CN105042640B - 航空发动机燃烧室火焰筒的冷却结构 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种航空发动机燃烧室火焰筒的冷却结构，包括火焰筒壁板，所述火焰筒壁板包括外壁板和内壁板，且内壁板上设置若干发散孔，而外壁板上则设置若干冲击孔，各发散孔、冲击孔均以叉排方式分布，同时内壁板和外壁板之间通过若干扰流柱连接；所述火焰筒壁板沿轴向分成两部分，分别为与燃烧室高温区域接近的前段火焰筒壁板、与燃烧室高温区域远离的后段火焰筒壁板；处于前段火焰筒壁板上的前段冲击孔孔径大于处于后段火焰筒壁板上的后段冲击孔孔径，同时处于前段火焰筒壁板上的前段发散孔孔径大于处于后段火焰筒壁板上的后段发散孔孔径。因此，本发明改善了传统火焰筒壁冷却结构,在不增加冷气量的前提下充分挖掘其冷却潜力，提高冷却效率，同时避免火焰筒壁面温度过高以及分布不均造成的热应力过大。
Description
技术领域
本发明涉及一种航空发动机燃烧室火焰筒；特别是涉及一种航空发动机燃烧室火焰筒的冷却结构；属于航空发动机冷却结构设计与热防护技术领域。
背景技术
随着航空燃气涡轮发动机推重比的提高，燃烧室设计向着高温升、高热容方向发展，现代航空发动机燃烧室内的燃烧温度高达2000摄氏度以上，压力高达30个大气压。火焰筒作为组织燃烧的场所，它的火焰筒体长期在高温高压的环境下工作，要承受很大的热应力、蠕变应力和疲劳应力，因而火焰筒的寿命和可靠性成为决定发动机寿命和可靠性的关键部件之一。火焰筒体一般采用耐高温合金制成，但是目前的金属材料耐温能力在1000摄氏度以下，远远低于燃气温度；而且根据近几十年金属材料的耐温水平提升速度远低于燃气温度的提升速度，单纯依赖材料进行热防护远远达不到需求，势必要对火焰筒进行有效的冷却。
目前，火焰筒壁面的常用冷却技术主要是气膜冷却、对流冷却（含冲击冷却）、气膜冷却等。但是在高推重比发动机中，高温升、高热容燃烧室壁面的强化冷却面临着非常突出的矛盾：一方面，燃烧室温升的增加，使得参与燃烧的空气量随之增加而导致用于冷却的空气量减少；另外，压气机出口温度的提高又使得用于冷却火焰筒壁面的空气温度上升而导致冷却潜力下降，从而对火焰筒壁面冷却技术提出了更高的要求，提高冷却空气的冷却效率就显得尤为重要且迫切需要解决，该问题必须通过采取创新性的技术来解决。
另外，对火焰筒寿命影响较大的因素主要来源于热应力大小。因此，在实施冷却技术时，不仅仅要考虑降低火焰筒壁面温度，还要降低火焰筒壁面的温度梯度，防止由于温度梯度过大而导致火焰筒热应力过大从而造成火焰筒出现裂纹、掉块、变形等故障。为了进一步提高燃烧室火焰筒的壁面冷却效果，国内外的研究人员开发了多种冷却方式，如全覆盖气膜冷却、多斜孔发散冷却、浮动壁冷却等，这些冷却技术无疑都带来了冷却效果的改善，但是这些冷却结构存在的一个共性问题就是冷气量的消耗过大，火焰筒整体温度分布不够均匀从而导致热应力较大。因此，如何细致挖掘冷气的冷却能力并且减小火焰筒板的热应力成为现有技术面临的挑战。
发明内容
本发明针对现有技术的不足，提供一种航空发动机燃烧室火焰筒的冷却结构，用于改善传统火焰筒壁冷却结构,在不增加冷气量的前提下充分挖掘其冷却潜力，提高冷却效率，同时避免火焰筒壁面温度过高以及分布不均造成的热应力过大。
为实现以上的技术目的，本发明将采取以下的技术方案：
一种航空发动机燃烧室火焰筒的冷却结构，包括火焰筒壁板，所述火焰筒壁板包括外壁板和内壁板，且内壁板上设置若干发散孔，而外壁板上则设置若干冲击孔，各发散孔、冲击孔均以叉排方式分布，同时内壁板和外壁板之间通过若干扰流柱连接；所述火焰筒壁板沿轴向分成两部分，分别为与燃烧室高温区域接近的前段火焰筒壁板、与燃烧室高温区域远离的后段火焰筒壁板；处于前段火焰筒壁板上的前段冲击孔孔径大于处于后段火焰筒壁板上的后段冲击孔孔径，同时处于前段火焰筒壁板上的前段发散孔孔径大于处于后段火焰筒壁板上的后段发散孔孔径。
前段火焰筒壁板的轴向长度为整个火焰筒壁板轴向长度的30%-40%。
所述发散孔的轴线倾斜于内壁板设置。
所述冲击孔的截面形状为圆形，孔径在0.8～1.2mm 之间，孔倾斜角度为0°。
所述发散孔的截面形状为圆形，孔径在1.0～2mm 之间，孔倾斜角度为0°～30°。
扰流柱的横截面形状为圆形、椭圆形、水滴形或者纺锤形。
所述扰流柱的直径在0.5～1.5mm 之间；扰流柱的高度为0.5～1.2mm，分布间距为2～6mm。
前段冲击孔的孔径为后段冲击孔的孔径的1.2～2倍；前段发散孔的孔径为后段发散孔的孔径的1.2～2倍。
前段冲击孔在前段火焰筒壁板的轴向上呈正菱形分布，孔径为1.0mm～1.6mm、轴向排列间距为3.6倍孔径。
后段冲击孔在后段火焰筒壁板的轴向上呈长菱形分布，孔径为0.8mm～1.2mm，轴向排列间距与周向排列间距比为1.5～3，轴向排列间距沿着火焰筒轴向逐渐变大，为4～6倍孔径。
根据以上的技术方案，相对于现有技术，本发明具有以下的优点：
火焰筒壁面一方面要承受高温燃气对壁面的对流换热，另一方面要承受发光火焰的强烈辐射加热，因此，此区域壁面所受热流密度分布极不均匀，壁面承受很大的热应力。为了解决这个难题，采用冲击+发散+扰流柱复合冷却结构，壁板本体上接近前端区域上的冲击孔和发散孔的内径尺寸大于壁板接近后端区域上的冲击孔和发散孔的内径尺寸，会使与火焰筒温度较高的区域进行热交换的冷却气体的量大于与火焰筒温度较低的区域进行热交换的冷却气体的量，由此可以使冷却气体更充分吸收火焰筒上的热量，避免了冷却气体的浪费，解决了现有技术存在冷却气体的利用效率比较低的技术问题。另外，冷却气流首先由位于冲击孔板上的冲击孔进入冲击腔，在内壁板面的冷侧形成冲击射流，对冷却壁面进行强化换热冷却壁面，然后冷却空气进入位于内壁板面上的发散小孔，并在其内部形成对流换热，随后由发散小孔流出，在火焰筒内部面燃气侧形成稳定的气膜层。另外，冲击腔内的扰流柱在增加换热面积的同时，提高了火焰筒壁板的受力强度。因而这一技术方案可以有效减低内壁板面的温度分布以及温度梯度，使得燃烧室壁面温度保持均匀。
综上所述，该发明的优点在于：（1）火焰筒温度梯度小，壁面温度低；（2）冷却空气量少，冷却效率高；（3）结构简单，易于实现。
附图说明
图1为燃气轮机燃烧室火焰筒的结构示意图；
图2为本复合冷却结构中冲击孔、发散孔和扰流柱的相对排布方式示意图；
图3为图1的剖面示意图；
图4为冲击孔的排布示意图；
图5为发散孔的排布示意图；
图6为扰流柱的排布示意图；
图7a为圆形扰流柱的结构形式示意图；
图7b为椭圆形扰流柱的结构形式示意图；
图7c为水滴形扰流柱的结构形式示意图；
图7d为纺锤形流柱的结构形式示意图；
图中，1为火焰筒外机匣、2为火焰筒、3为冷气、4为燃气、5为前段火焰筒壁板、6为后段火焰筒壁板、7为前段冲击孔、8为前段发散孔、9为后段发散孔、10为扰流柱、11为后段冲击孔、12为外壁板、13为内壁板、14为冲击腔、15为圆形扰流柱、16为椭圆形扰流柱、17为水滴形扰流柱、18为纺锤形扰流柱。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式，进一步阐明本发明。应理解下述具体实施方式仅用于说明本发明而不用于限制本发明的范围。需要说明的是，这些附图均为简化的示意图，仅以示意方式说明本发明的基本结构，因此其仅显示与本发明有关的构成。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接 ；可以是机械连接，也可以是电连接 ；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
图1为典型的航空发动机燃烧室火焰筒的结构示意图，包括燃烧室机匣1、火焰筒2。燃烧室火焰筒内产生的热燃气4在火焰筒2内流动，其温度在2000K~2400K之间，远高于火焰筒壁的正常工作温度，因此需要实施冷却。引入的冷却气3在机匣1和火焰筒2构成的环形通道内流动，火焰筒壁板2分为外壁板12和内壁板13。
图2所示为本发明的火焰筒壁板复合冷却结构中冲击孔、扰流柱、发散孔的相对几何位置排布，图3为A-A剖面视图。整个火焰筒壁板2分为两段，前段火焰筒壁板5接近燃气高温区域，约为整个火焰筒壁板2长度的30%，其上分布的前段冲击孔7和前段发散孔8的直径比后段火焰筒壁板6上的后段冲击孔11和后段发散孔9的直径大，为1.2～2倍，可以保证与火焰筒温度较高的区域进行热交换的冷却气体的量大于与火焰筒温度较低的区域进行热交换的冷却气体的量，这样可以合理分配冷却用气，达到冷却效果好而冷气耗量少的目的。冷气4从外壁板12侧的环形通道通过冲击孔进入冲击腔，在腔内对流换热，然后又通过发散孔流入火焰筒内，在燃气4的压迫下沿着壁面形成气膜保护火焰筒壁。在本发明的结构设计中，沿着热燃气4的流动方向，通过前段冲击孔7和后段冲击孔9冲下来的气流基本不会受到扰流柱10的影响就会沿着发散孔流出，避免了冲击腔14内流动阻力过大。发散孔为斜孔，发散孔与火焰筒壁面的夹角α为30°，相较直孔而言，一方面可以使冷气3在孔内流动路径变长，增加空气流动时间，有利于对火焰筒充分冷却；另一方面，发散孔倾斜出流可以防止燃气4的倒灌而且可以达到更好的气膜贴壁效果。
图4为冲击孔的排布示意图，前段火焰筒壁板5上的前段冲击孔7叉排排布，孔内截面形状为圆形。在前段火焰筒壁板5上的前段冲击孔7孔径为1.0mm～1.6mm，正菱形排布，冲击孔轴向排列间距为3.6倍孔径；在后段火焰筒壁板6上的后段冲击孔11的孔径为0.8mm～1.2mm， 轴向方向上呈现长菱形分布，轴向排列间距与周向排列间距比为1.5～3，轴向排列间距沿着火焰筒轴向逐渐变大，为4～6倍孔径。
图5为发散孔的排布示意图，前段火焰筒壁板5上的前段发散孔8的孔径为后段火焰筒壁板6上的后段发散孔9的孔径的1.5～2倍, 后段发散孔9呈现长菱形分布，轴向排列间距与周向排列间距比为1.5～3，轴向排列间距沿着火焰筒轴向逐渐变大，为4～6倍孔径。发散孔孔内截面形状为圆形，孔径在1.2～2mm 之间，孔倾角为0°～30°。
图6为扰流柱的排布示意图。扰流柱10的直径为0.8～1.5mm，在前段火焰筒壁板5呈现正方形排布，在后段火焰筒壁板6呈现长菱形排布。扰流柱10截面形状可以选取换热较好的圆形15，也可以选用流动阻力较小的椭圆形16和水滴形17。
图7a-7d为扰流柱的形状示意图，水滴形扰流柱17、纺锤形扰流柱18的截面面积和圆形扰流柱15、椭圆形扰流柱16的截面面积大小一致，这三种扰流柱型面比圆形15的流动阻力小，而圆形扰流柱15的换热较好。
以上述依据本发明的理想实施例为启示，通过上述的说明内容，相关工作人员完全可以在不偏离本项发明技术思想的范围内，进行多样的变更以及修改。本项发明的技术性范围并不局限于说明书上的内容，必须要根据权利要求范围来确定其技术性范围。
Claims (10)
1.一种航空发动机燃烧室火焰筒的冷却结构，包括火焰筒壁板，其特征在于：所述火焰筒壁板包括外壁板和内壁板，且内壁板上设置若干发散孔，而外壁板上则设置若干冲击孔，各发散孔、冲击孔均以叉排方式分布，同时内壁板和外壁板之间通过若干扰流柱连接，扰流柱在前段火焰筒壁板呈现正方形排布，在后段火焰筒壁板呈现长菱形排布；所述火焰筒壁板沿轴向分成两部分，分别为与燃烧室高温区域接近的前段火焰筒壁板、与燃烧室高温区域远离的后段火焰筒壁板；处于前段火焰筒壁板上的前段冲击孔孔径大于处于后段火焰筒壁板上的后段冲击孔孔径，同时处于前段火焰筒壁板上的前段发散孔孔径大于处于后段火焰筒壁板上的后段发散孔孔径；前段冲击孔孔径大于前段发散孔孔径，后段冲击孔孔径大于后段发散孔孔径。
2.根据权利要求1所述的航空发动机燃烧室火焰筒的冷却结构，其特征在于：前段火焰筒壁板的轴向长度为整个火焰筒壁板轴向长度的30％-40％。
3.根据权利要求1所述的航空发动机燃烧室火焰筒的冷却结构，其特征在于：所述发散孔的轴线倾斜于内壁板设置。
4.根据权利要求3所述的航空发动机燃烧室火焰筒的冷却结构，其特征在于：所述冲击孔的截面形状为圆形，孔径在0.8～1.2mm之间，孔倾斜角度为0°。
5.根据权利要求3所述的航空发动机燃烧室火焰筒的冷却结构，其特征在于：所述发散孔的截面形状为圆形，孔径在1.0～2mm之间，孔倾斜角度为0°～30°。
6.根据权利要求1所述的航空发动机燃烧室火焰筒的冷却结构，其特征在于：扰流柱(10)的横截面形状为圆形(15)、椭圆形(16)、水滴形(17)或者纺锤形(18)。
7.根据权利要求6所述的航空发动机燃烧室火焰筒的冷却结构，其特征在于：所述扰流柱的直径在0.5～1.5mm之间；扰流柱的高度为0.5～1.2mm，分布间距为2～6mm。
8.根据权利要求1所述的航空发动机燃烧室火焰筒的冷却结构，其特征在于：前段冲击孔(7)的孔径为后段冲击孔(11)的孔径的1.2～2倍；前段发散孔(8)的孔径为后段发散孔(9)的孔径的1.2～2倍。
9.根据权利要求1所述的航空发动机燃烧室火焰筒的冷却结构，其特征在于：前段冲击孔(7)在前段火焰筒壁板的轴向上呈正菱形分布，孔径为1.0mm～1.6mm、轴向排列间距为3.6倍孔径。
10.根据权利要求1所述的航空发动机燃烧室火焰筒的冷却结构，其特征在于：后段冲击孔(11)在后段火焰筒壁板的轴向上呈长菱形分布，孔径为0.8mm～1.2mm，轴向排列间距与周向排列间距比为1.5～3，轴向排列间距沿着火焰筒轴向逐渐变大，为4～6倍孔径。
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