[其他]中空鑄造翼片薄膜冷卻劑通道

無效

• 申請號: 86108817
• 申請日: 1986-12-23
• 公開（公告）號: CN86108817A
• 公開（公告）日: 1987-07-08
• 發明（設計）人: 托馬斯·A·奧克西爾;羅伯特·尤金·菲爾德
• 申請（專利權）人: 聯合工藝公司
• 主分類號: F01D5/18
• 分類號: F01D5/18
• 代理公司: 中國專利代理有限公司
• 代理人: 黃力行

本發明涉及薄膜冷卻，尤其是涉及薄膜冷卻翼片。

大家已經熟悉，翼片的外表面可被冷卻，借助于導引的冷卻空氣，從內部腔室經過許多小通道，引導至外表面。所盼望的是，空氣吹出通道，使在通道的盡可能的長度距離內的下游內，仍保持拖帶于在翼片外表面上的附面層內，在熱的主流氣體和翼片表面之間，提供冷卻空氣保護膜。通道的軸線和翼片表面形成的角度，以及它對流過翼片表面通道涌出口熱氣流的方向的關系都是重要因素，影響氣膜冷卻的效率。氣膜冷卻的效率，被定義為主氣流溫度（T_g）和位于通道出口的下游氣流其距離為X的冷卻薄膜的溫度（T_f）的差值，除于主氣流溫度和在通道出口處（即位于X＝0）冷卻空氣溫度（T_e）差值，則E＝（T_g-T_f）/（T_g-T_e）。氣膜冷卻的效率，隨著從通道出口處的距離X迅速減小。在盡可能長的距離并復蓋盡可能大的表面區域，同時維持高的薄膜冷卻效率，是翼片氣膜冷卻的主要目標。

已為眾所周知的技術中，發動機的翼片必須使用最小量的冷卻空氣來冷卻，這是由于冷卻空氣是從壓縮機抽取的工作流體，同時氣體流動通路的損失迅速地降低發動機的效率。翼片的設計人員都面臨著使用特定的、最大的冷卻流體流動速度，來冷卻全部發動機翼片的問題。從內腔流經各個分別的冷卻通道，進入氣體通路的流量，借助冷卻通道的最小橫切面區域（調節區域）而加于控制。調節區域典型地位于通道與內空腔相交處。全部冷卻通道的總的調節區域，和由翼片引出的噴氣口，控制來自翼片冷卻氣體的流速，假定的內部的和外部的壓力范圍都預先確定的，而且通常是設計人員不能加予控制的。設計人員的任務是規定通道的尺寸和通道之間的間隔，同時包括通道的形狀和向位，這樣來使翼片全部區域保持低于臨界的設計溫度，該溫度限制決定于翼片材料的性能、最大應力值和適宜的壽命要求。

最理想是希望翼片表面百分之百地浸入冷卻空氣薄膜內;然而，離開通道出口的空氣通常是形成一個冷卻薄膜帶，不寬于或難寬于垂直于氣流的通道出口的大小。冷卻通道的數目、大小和間隔的限制，結果在保護薄膜中形成空隙，和/或低薄膜冷卻效率的區域，這會出現局部性的熱點。翼片熱點是限制發動機運行溫度的一個因素。

霍華德的美國專利3，527，543號采用了將圓形剖面的通道變成擴張的錐形，來增加從一給定通道的冷卻空氣拖帶于附面層內。通道也最好是定向在沿縱向方向延伸的平面上，或者偏的朝向氣體流動方向，從通道當它吹向下游時，依據其出口縱向地吹散冷卻空氣。任憑有這些特點，由煙流可視覺的試驗已確定，以及發動機附件的檢測，都說明從橢圓形的通道的發生（即霍華德那種），冷卻空氣在翼片表面被排出后，冷卻空氣薄膜其縱向的寬度連續按縱向擴大，它也只是大約是通道最大的短徑。這事實，結合通道之間是三至六個直徑典型的縱向間隔，導致翼片表面縱向間隔開通道之間和下游的區域，未收到從上述通道排列吹出的冷卻流體。錐形的有角度的通道，如霍華德3，527，543號專利所介紹者，提供最好的而不超過70%的復蓋率（即相鄰涌出孔的被冷卻空氣所復蓋的中心之間距離所占的百分比）。

離開冷卻通道空氣的速度依賴于它在通道進口的壓力與在通道出口流出氣體的壓力之比率。通常，壓力比率越大，流出速度越大。流出速度太大，致使冷卻空氣穿透燃氣流和被帶跑，而無提供薄膜冷卻的作用。太低的壓力比率，將致使燃氣流吸入至冷卻通道，造成局部翼片完全失去冷卻保護。翼片冷卻總損失，通常會有災難性結果，鑒于此安全系數通常被保留。事關安全系數的特大壓力，驅使設計方向朝著更高的壓力比率。高壓力比率的公差是薄膜冷卻設計時所希求的性能。依靠通道的偏置，冷卻氣流漫射，正如上述討論過的霍華德的專利中，提供這壓力比率公差是有益的，但其中談到的狹窄漫射角（最大包括12°的角度）要求有長的通道，因而，厚的翼片壁得到流出速度降低，常常被認為是最理想的，以降低薄膜冷卻的設計相對于壓力比率的靈敏度。相同的限制也存在于相關的梯形漫射通道，被介紹于西登斯蒂美國專利4，197，443號中。談及在兩個互相垂直的平面包含的最大漫射角度分別為7°和14°，以保證從斜壁流出的冷卻流體的分離不會發生，并且冷卻流體當它流出進入熱的燃氣流時，它整體地充滿通道。漫射角度的這種限制，只有更厚的翼片壁和按翼片展向的方向通道轉個角度，才可以產生更寬的通道出口和按縱向方向通道之間更小的間隙。最好是采用寬的漫射角度，但是采用現有技術不能作到。