01)F01D5/08(2006.01)F01D25/12(2006.01)权利要求书1页说明书3页附图5页(54)发明名称一种高效阵列射流冷却结构(57)摘要本发明属于燃气轮机及航空发动机高温部件冷却及其他一些涉及到阵列冲击射流冷却的领域，具体为一种高效阵列射流冷却结构。提供三种阵列射流冲击孔结构设计和一种锥形肋结构设计，包括一种多孔阵列排布的渐缩型射流冲击孔孔板，一种有不同孔径阵列排布的冲击孔孔板，一种带有倒(圆)角阵列排布的冲击孔孔板，以及一种上锥形肋阵列排布的射流靶板。本次设计目的在于使用最少的冷却空气量，最大程度的提高冷却效率，同时降低了冷却壁面整体的温度梯度，使传热更加均匀稳定。CN107503801ACN107503801A权利要求书1/1页1.一种高效阵列射流冷却结构，其特征在于：包括射流孔板及射流靶板，所述的射流孔板上设有多个阵列排列的冲击孔；所述射流孔板位于所述射流靶板的上部，二者之间为空腔设计。2.如权利要求1所述的一种高效阵列射流冷却结构，其特征在于：所述的射流靶板上面设有多个凸起的锥形肋。3.如权利要求1所述的一种高效阵列射流冷却结构，其特征在于：所述的冲击孔由上至下为渐缩孔设计，所述渐缩型冲击孔上、下两端口圆直径的差值为1.5D，冲击孔的法线与冲击孔壁面所成倾斜角度θ为45°～90°。4.如权利要求1所述的一种高效阵列射流冷却结构，其特征在于：所述冲击孔的上部为倒角或倒圆角设计，下部为圆柱孔设计；所述倒角冲击孔的倒角角度α为30～45°，倒角的尺寸为0.1D～0.3D。5.如权利要求1-4任一所述的一种高效阵列射流冷却结构，其特征在于：所述的冲击孔为3种不同孔径阵列排布，三种孔径分别为1D、1.5D及2D。6.如权利要求2所述的一种高效阵列射流冷却结构，其特征在于：所述锥形肋的锥面为直面或者为曲面。7.如权利要求2所述的一种高效阵列射流冷却结构，其特征在于：所述的锥形肋底圆直径为0.5D，锥形肋高度为0.5D～1D。8.如权利要求2所述的一种高效阵列射流冷却结构，其特征在于：所述的锥形肋与所述的冲击孔的数量相互匹配，所述锥形肋位于所述冲击孔在所述射流靶板的上垂直投影区域之内。2CN107503801A说明书1/3页一种高效阵列射流冷却结构技术领域：[0001]本发明属于燃气轮机及航空发动机高温部件冷却及其他一些涉及到阵列冲击射流冷却的领域，具体为一种高效阵列射流冷却结构。背景技术：[0002]提升燃气轮机热效率的关键技术是提高燃机透平转子的进口温度，现在燃气轮机透平一级动叶的燃气温度已经达到了1800K以上，如此高的温度下，燃气轮机的热端部件(燃烧室、火焰筒、过渡段、涡轮叶片等)无法在如此高的温度下长时间工作，必须采用有效的冷却技术。[0003]目前，燃气轮机的发展趋势是提高温升和降低污染物的排放，二者都需要较大范围的提高用于燃气轮机燃烧室的空气比例，由此导致用于燃机热端部件的冷却空气比例降低。在保证燃气轮机热效率的情况下，如何通过更少的冷却空气量，更有效的冷却燃机的热端部件是目前迫切需要解决的问题。[0004]在所有的传热强化技术中，阵列射流冲击冷却是提高局部换热系数中最重要也是最有效的方法，也是最早应用于燃气轮机涡轮叶片冷却的技术手段之一。影响壁面换热最直接的原因是由于壁面存在气体边界层，影响了壁面的换热效果，而冲击冷却可以在射流驻点区域最大程度的降低边界层的厚度，达到增强换热的目的。[0005]现有的阵列射流冷却系统中具有如下局限性：[0006](1)实验冷却系统没有考虑到在实际工作情况下，冷却空气量是有限的。没有办法大幅度的提升冲击射流的雷诺数。[0007](2)现有阵列射流冷却系统，有效冷却面积是四倍冲击孔范围内，其他区域内射流靶板壁面边界层较厚，换热效果不好。[0008](3)冲击射流冲击靶板之后，会在靶板壁面出产生一定量的横流，横流会对后排射流产生影响，使得后排冲击射流产生偏移，导致靶板整体的冷却温度不均，产生较大的温度梯度，影响材料的使用寿命。发明内容：[0009]本次设计目的在于使用最少的冷却空气量，最大程度的提高冷却效率，同时降低了冷却壁面整体的温度梯度，使传热更加均匀稳定。为实现上述目的，本次设计提供了三种冲击孔结构设计以及