CN108317542A - 航空发动机燃烧室的冷却结构及航空发动机燃烧室 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种航空发动机燃烧室的冷却结构及航空发动机燃烧室。航空发动机燃烧室的冷却结构包括筒壁，筒壁开设有多个气膜冷却孔和多个参混孔，气膜冷却孔与参混孔间隔设置，沿筒壁的周向上，筒壁的内壁面的截面和筒壁的外壁面的截面均呈波浪形，气膜冷却孔与参混孔均贯穿所述内壁面及所述外壁面。本发明实施方式的航空发动机燃烧室的冷却结构及航空发动机燃烧室中，筒壁的内壁面和筒壁的外壁面均呈波浪形可以增加筒壁的刚度，使得筒壁可以满足相关需求，避免采用昂贵的材料，降低了航空发动机燃烧室的造价。
Description
技术领域
本发明涉及航空发动机燃烧室设计制造领域，尤其涉及一种航空发动机燃烧室的冷却结构及航空发动机燃烧室。
背景技术
航空发动机燃烧室的工况复杂，例如温度较高，气压较大，流场复杂，因此，往往需要高强度、高刚度的材料制造航空发动机燃烧室，这样使得航空发动机燃烧室的造价昂贵。
发明内容
本发明提供一种航空发动机燃烧室的冷却结构及航空发动机燃烧室。
本发明实施方式的航空发动机燃烧室的冷却结构包括筒壁，所述筒壁开设有多个气膜冷却孔和多个参混孔，所述气膜冷却孔与所述参混孔间隔设置，沿所述筒壁的周向上，所述筒壁的内壁面的截面和所述筒壁的外壁面的截面均呈波浪形，所述气膜冷却孔与所述参混孔均贯穿所述内壁面及所述外壁面。
在某些实施方式中，沿所述筒壁的轴向上，所述筒壁的内壁面的截面和所述筒壁的外壁面的截面均呈波浪形。
在某些实施方式中，所述多个气膜冷却孔形成多组冷却单元，每组所述冷却单元包括多个所述气膜冷却孔，所述多组冷却单元沿所述筒壁的周向间隔分布，每组所述冷却单元的多个所述气膜冷却孔沿所述筒壁的轴向呈螺旋式排布。
在某些实施方式中，所述多个参混孔形成多组参混单元，每组所述参混单元包括多个所述参混孔，所述多组参混单元沿所述筒壁的周向间隔分布，每组所述参混单元的多个所述参混孔沿所述筒壁的轴向呈螺旋式排布，相邻的两组所述冷却单元之间设有一组所述参混单元。
在某些实施方式中，沿所述筒壁的周向上，所述内壁面包括多个第一周面和多个第二周面，所述第一周面与所述第二周面交替地连接，所述多个气膜冷却孔贯穿所述第一周面并且出气方向朝向所述第二周面，所述第二周面自所述第一周面向所述筒壁内延伸。
在某些实施方式中，所述第二周面的周向尺寸大于所述第一周面的周向尺寸。
在某些实施方式中，所述气膜冷却孔的截面呈圆形；和/或呈所述参混孔的截面呈圆形。
在某些实施方式中，所述参混孔的出气方向朝向所述筒壁的中心。
在某些实施方式中，所述冷却结构采用增材制造技术制成。
本发明实施方式的航空发动机燃烧室包括以上任一实施方式的航空发动机燃烧室的冷却结构。
本发明实施方式的航空发动机燃烧室的冷却结构及航空发动机燃烧室中，沿所述筒壁的周向上，所述筒壁的内壁面的截面和所述筒壁的外壁面的截面均呈波浪形可以增加筒壁的刚度，使得筒壁可以满足相关需求，避免采用昂贵的材料，降低了航空发动机燃烧室的造价。
本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。
附图说明
本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施方式的描述中将变得明显和容易理解，其中：
图1是本发明实施方式的冷却结构的立体示意图；
图2是本发明实施方式的冷却结构的另一个立体示意图；
图3是本发明实施方式的冷却结构的平面示意图；
图4是本发明实施方式的冷却结构的另一个平面示意图；
图5是图1的冷却结构V部分的放大示意图；
图6是图3的冷却结构VI部分的放大示意图。
主要元件符号说明：
冷却结构100、筒壁10、气膜冷却孔12、参混孔14、内壁面16、外壁面18、冷却单元19、参混单元20、第一周面22、第二周面24。
具体实施方式
下面详细描述本发明的实施方式，所述实施方式的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，仅用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”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所述特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。
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，也可以是电连接或可以相互通讯；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或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之“上”或之“下”可以包括第一和第二特征直接接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”包括第一特征在第二特征正下方和斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。
下文的公开提供了许多不同的实施方式或例子用来实现本发明的不同结构。为了简化本发明的公开，下文中对特定例子的部件和设置进行描述。当然，它们仅仅为示例，并且目的不在于限制本发明。此外，本发明可以在不同例子中重复参考数字和/或参考字母，这种重复是为了简化和清楚的目的，其本身不指示所讨论各种实施方式和/或设置之间的关系。此外，本发明提供了的各种特定的工艺和材料的例子，但是本领域普通技术人员可以意识到其他工艺的应用和/或其他材料的使用。
请参阅图1-3，本发明实施方式的航空发动机燃烧室的冷却结构100包括筒壁10，筒壁10开设有多个气膜冷却孔12和多个参混孔14，气膜冷却孔12与参混孔14间隔设置，沿筒壁10的周向上，筒壁10的内壁面16的截面和筒壁10的外壁面18的截面均呈波浪形，气膜冷却孔12与参混孔14均贯穿内壁面16及外壁面18。可以理解，上述冷却结构100可以应用于航空发动机燃烧室(图未示)。
本发明实施方式的航空发动机燃烧室的冷却结构100及航空发动机燃烧室中，沿筒壁10的周向上，筒壁10的内壁面16的截面和筒壁10的外壁面18的截面均呈波浪形可以增加筒壁10的刚度，使得筒壁10可以满足相关需求，避免采用昂贵的材料，降低了航空发动机燃烧室的造价。
具体地，冷却结构100可以采用增材技术制成，这样可以使得冷却结构100更加容易成型。增材制造技术俗称3D打印，是融合了计算机辅助设计、材料加工与成形技术、以数字模型文件为基础，通过软件与数控系统将专用的金属材料、非金属材料以及医用生物材料，按照挤压、烧结、熔融、光固化、喷射等方式逐层堆积，制造出实体物品的制造技术。相对于传统的、对原材料去除－切削、组装的加工模式不同，增材制造技术是一种通过材料累加的制造方法，从无到有。这使得过去受到传统制造方式的约束，而无法实现的复杂结构件制造变为可能。
内壁面16的样貌与外壁面18的样貌可以根据航空发动机燃烧室的流场分布具体设计。多个气膜冷却孔12可以降低筒壁10的温度，在一个例子中，气膜冷却孔12将二次气流引入筒壁10内，二次气流在筒壁10内的主气流和摩擦力的作用下向下游弯曲，附着在内壁面16一定区域上，形成温度较低的冷气膜将内壁面16同高温燃气隔离，并带走部分高温燃气，从而对内壁面16起到良好的冷却保护作用。参混孔14可以将气体引入筒壁10内以与主气流混合，从而增加主气流的气流量，以满足需求。
在一个例子中，气膜冷却孔12的截面呈圆形；和/或参混孔14的截面呈圆形。
或者说，在某些实施方式中，气膜冷却孔12的截面呈圆形，参混孔14的截面呈圆形。
需要指出的是，多个气膜冷却孔12间隔设置，多个参混孔14间隔设置。可以理解，气膜冷却孔12和参混孔14均贯穿内壁面16及外壁面18。
在某些实施方式中，气膜冷却孔12的截面呈圆形。在某些实施方式中，参混孔14的截面呈圆形。如此，圆形的气膜冷却孔12和参混孔14容易制造，并且向筒壁10内导入的气流也容易控制。当然，在一些实施方式中，气膜冷却孔12的截面和参混孔14的截面也可以呈的椭圆形等其他非圆形状。
较佳地，参混孔14的出气方向朝向筒壁10的中心。这样使得从参混孔14引入的气流可以快速地与主气流混合。
在某些实施方式中，沿筒壁10的轴向上，筒壁10的内壁面16的截面和筒壁10的外壁面18的截面均呈波浪形。这样可以进一步增加筒壁10的刚度。可以理解，为了使得筒壁10的内壁面16和筒壁10的外壁面18在筒壁10的轴向或周向上均呈波浪形，内壁面16和外壁面18上均形成沿筒壁10的轴向呈螺旋式分布的凹槽。
请参阅图4-5，在某些实施方式中，多个气膜冷却孔12形成多组冷却单元19，每组冷却单元19包括多个气膜冷却孔12，多组冷却单元19沿筒壁10的周向间隔分布，每组冷却单元19的多个气膜冷却孔12沿筒壁10的轴向呈螺旋式排布。
如此，从气膜冷却孔12导入的筒壁10内的气流可以形成旋转的气流，从而保证火焰在筒壁10内的驻留时间，这样可以缩短航空发动机燃烧室的长度。可以理解，火焰在燃烧室内的旋流效果越明显，保证相同火焰驻留时间所需的燃烧室长度越短。
在一个例子中，波浪式燃烧室主轮廓与燃烧室的设计基线重合，可以通过调整节气膜冷却孔12和参混孔14的大小、数量、排布和方向，并且模拟航空发动机燃烧室内的流场分布，从而实现航空发动机燃烧室的优化设计。
每组冷却单元19中的多个气膜冷却孔12均匀间隔设置，也即是说，每相邻的两个气膜冷却孔12的间距相等。
在某些实施方式中，多个参混孔14形成多组参混单元20，每组参混单元20包括多个参混孔14，多组参混单元20沿筒壁10的周向间隔分布，每组参混单元20的多个参混孔14沿筒壁10的轴向呈螺旋式排布，相邻的两组冷却单元19之间设有一组参混单元20。如此，多组参混单元20使得进入筒壁10内的气流更加均匀，有利于航空发动机燃烧室内的流场分布。
在一个例子中，每组参混单元20中的多个参混孔14均匀间隔设置，也即是说，每相邻的两个参混孔14的间距相等。
请参阅图6，在某些实施方式中，沿筒壁10的周向上，内壁面16包括多个第一周面22和多个第二周面24，第一周面22与第二周面24交替地连接，多个气膜冷却孔12贯穿第一周面22并且出气方向朝向第二周面24，所述第二周面24自所述第一周面22向所述筒壁10内延伸。如此，从气膜冷却孔12进入筒壁10内的气流可以更好地冷却筒壁10且与主气流容易混合以增加筒壁10内的气流量。
在某些实施方式中，第二周面24的周向尺寸大于第一周面22的周向尺寸。如此，第二周面24的尺寸较大，使得从气膜冷却孔12进入筒壁10内的气流流向第二周面24后更加容易冷却第二周面24，进而冷却整个筒壁10。
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施方式”、“某些实施方式”、“示意性实施方式”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合所述实施方式或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施方式或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施方式或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施方式或示例中以合适的方式结合。
尽管已经示出和描述了本发明的实施方式，本领域的普通技术人员可以理解：在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下可以对这些实施方式进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由权利要求及其等同物限定。
Claims (10)
1.一种航空发动机燃烧室的冷却结构，其特征在于，包括筒壁，所述筒壁开设有多个气膜冷却孔和多个参混孔，所述气膜冷却孔与所述参混孔间隔设置，沿所述筒壁的周向上，所述筒壁的内壁面的截面和所述筒壁的外壁面的截面均呈波浪形，所述气膜冷却孔与所述参混孔均贯穿所述内壁面及所述外壁面。
2.如权利要求1所述的航空发动机燃烧室的冷却结构，其特征在于，沿所述筒壁的轴向上，所述筒壁的内壁面的截面和所述筒壁的外壁面的截面均呈波浪形。
3.如权利要求1所述的航空发动机燃烧室的冷却结构，其特征在于，所述多个气膜冷却孔形成多组冷却单元，每组所述冷却单元包括多个所述气膜冷却孔，所述多组冷却单元沿所述筒壁的周向间隔分布，每组所述冷却单元的多个所述气膜冷却孔沿所述筒壁的轴向呈螺旋式排布。
4.如权利要求3所述的航空发动机燃烧室的冷却结构，其特征在于，所述多个参混孔形成多组参混单元，每组所述参混单元包括多个所述参混孔，所述多组参混单元沿所述筒壁的周向间隔分布，每组所述参混单元的多个所述参混孔沿所述筒壁的轴向呈螺旋式排布，相邻的两组所述冷却单元之间设有一组所述参混单元。
5.如权利要求1所述的航空发动机燃烧室的冷却结构，其特征在于，沿所述筒壁的周向上，所述内壁面包括多个第一周面和多个第二周面，所述第一周面与所述第二周面交替地连接，所述多个气膜冷却孔贯穿所述第一周面并且出气方向朝向所述第二周面，所述第二周面自所述第一周面向所述筒壁内延伸。
6.如权利要求5所述的航空发动机燃烧室的冷却结构，其特征在于，所述第二周面的周向尺寸大于所述第一周面的周向尺寸。
7.如权利要求1所述的航空发动机燃烧室的冷却结构，其特征在于，所述气膜冷却孔的截面呈圆形；和/或所述参混孔的截面呈圆形。
8.如权利要求1所述的航空发动机燃烧室的冷却结构，其特征在于，所述参混孔的出气方向朝向所述筒壁的中心。
9.如权利要求1所述的航空发动机燃烧室的冷却结构，其特征在于，所述冷却结构采用增材制造技术制成。
10.一种航空发动机燃烧室，其特征在于，包括权利要求1-9任意一项所述的航空发动机燃烧室的冷却结构。
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| GR01 | Patent grant | ||
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