CN104197373B - 一种采用变截面台阶形多斜孔冷却结构的航空发动机燃烧室 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种采用变截面台阶形多斜孔冷却结构的航空发动机燃烧室。本发明包括燃烧室机匣、帽罩、旋流器、连接段、挡溅盘、火焰筒内环壁、火焰筒外环壁，其技术方案是火焰筒内环壁和外环壁均采用直壁，内环壁和外环壁上布置变截面台阶型多斜孔。采用上述冷却结构的燃烧室可以有效强化壁面内部冲击冷却，对航空发动机燃烧室的壁面形成有效隔热和冷却，同时降低冷却气消耗量，增加组织用气量，提高燃烧室温升。本发明结构简单，易于实现，具有很好的工程应用价值。

Description

一种采用变截面台阶形多斜孔冷却结构的航空发动机燃烧室

技术领域

本发明涉及航空发动机领域，尤其涉及的是一种采用变截面台阶形多斜孔冷却结构的航空发动机燃烧室。

背景技术

随着航空发动机性能指标的不断提升，对火焰筒性能的要求也日益苛刻，目前火焰筒冷却面临着两大难点：(一)随着燃烧室出口温度要求的不断增加，在油气比一定的条件下，组织燃烧空气量逐渐增加。另外，为了保障燃烧室出口的温度分布满足设计的要求，适当的掺混空气量又是不可减少的，在头部进气量一定时，这就导致可用于冷却的空气量减少。如高温升燃烧室仍采用传统的气膜冷却技术，而冷却空气量保持不变或降低，火焰筒壁温将超过目前采用的高温耐热合金材料的许用极限。(二)航空发动机总增压比逐步提高，高推重比航空发动机总增压比将达到35～40，甚至更高，这时压气机出口的空气温度将达1000K左右，也就是说，冷却火焰筒壁面的燃烧室进口空气温度将随航空发动机增压比提高逐步上升，因此，燃烧室进口空气作为冷却剂的冷却能力在逐渐下降。

如何在更少冷却空气量和更高温度下可靠有效地冷却燃烧室火焰筒是非常重要且迫切需要解决的问题，该问题必须通过采取创新性的技术来解决。

目前，国外先进航空发动机上采用的先进冷却技术主要有：多斜孔壁冷却技术，与常规的气膜冷却相比，在进行冷却的壁面上开出大量非常密集的离散气膜孔，气膜孔密集得多，而且孔径也小得多。冷气流从这些孔中以一定的入射角射入流过壁面的热主流中，将主流与壁面隔离，起到保护壁面的作用，其冷却效率高达90％，可使冷却空气用量减少40％、燃烧室出口温度场比较均匀，其能够在热侧形成的气膜更均匀，对壁面的覆盖更完全，从而明显地提高冷却效果。

冲击加多斜孔冷却是一种先进的复合冷却方式，其结构为在多斜孔壁外侧加上一层冲击孔壁。主要特点是冷却空气先对多孔壁面冷侧进行冲击冷却，然后进入孔内进行对流换热，流出小孔后在热侧壁面形成保护气膜，成为多次冷却，使冷却空气的潜力得到充分应用。其最显著的换热特点是在多斜孔壁的冷侧存在强烈的冲击换热。而冲击加多斜孔冷却方式则进一步将冷却气量减少至25％。

国外多款先进发动机中分别采用了多斜孔冷却与冲击多斜孔冷却结构，GE90和军用的F414发动机均采用了由GTD222合金加工的这种火焰筒，缩短了燃烧室的长度，在推力级相当的发动机中，GE90发动机燃烧室的长度是最短的。

普惠公司生产的PW4000，PW6000发动机上则成功的应用了冲击多斜孔冷却结构，均取得了显著的效果，这种冷却结构一般采用浮动壁结构。20世纪90年代初，PW公司将浮动壁火焰筒应用到V2500发动机上，后来又应用到了F119军用发动机和PW4000、PW6000、PW8000系列等民用发动机上。典型的浮动瓦块结构如V2500发动机燃烧室的浮动瓦块结构，其头部采用浮动挡溅板多斜孔冷却结构。通过冲击、对流、气膜加热障涂层复合冷却方式可以满足瓦块冷却需要。PW的TALON系列燃烧室也采用冲击多斜孔加浮动壁的冷却方案，进一步增强了冷却性能，明显进步了燃烧室的工作寿命。

冲击加多斜孔冷却方式具有较高的冷却效率，消耗冷却气量较小，但是其采用浮动壁结构，使得结构复杂，使得加工难度进一步提高，另外，浮动壁结构为双层结构，重量提高，对于发动机重量造成不利影响。如何对冲击多斜孔结构进行优化设计，以达到在强化冷却的同时降低燃烧室的重量，是燃烧室设计中急需解决的问题之一。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是针对现有技术的不足，提供了一种采用变截面台阶形多斜孔冷却结构的航空发动机燃烧室。

本发明的技术方案如下：

一种采用变截面台阶形多斜孔冷却结构的航空发动机燃烧室，包括第一燃烧室机匣1、第二燃烧室机匣2、第一帽罩3、第二帽罩4、火焰筒外环壁8、火焰筒内环壁9、火焰筒18，其特征在于：

1)火焰筒18前端采用轴向定位，火焰筒18后端与第一燃烧室机匣1和第二燃烧室机匣2配合，采用径向和周向定位，允许轴向自由热膨胀；

2)火焰筒18包括火焰筒外环壁8和火焰筒内环壁9，连接段7连接火焰筒外环壁8和火焰筒内环壁9，且火焰筒外环壁8和火焰筒内环壁9固定安装在连接段7上；

3)第一帽罩3和第二帽罩4分别固定安装在火焰筒外环壁8、火焰筒内环壁9上；

4)连接段7包括旋流器5和挡溅盘6，旋流器5和挡溅盘6固定在连接段7上，并且旋流器5固定在第一帽罩3和第二帽罩4一侧，挡溅盘6安装在火焰筒内环壁9和火焰筒外环壁8一侧；

5)在火焰筒外环壁8和火焰筒内环壁9上开设大量密集分布的变截面台阶型斜孔，其孔内截面积沿流向为变面积分布；

6)在火焰筒外环壁8上开第一主燃孔10、第一掺混孔12、第三掺混孔14和第一多斜孔16；且第一主燃孔10的直径大于第一掺混孔12和第三掺混孔14；第一主燃孔10、第一掺混孔12和第三掺混孔14的孔型均为直孔；第一多斜孔16为变截面台阶孔，第一多斜孔16排列方式为叉排；

7)在火焰筒内环壁9上开第二主燃孔11、第二掺混孔13、第四掺混孔15和第二多斜孔17；且第二主燃孔11的直径大于第二掺混孔13和第四掺混孔15；第二主燃孔11、第二掺混孔13和第四掺混孔15的孔型均为直孔；第二多斜孔17孔型为变截面台阶孔，第二多斜孔17排列方式为叉排；

8)多斜孔为变截面台阶型，包括上游孔19与下游孔20，均为等截面孔，上游孔19与下游孔20的交界面为两个同心椭圆，均与壁面平行，上游孔19与下游孔20的中心线重合，均与火焰筒18壁面成α角，上游孔孔径为D1，孔深度为H1，下游孔孔径为D2，孔深度为H2，同一排相邻两斜孔间距为P，同一列相邻两斜孔排距为S，第一排斜孔距离壁面前端距离为L1，最后一排斜孔距离壁面后端距离为L2，斜孔距离主燃孔径向距离R1，距离掺混孔径向距离R2。

所述的上游孔孔径D1大于1.1倍下游孔孔径D2，小于1.4倍下游孔孔径D2。

所述的同一排相邻两斜孔间距P不大于下游孔孔径D2的5倍，同一列相邻两斜孔排距S不大于下游孔孔径D2的26倍。

所述的上游孔孔深度H1等于下游孔孔深度H2。

所述的斜孔距离主燃孔径向距离R1不小于2.6倍的上游孔孔径D1，不大于4倍的上游孔孔径D1；斜孔距离掺混孔径向距离R2不小于3倍的上游孔孔径D1，不大于5倍的上游孔孔径D1。

所述的第一排斜孔距离壁面前端距离L1不大于上游孔孔径D1的3倍，最后一排斜孔距离壁面后端距离L2不大于上游孔孔径D1的5倍。

本发明是基于以下思路来达到设计目的：燃烧室作为发动机核心部件之一，其温升大小直接影响发动机推力大小，在温升要求大幅提高的情况下，如何合理分配组织燃烧用气量以及冷却气量，保证壁面控制在材料需要温度范围内，冷却技术的发展成为关键技术之一。变截面台阶型多斜孔是一种新型复合冷却结构，其上下游孔深度、孔径、孔间距，孔排距分布均对其冷却效果具有较大影响。上下游孔径比越大，冷却效果越好，但同时流动损失也会变大；孔间距、孔排距越小，冷却效果越好，但是消耗冷却冷气量也随着增大。为了使燃烧室具有较高的温升，消耗较少冷却气，同时保证壁面温度在材料许用温度范围内，合理的冷却结构参数设计是关键。

本发明的结构特点是，在多斜孔壁内部形成截面突变的台阶斜孔，流体在斜孔内部流动过程中，对台阶处的平台形成冲击，从而提高壁面的冲击换热量，强化冷却流体的换热，充分挖掘冷却气体的冷却潜力。

本发明将冲击壁与多斜孔壁予以合并，将冲击冷却引入到多斜孔内部，形成一种变截面台阶型多斜孔冷却结构，起到有效的冷却作用，又减少了冷却气消耗量。进一步使得组织燃烧用气量增加，提高了燃烧室温升。

附图说明

图1是航空发动机燃烧室示意图。

图2是航空发动机燃烧室正视图。

图3是燃烧室壁面多斜孔排布示意图。

图4是变截面台阶孔的结构示意图。

图5是变截面台阶孔示意图。

图中，1第一燃烧室机匣、2第二燃烧室机匣、3第一帽罩、4第二帽罩、5旋流器、6挡溅盘、7连接段、8火焰筒外环壁、9火焰筒内环壁、10第一主燃孔、11第二主燃孔、12第一掺混孔、13第二掺混孔、14第三掺混孔、15第四掺混孔、16第一多斜孔、17第二多斜孔、18火焰筒、19上游孔、20下游孔。

具体实施方式

以下结合具体实施例，对本发明进行详细说明。

实施例

一种采用变截面台阶形多斜孔冷却结构的航空发动机燃烧室，如图1、图2所示，包括第一燃烧室机匣1、第二燃烧室机匣2、第一帽罩3、第二帽罩4、火焰筒外环壁8、火焰筒内环壁9、火焰筒18，其技术方案为：

1)火焰筒18前端采用轴向定位，火焰筒18后端与第一燃烧室机匣1和第二燃烧室机匣2配合，采用径向和周向定位，允许轴向自由热膨胀；

2)火焰筒18包括火焰筒外环壁8和火焰筒内环壁9，连接段7连接火焰筒外环壁8和火焰筒内环壁9，且火焰筒外环壁8和火焰筒内环壁9固定安装在连接段7上；

3)第一帽罩3和第二帽罩4分别固定安装在火焰筒外环壁8、火焰筒内环壁9上；

4)连接段7包括旋流器5和挡溅盘6，旋流器5和挡溅盘6固定在连接段7上，并且旋流器5固定在第一帽罩3和第二帽罩4一侧，挡溅盘6安装在火焰筒内环壁9和火焰筒外环壁8一侧；

5)在火焰筒外环壁8和火焰筒内环壁9上开设大量密集分布的变截面台阶型斜孔，其孔内截面积沿流向为变面积分布；

6)在火焰筒外环壁8上开第一主燃孔10、第一掺混孔12、第三掺混孔14和第一多斜孔16；且第一主燃孔10的直径大于第一掺混孔12和第三掺混孔14；第一主燃孔10、第一掺混孔12和第三掺混孔14的孔型均为直孔；第一多斜孔16为变截面台阶孔，第一多斜孔16排列方式为叉排；

7)在火焰筒内环壁9上开第二主燃孔11、第二掺混孔13、第四掺混孔15和第二多斜孔17；且第二主燃孔11的直径大于第二掺混孔13和第四掺混孔15；第二主燃孔11、第二掺混孔13和第四掺混孔15的孔型均为直孔；第二多斜孔17孔型为变截面台阶孔，第二多斜孔17排列方式为叉排。

如图3、图4、图5所示，多斜孔为变截面台阶型，包括上游孔19与下游孔20，均为等截面孔，上游孔19与下游孔20的交界面为两个同心椭圆，均与壁面平行，上游孔19与下游孔20的中心线重合，均与火焰筒18壁面成α角，上游孔孔径为D1，孔深度为H1，下游孔孔径为D2，孔深度为H2，同一排相邻两斜孔间距为P，同一列相邻两斜孔排距为S，第一排斜孔距离壁面前端距离为L1，最后一排斜孔距离壁面后端距离为L2，斜孔距离主燃孔径向距离R1，距离掺混孔径向距离R2。

其中，下游孔孔径D2＝0.3～0.7mm，孔间距P＝1.025～1.685mm，孔排距S＝1.8～8.06mm，(孔间距比P/D2＝2～5，孔排距比S/D2＝2～26)，孔倾角α＝20～120°。

研究表明，对于变截面台阶多斜孔壁而言，其传热由三部分组成，即(1)冷侧对流冷却，(2)孔内表面对流冷却，(3)热侧气膜冷却。尽管P/D2和S/D2的取值范围与常规的气膜冷却相当，但由于D2、P和S的绝对值很小，在相同的开孔率(开孔面积与开孔前壁面积的比值)的条件下，冷流与固壁的接触面积增大，上游孔的孔内对流换热面积更是大于下游孔，两者相加使得孔内对流换热所占的比例大幅提高，达到45％左右，通过调节上下游孔孔径比，可以进一步提高壁面内部的对流换热量，降低壁面内部温度梯度。另外，这种冷却结构在热侧形成的气膜更均匀，对壁面的覆盖更完全，从而明显地提高冷却效果，冷却效率达到0.9以上。其冷却用气量比常规气膜冷却低26％，燃烧室外环壁热侧面温度控制在1150K以下，内环壁热侧温度在1240K以下，均在材料的长期许用温度范围之内。在相同油气比下，相比常规技加环冷却燃烧室，其出口温度可提高80K左右，为高温升燃烧室的壁面冷却结构提供了有效途径。

应当理解的是，对本领域普通技术人员来说，可以根据上述说明加以改进或变换，而所有这些改进和变换都应属于本发明所附权利要求的保护范围。

Claims (6)

1.一种采用变截面台阶形多斜孔冷却结构的航空发动机燃烧室，包括第一燃烧室机匣(1)、第二燃烧室机匣(2)、第一帽罩(3)、第二帽罩(4)、火焰筒外环壁(8)、火焰筒内环壁(9)、火焰筒(18)，其特征在于：

1)火焰筒(18)前端采用轴向定位，火焰筒(18)后端与第一燃烧室机匣(1)和第二燃烧室机匣(2)配合，采用径向和周向定位，允许轴向自由热膨胀；

2)火焰筒(18)包括火焰筒外环壁(8)和火焰筒内环壁(9)，连接段(7)连接火焰筒外环壁(8)和火焰筒内环壁(9)，且火焰筒外环壁(8)和火焰筒内环壁(9)固定安装在连接段(7)上；

3)第一帽罩(3)和第二帽罩(4)分别固定安装在火焰筒外环壁(8)、火焰筒内环壁(9)上；

4)连接段(7)包括旋流器(5)和挡溅盘(6)，旋流器(5)和挡溅盘(6)固定在连接段(7)上，并且旋流器(5)固定在第一帽罩(3)和第二帽罩(4)一侧，挡溅盘(6)安装在火焰筒内环壁(9)和火焰筒外环壁(8)一侧；

5)在火焰筒外环壁(8)和火焰筒内环壁(9)上开设大量密集分布的变截面台阶型斜孔，其孔内截面积沿流向为变面积分布；

6)在火焰筒外环壁(8)上开第一主燃孔(10)、第一掺混孔(12)、第三掺混孔(14)和第一多斜孔(16)；且第一主燃孔(10)的直径大于第一掺混孔(12)和第三掺混孔(14)；第一主燃孔(10)、第一掺混孔(12)和第三掺混孔(14)的孔型均为直孔；第一多斜孔(16)为变截面台阶孔，第一多斜孔(16)排列方式为叉排；

7)在火焰筒内环壁(9)上开第二主燃孔(11)、第二掺混孔(13)、第四掺混孔(15)和第二多斜孔(17)；且第二主燃孔(11)的直径大于第二掺混孔(13)和第四掺混孔(15)；第二主燃孔(11)、第二掺混孔(13)和第四掺混孔(15)的孔型均为直孔；第二多斜孔(17)孔型为变截面台阶孔，第二多斜孔(17)排列方式为叉排；

8)第一多斜孔(16)与第二多斜孔(17)均为变截面台阶孔，包括上游孔(19)与下游孔(20)，上游孔(19)与下游孔(20)均为等截面孔，上游孔(19)与下游孔(20)的交界面为两个同心椭圆，均与壁面平行，上游孔(19)与下游孔(20)的中心线重合，均与火焰筒(18)壁面成α角，上游孔孔径为D1，孔深度为H1，下游孔孔径为D2，孔深度为H2，同一排相邻两斜孔间距为P，同一列相邻两斜孔排距为S，第一排斜孔距离壁面前端距离为L1，最后一排斜孔距离壁面后端距离为L2，斜孔距离主燃孔径向距离R1，距离掺混孔径向距离R2。

2.根据权利要求1所述的航空发动机燃烧室，其特征是，上游孔孔径D1大于1.1倍下游孔孔径D2，小于1.4倍下游孔孔径D2。

3.根据权利要求1所述的航空发动机燃烧室，其特征是，同一排相邻两斜孔间距P不大于下游孔孔径D2的5倍，同一列相邻两斜孔排距S不大于下游孔孔径D2的26倍。

4.根据权利要求1所述的航空发动机燃烧室，其特征是，上游孔孔深度H1等于下游孔孔深度H2。

5.根据权利要求1所述的航空发动机燃烧室，其特征是，斜孔距离主燃孔径向距离R1不小于2.6倍的上游孔孔径D1，不大于4倍的上游孔孔径D1；斜孔距离掺混孔径向距离R2不小于3倍的上游孔孔径D1，不大于5倍的上游孔孔径D1。

6.根据权利要求1所述的航空发动机燃烧室，其特征是，第一排斜孔距离壁面前端距离L1不大于上游孔孔径D1的3倍，最后一排斜孔距离壁面后端距离L2不大于上游孔孔径D1的5倍。