气膜冷却

摘要： 针对引入前缘气膜冷却的某高压涡轮转子叶片,运用NUMECA进行建模,对引入气膜冷却后的涡轮叶栅流场进行分析,得到了加入前缘气冷后温度、速度、总压等参数的变化。再改变前缘气膜冷气流量,得到了不同流量工况下涡轮叶栅流场的变化情况。通过计算得到结论,冷气流量增大,气膜与叶片壁面分离位置提前,整体流速更快到达最大值且沿着壁面下降更快。冷气流量减小,冷却效率降低;吹风比越大,不同冷气流下冷却效率的变化更为集中;但随着冷气流的改变,总压恢复系数没有发生本质变化。

摘要： 在不同吹气比时,研究了几种带有横向槽的离散孔气膜冷却结构的速度矢量分布和气膜冷却效率,分析了具有相同开槽深度的不同孔口凹槽结构的作用效果。结果表明:在低吹风比时,斜槽具有一定的冷却优势,且斜槽出口前倾角的角度对斜槽冷却效率的影响不大。在较高吹风比时,窄槽的冷却优势明显,其次是出口前倾角较小的斜槽,而宽槽的冷却效果较差。通过计算发现,4种开槽孔的气膜有效覆盖比和平均冷却效率值与吹风比成正比,而气膜的不均匀性与吹风比成反比关系。气膜孔出口处开横向凹槽后能够有效地减小反向涡对的强度,冷气膜可以和主流发生均匀掺混,并很好地覆盖于热主流区域,冷却效率得到了提高。

摘要： 透平动叶叶顶是叶片上温度最高的区域,流动换热情况复杂。为降低叶顶区域的温度,对叶顶展开气膜冷却方案研究,使用流热耦合数值方法模拟叶顶区域的流动换热。首先对无叶顶气膜冷却的模型展开计算,获得叶顶高换热区所在位置。根据局部高温区的位置,提出3种叶顶气膜冷却方案,分析各个方案下叶顶的热载荷情况。基于叶顶的表面相对温度、传热系数的分布以及冷气消耗量,比较不同叶顶气膜孔方案的冷却效果。从冷却效果、温度分布均匀性、冷气消耗量等方面对叶顶气膜设计方案进行评估,发现在冷气增量小于1%的条件下,在叶顶凹槽的前部、中后部近吸力面以及叶顶外侧压力面全弧长范围、吸力面前缘附近设置气膜孔是最佳的气膜冷却方案,该设计方案可以使叶顶除尾缘外的前缘至中弦区域平均温度降低83 K,且温度分布最为均匀。研究成果可为未来叶顶冷却升级改进设计提供参考。

摘要： 为了降低凹槽叶顶整体热负荷并提高高传热区的气膜冷却效率,研究了压力侧冷却射流对透平级凹槽叶顶冷却传热性能的影响。通过数值计算获得了2种压力侧气膜孔形状(圆孔、扩张孔)和5种压力侧射流角(20°~40°)条件下,透平级凹槽叶顶的传热系数和气膜冷却效率分布。研究表明:前缘压力侧冷却流进入凹槽,增强了凹槽底部的冷却效果;中部和尾缘压力侧冷却流对凹槽肩壁和叶顶尾缘进行了冷却,增强了叶顶高热负荷区域的冷却效果。在所研究的射流角范围内,射流角越小,凹槽叶顶的冷却效果越好。当采用扩张孔、射流角由20°增大到40°时,肩壁的面积平均传热系数增大了6%,面积平均气膜冷却效率减小了14.3%;叶顶压力侧的面积平均传热系数增大了36%,面积平均气膜冷却效率减小了37.2%。在小射流角条件下,扩张孔的叶顶和压力侧冷却效果优于圆孔。射流角为20°时,与圆孔相比:扩张孔使凹槽肩壁面积平均传热系数减小了2%,面积平均气膜冷却效率增大了5.9%;扩张孔使叶顶压力侧的面积平均传热系数减小了22.6%,面积平均气膜冷却效率增大了43.3%。

摘要： 采用数值方法研究了发动机工况下燃气透平第一级动叶带压力侧小翼的凹槽叶顶冷却传热性能,分析了7种小翼结构(等截面小翼、扭曲型小翼等)对透平级气动性能与传热系数分布的影响,对比了单排气膜孔、双排气膜孔条件下传统凹槽叶顶、无压力侧肩壁凹槽叶顶、带压力侧小翼凹槽叶顶的冷却传热效果。结果表明:传统凹槽叶顶槽底存在高传热区,合理的压力侧小翼结构设计能有效消除槽底高传热区、降低凹槽叶顶的平均传热系数;相对于传统凹槽叶顶,带圆角扭曲型小翼凹槽叶顶的平均传热系数下降了约16.45%。叶顶气膜孔能有效降低叶顶的平均传热系数,且双排孔结构下叶顶气膜冷却效率有明显提升。对于单排气膜冷却孔结构,带压力侧小翼凹槽叶顶气膜冷却效率优势不明显,可通过加入压力侧气膜孔提升其传热与冷却性能;在双排孔冷却结构下,带压力侧小翼凹槽叶顶平均传热系数比传统凹槽叶顶减小0.76%,比无压力侧肩壁凹槽叶顶减小7.84%,气膜冷却效率比传统凹槽叶顶增大9.13%,比无压力侧肩壁凹槽叶顶增大9.6%。

摘要： 采用流热固耦合方法数值研究了真实叶片材料热物性条件下叶片前缘冲击腔室内冷却射流的流动及换热特性。分析了冲击孔的偏置距离(2.5 mm、5.0 mm、7.5 mm和10.0 mm)及冲击冷气与主流的质量流量比(1.0%、1.5%、2.0%、2.5%和3.0%)对前缘面复合冷却性能、冲击靶面对流换热性能及吸力面气膜冷却性能的影响。研究表明:冲击孔偏置结构会对叶片前缘区域的冷却产生显著的影响,偏置距离较小时会削弱前缘面复合冷却性能及靶面对流换热性能,而偏置距离较大时能同时强化前缘面复合冷却性能及靶面对流换热性能,尤其是对靶面对流换热性能的提高效果非常显著。4个冲击孔偏置结构中,偏置距离最大的结构相较于无偏置结构的靶面平均努塞尔数最多提高了约33.97%;吸力面的气膜冷却性能大体上与冲击孔到吸力面气膜孔的周向距离呈现出负相关性,冲击孔距吸力面气膜孔越远,吸力面的气膜冷却性能越弱;相较于无偏置结构,冲击孔偏近及偏离气膜孔布置时吸力面平均气膜有效度最多分别提高了约5.56%和降低了约10.96%;当冲击冷气的质量流量比较小时,增大冷气的质量流量比能有效提高叶片前缘冷却性能。前缘面平均综合冷却效率、靶面平均努塞尔数和吸力面平均气膜有效度分别能提高最多约26.78%、103.94%和56.67%,但当冷气的质量流量比过大时,会发生气膜孔出口处冷气脱离壁面并主流发生掺混的情况,严重影响前缘面及吸力面的气膜覆盖效果。

摘要： 为了深入研究压气机抽取的脉动冷气影响燃气涡轮动叶凹槽状叶顶的流动与冷却特性,采用数值求解三维非稳态雷诺时均N-S方程和标准k-ω湍流模型的方法,研究了考虑气膜冷却脉动特性的涡轮动叶凹槽状叶顶的气动和冷却性能。采用正弦函数描述动叶凹槽状叶顶中弧线等间距布置气膜冷却孔的冷气脉动特性,对比研究了3种脉动振幅和5种脉动频率的动叶凹槽状叶顶气膜冷却有效度和总压损失系数。研究结果表明:在一个脉动周期内,不同瞬时冷气的穿透能力和附着能力差异显著。气膜冷却冷气吹风比小幅值脉动时,脉动频率的提高改变了叶顶气膜冷却有效度变化曲线的相位,但对整体的冷却效果基本没有影响;冷气吹风比大幅值脉动时,脉动频率的增大略微提高了叶顶冷却性能,并且当脉动频率增大至最大值2000 Hz时,受到延迟反馈效应的影响,脉动周期内气膜冷却有效度的最低值相比250 Hz时提高约50%。高温主流在冷气吹风比大幅值脉动时周期性入侵冷气管路,对叶顶中间弦长和尾缘处的气膜孔结构造成破环。气膜冷却冷气吹风比低频脉动时,动叶平均总压损失系数以正弦函数规律变化,不同瞬时的总压损失系数差异随冷气吹风比脉动幅值的增大而扩大,同时当脉动频率增加时,不同瞬时之间的总压损失系数差异逐渐缩小。研究工作可为考虑气膜冷却脉动特性影响下动叶叶顶的气热性能分析提供参考。

摘要： 为进一步分析出湿空气作为冷却工质时气膜冷却相对于干空气气膜冷却的差异,分别通过实验与数值方法,探究了吹风比和湿空气含湿量对平板气膜冷却的影响。在实验研究中,采用红外热像仪测量靶面温度,对比分析了不同含湿量与吹风比下平板气膜冷却性能变化规律,从而得到气膜冷却效率关于吹风比与含湿量的变化关系。在数值研究中,建立了具有单个气膜孔、周期性边界条件的气膜冷却模型,利用ANSYS CFX软件数值分析了高温高压条件下的不同吹风比,不同湿空气含湿量条件下的流动与传热特性。结果表明:在实验条件下,当吹风比为0.7时,靶面冷却效率随含湿量的增加而增加;当含湿量为188.9 g/kg时,湿空气相对于干空气的靶面平均冷却效率增加量最高,约为4.8%。数值分析结果和实验吻合较好。进一步的数值分析表明,当吹风比为0.7时,气膜冷却效果最好,且吹风比处于0.3~0.7之间时,靶面的气膜冷却效果均随着含湿量的增加而增加,当吹风比大于0.7时的规律则相反。基于实验结果与数值结果拟合出靶面平均气膜冷却效率关于吹风比和含湿量的关联式,实验值和数值结果与关联式的相对误差均小于±2%。

摘要： 贫油预混燃烧室出口的强旋流和温度不均匀特征向下游迁移,直接影响了下游涡轮静叶栅端壁的气动性能,进而改变了气膜冷却端壁的传热冷却特性。设计了具有典型速度和温度出口特征的燃烧室,与实验数据对比,验证了设计的燃烧室出口具有典型的旋流和温度分布特征。采用数值求解三维雷诺平均N-S方程和剪切应力传输湍流模型SST k-ω研究了燃烧室出口旋流对静叶栅端壁流动型态和传热冷却特性的影响。对比分析了燃烧室出口旋流核心与静叶栅沿栅距5个相对位置时气膜冷却端壁的流场型态和传热冷却特性。研究表明:当燃烧室出口旋流中心正对静叶片1时,马蹄涡压力面分支横向迁移被削弱造成滞止点向下游移动,端壁传热恶化,第3排气膜冷却射流被带离端壁,绝热气膜有效度降低;旋流中心正对静叶片2时,马蹄涡压力面分支裹挟第2排气膜冷却射流冲击吸力面,二次冷却效果提升的同时端壁面平均气膜有效度提高,最大值为0.148,无量纲面平均热通量减小了0.0555。该研究揭示了燃烧室出口旋流对下游静叶栅端壁流场型态和传热冷却特性的影响机制,为端壁气膜冷却布局设计提供了一定的参考。

摘要： 本文针对前缘凹槽结构的气膜冷却特性进行了数值研究,分析对比了不同吹风比下凹槽深度对叶片前缘气膜冷却特性的影响。得出以下结论:相比于前缘无凹槽结构,凹槽结构能显著提高整个前缘表面的气膜覆盖效果,这一特点在小吹风比下更加突出;凹槽深度对前缘表面气膜冷却效率的影响较大,前缘表面的气膜冷却效率随着前缘凹槽直径的增大而逐渐减小,这一特点在大吹风比下更为明显;3种凹槽结构下的气膜冷却效率沿着展向方向逐渐增大,这一特点在大吹风比下更加明显;3种凹槽结构下的气膜冷却效率均随着吹风比的增大而减小。

摘要： 针对燃气轮机平板气膜冷却几何偏差对其冷却效率影响问题,本文采用STAR-CCM+对其进行几何偏差不确定量化研究,其中不确定性因素为根部倒角、孔径.利用STAR-CCM+的多面体网格功能,高效的解决了其他同类网格工具无法在根部倒角位置采用结构化网格的困难,相对于非结构化网格,也大大减少了网格量;采用录制宏命令的方式进行计算文件的批处理,也有效的减少了工作量;孔径偏差10％的情况下,侧向平均平均气膜冷却效率偏差最高36.3％,平均偏差为17.34％.

摘要： 涡轮叶片的冷却技术是航空发动机涡轮设计中的关键技术之一,冷却技术的先进与否直接影响甚至决定了发动机的工作性能.国内外研究表明,等离子体气动激励技术能够大幅提高涡轮叶片气膜冷却的效率,是一种值得进一步研究发掘的技术.本文介绍了涡轮叶片气膜冷却的基本原理及影响因素,简述了当前在等离子体流动控制技术应用于涡轮叶片流动分离和叶尖间隙控制方面的主要研究内容,重点总结分析了等离子体气动激励在改善涡轮叶片气膜冷却方面的研究成果.

摘要： 压敏漆(PSP)测试技术是飞行器风洞实验大面积定量测压和流动显示的重要工具.本文简要介绍快响应PSP技术原理,压敏涂料性能,动态标定装置,高超风洞实验设备.在高超声速风洞中分别对平板圆柱、压缩拐角和气膜冷却模型进行了PSP试验,得到了非定常连续压力场数据和气膜冷却效率分布云图.试验结果表明,压敏漆技术能测量非定常流动的流场结构同时得到很好的定量压力数据,能有效用于气膜冷却流动和传热特性的研究.

摘要： 根据相似理论近似模化原理,设计了气膜冷却结构冷态模型,测定了气膜冷却结构内的速度场和压力场,验证了该气膜冷却结构的合理性.研究结果表明,冷却空气流量恒定时,沿轴向气膜冷却结构中心轴线上的轴向速度逐渐增大;增大冷却空气流量,同一轴向位置速度和相对压力均增大;燃烧室内非回流区截面横向速度关于中心对称性较好,纵向速度的对称性较差.

摘要： 使用格子Boltzmann方法对一种高度复杂的三维湍流流动-传热现象——气膜冷却进行数值研究.充分利用格子Boltzmann方法的天然并行性,结合多GPU并行技术,实现了气膜冷却的大规模高性能数值模拟.分析了气膜冷却的流动、传热非稳态特性及涡系结构,深入揭示其掺混机理,拟建立气膜冷却流动特性与传热特性之间的定量关系,为实现主动控制气膜冷却系统的优化设计提供理论支撑.

摘要： 运用数值模拟方法,在主流质量流量为130kg/s、总温为920K和冷却空气总温为480K的参数条件下,对比分析了塞锥后体气膜孔排布方式、气膜孔倾角(15°～30°)和气膜冷却空气用量(3％主流质量流量以内)对轴对称塞式喷管红外辐射和气动性能的影响.研究结果表明:塞锥后体的气膜冷却对喷管推力系数的影响十分微弱;对塞锥后体提供1％主流质量流量的冷却空气,喷管红外辐射强度相对无冷却喷管降低50％左右;当冷却空气用量增大至3％时,喷管红外辐射强度下降约60％,总压恢复系数降低较为显著;在相同的冷却空气用量下,小孔排间距的多孔排布方式与大孔排间距相比,具有近乎相同的红外辐射抑制效果和低的总压恢复系数下降幅度;气膜孔倾角从30°减小至15°,对塞锥后体表面温度的降低以及喷管总压恢复系数的改善效果微弱.

摘要： 在极高温度的航空发动机热端部件当中使用陶瓷基复合材料(CMC)替换传统金属材料可大幅提高部件的耐温极限、降低部件重量并减少冷却空气使用量.然而,CMC复杂的内部结构带来的各向异性导热的特点导致其温度分布完全不同于传统的合金材料,因此CMC的热分析是部件设计验证乃至更广泛应用的关键难题.本文基于热固耦合数值模拟手段并采用等效传热系数法将CMC平板端壁导热系数等效为X,Y,Z三个方向的宏观等效传热系数,研究了主传热方向与次传热方向导热系数比(R)、主传热方向与主流方向夹角(γ)与平板端壁冷效分布之间的关系.当平板导热系数呈现各项异性特征时,平板端壁表面冷却带朝着主传热方向发生扭曲,R越大扭曲现象越明显.γ=0°展向平均冷效峰值相比γ=90°要低15％～16％,而下游中心线冷却效率峰值则要高出11.1％～26.2％.对于无气膜覆盖的冷气出口上游区域,冷却带对主传热方向以及导热系数比的变化更为敏感.

摘要： 现代燃气轮机为了获得更高的热效率,透平(涡轮)的入口温度不断提高;高温条件下,必须采用复杂的冷却技术来保持透平热端部件的正常工作.

摘要： 采用基于纳米示踪的平面激光散射技术(NPLS)对超声速流场中气膜冷却喷流流动机理开展了实验研究.实验风洞采用吸气式运行,喷管为二维形面喷管,来流马赫数M∞=3.8,总温300K.试验模型为两个喷流模型,模型主体皆为二维平板,喷流唢嘴皆为二维喷嘴,且出口距平板前缘皆为70mm,区别在于两者分别以切向和斜向30°夹角喷向主流流场.切向喷流喷管马赫数为2.5,缝高3mm;30°斜向喷流喷管为二维槽缝,逢高3mm.喷流介质为空气,总压可调,总温为300K.采用NPLS技术对不同工况下的流动结构进行了实验研究,分析了不同状态下的流场结构特征.

摘要： 发散冷却因其具有冷却效率高、覆盖性能好、易于控制、不丢失固体结构质量、不变形等优点,是近年来发动机热端冷却的研究热点.为了研究大涡模拟模型在发散冷却结构冷却效果研究中的精度问题,本研究设计了一种组合冷却结构,采用大涡模拟模型进行数值仿真计算,并与实验获得的绝热壁面温度进行对比.结果表明:1)对于孔出流区域(0＜x/D＜15)的复杂流动,大涡模拟方法(LES)比雷诺平均方法(RANS)具有更准确的预测精度;2)在气膜-发散冷却结构冷却效果的研究中,发散孔流向间距为S/D=8,处于孔出流区域(0＜x/D＜15)范围,使用大涡模拟方法获得的结果要优于雷诺平均方法的结果;3)在气膜-发散冷却结构冷却效果的研究中,大涡模拟方法计算所得到的绝热壁面温度随X/D变化趋势与实验结果变化趋势基本一致;吹风比M=0.44时,X/D＞90区域误差较大,绝对误差最大为24.8K,相对误差最大为6.9％;吹风比M=0.95、1.67、2.37时,误差较小,除吹风比M=0.95末端小部分区域绝对误差超过15K外,其他工况以及区域绝对误差都在15K以内,相对误差在4％以内.

摘要： 本发明公开了一种多冷源冷却的气隙式膜蒸馏冷却组件，包括多孔疏水膜和冷流体管道，所述多孔疏水膜的上侧设有热流区，所述热流区的右侧设有热流体出口，所述多孔疏水膜的下侧设有空气间隙，所述空气间隙中设有冷流体管道，所述冷流体管道的下方安装有铜板，所述空气间隙的前侧设有蒸馏水出口，所述蒸馏水出口的上方设有冷流体出口。本发明在冷流体管道上设置环形翅片，增强冷流体的换热效率，提高气隙膜蒸馏的整体效率。本发明在气隙底部设置带有翅片的铜板，利用风冷对铜板进行散热，促进水蒸气的冷凝，提高气隙膜蒸馏的整体效率。

摘要： 本发明公开了一种气膜冷却结构、液体火箭发动机及其气膜冷却试验方法，涉及火箭发动机技术领域，该气膜冷却结构包括基体部和气膜喷射部，基体部上设置有气膜介质入口，气膜喷射部上设置有环形的气膜集合器，气膜集合器的圆周上设置有排气孔，气膜介质入口与排气孔连通，由气膜介质入口进入的气体通过排气孔排出形成气膜。本发明的液体火箭发动机采用上述气膜冷却结构，整体成本低，在液体火箭发动机热防护试验中，更换气膜喷射部可以实现不同参数下发动机燃烧室内壁上的热荷载分布情况，而且不需要多次试验转动燃烧室，试验效率高、成本小，试验结果精确。

摘要： 本发明涉及一种提高开槽气膜孔下游壁面气膜冷却效率的结构，包括气膜孔、横向开槽和壁面，横向开槽开设在壁面上游区域，气膜孔位于横向开槽上，其特征在于所述壁面的下游区域设有凸起；所述凸起以过气膜孔出口中心且垂直于壁面的直线为轴对称布置，凸起迎向气膜孔的方向为进气口，相反方向为出气口，所述凸起背向气膜孔的一侧型线为背压型线，迎向气膜孔的一侧型线为迎风型线，所述背压型线为向壁面下游方向凸出的型线；所述进气口的长度是气膜孔的孔径的2-5倍，进气口的长度是出气口的长度的1.5-4倍；凸起的进气口距气膜孔出口中心的距离与气膜孔的孔径的比值为10-30；所述凸起的高度与气膜孔的孔径的比值为0.25-3。

摘要： 本发明公开了一种用于冷却叶片的凹陷‑气膜孔冷却结构，包括设置在冷却叶片的内壁的凹陷和贯穿冷却叶片的气膜孔，气膜孔具有入口，入口位于凹陷处。本发明还公开了一种气膜冷却装置，包括冷却叶片、一个或多个凹陷，以及一个或多个气膜孔，其中凹陷设置在冷却叶片的内壁上，气膜孔贯穿冷却叶片，气膜孔具有入口，全部的气膜孔的入口位于凹陷处；或者一部分气膜孔的入口位于凹陷处，另一部分气膜孔的入口位于冷却叶片的内壁面上除凹陷以外的区域；或者多个气膜孔的入口位于一个凹陷处。本发明的凹陷‑气膜冷却结构能够改善气膜孔与冷却叶片内部流道之间的匹配，从而改善气膜孔入口和气膜孔内的流动状态、提高冷却叶片外部壁面的气膜冷却性能。

摘要： 本发明公开了一种气膜冷却结构、液体火箭发动机及其气膜冷却试验方法，涉及火箭发动机技术领域，该气膜冷却结构包括基体部和气膜喷射部，基体部上设置有气膜介质入口，气膜喷射部上设置有环形的气膜集合器，气膜集合器的圆周上设置有排气孔，气膜介质入口与排气孔连通，由气膜介质入口进入的气体通过排气孔排出形成气膜。本发明的液体火箭发动机采用上述气膜冷却结构，整体成本低，在液体火箭发动机热防护试验中，更换气膜喷射部可以实现不同参数下发动机燃烧室内壁上的热荷载分布情况，而且不需要多次试验转动燃烧室，试验效率高、成本小，试验结果精确。

摘要： 本发明涉及一种提高开槽气膜孔下游壁面气膜冷却效率的结构，包括气膜孔、横向开槽和壁面，横向开槽开设在壁面上游区域，气膜孔位于横向开槽上，其特征在于所述壁面的下游区域设有凸起；所述凸起以过气膜孔出口中心且垂直于壁面的直线为轴对称布置，凸起迎向气膜孔的方向为进气口，相反方向为出气口，所述凸起背向气膜孔的一侧型线为背压型线，迎向气膜孔的一侧型线为迎风型线，所述背压型线为向壁面下游方向凸出的型线；所述进气口的长度是气膜孔的孔径的2-5倍，进气口的长度是出气口的长度的1.5-4倍；凸起的进气口距气膜孔出口中心的距离与气膜孔的孔径的比值为10-30；所述凸起的高度与气膜孔的孔径的比值为0.25-3。

摘要： 本发明公开了一种用于涡轮叶片前缘气膜冷却的错位对冲气膜孔排结构，在涡轮叶片前缘区域加工出气膜冷却孔排；吸力面错位对冲气膜孔排与压力面错位对冲气膜孔排位于叶片前缘驻点错位对冲气膜孔排的两侧，各气膜孔截面形状由气膜孔入口等截面变化为气膜孔出口,且与涡轮叶片内冷通道相连通。气膜孔径向倾角为25～60°；气膜孔孔径为0.3～0.8mm；气膜孔排内同向倾斜孔的径向孔间距为3d～9d；气膜孔排内错位气膜孔中心线之间的流向距离为0.5d～d；相邻的两错位气膜孔的径向间距为3d～9d。错位对冲气膜孔排结构使得喷出的冷气在叶片前缘壁面上形成较为稳定的气膜覆盖区，改善了气膜冷却效果；且具有加工简便、成本低的特点。

摘要： 本申请涉及主题涡轮叶片气膜冷却结构及采用该冷却结构的燃气轮机，气膜冷却结构包括开设于涡轮叶片壁面的气膜通道，所述气膜通道包括：一个入口，用于输入冷却工质，一个出口，用于将冷却工质送入高温燃气与叶片壁面之间形成气膜；所述入口与出口之间设置有截面尺寸突然扩大的流体震荡发生器，冷却工质于流体震荡发生器内部产生周期性震荡流动且于出口处产生周期性摆动，本申请具有扩大气膜对涡轮叶片的覆盖范围、提高涡轮叶片的冷却效效果。

摘要： 本发明提供了一种双层壁冷却加气膜冷却组合式透平叶片，所述透平叶片包括叶片前缘区、叶身主体区和叶片尾缘区，所述透平叶片的叶身主体区设有沿叶片展向延伸的冷气腔，其中，所述冷气腔包括设置在叶盆侧的第一冷气腔和设置在叶背侧的第二冷气腔，所述第一冷气腔和第二冷气腔均包括通过连通孔连接的多个子腔室，所述冷气腔外侧壁设有离散气膜孔。该透平叶片，采用多腔并联式结构，消除了蛇形通道的180°弯头结构，大幅降低了冷气通道的阻力和流道损失，在本发明提供的双层壁冷却加气膜冷却组合式透平叶片中，冷气通过阵列的连通孔进入下游通道，对外侧壁面形成冲击冷却效果。

摘要： 本实用新型涉及一种提高开槽气膜孔下游壁面气膜冷却效率的结构，包括气膜孔、横向开槽和壁面，横向开槽开设在壁面上游区域，气膜孔位于横向开槽上，其特征在于所述壁面的下游区域设有凸起；所述凸起以过气膜孔出口中心且垂直于壁面的直线为轴对称布置，凸起迎向气膜孔的方向为进气口，相反方向为出气口，所述凸起背向气膜孔的一侧型线为背压型线，迎向气膜孔的一侧型线为迎风型线，所述背压型线为向壁面下游方向凸出的型线；所述进气口的长度是气膜孔的孔径的2-5倍，进气口的长度是出气口的长度的1.5-4倍；凸起的进气口距气膜孔出口中心的距离与气膜孔的孔径的比值为10-30；所述凸起的高度与气膜孔的孔径的比值为0.25-3。