CN110925797A - 航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却定位结构 - Google Patents

航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却定位结构 Download PDF

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Abstract

本发明是一种带角度的航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却定位结构，该结构适用于各类环形燃烧室，主要由旋流器安装座(12)、头部转接段(13)、挡溅盘(15)和自锁螺母(14)等组成。该结构使火焰筒头部结构简单可行，能有效降低头部各元件温度，冷却效果好；相较于传统焊接头部的燃烧室火焰筒，本发明火焰筒只需单独加工好旋流器安装座及挡溅盘，然后组装，可极大的提高生产效率；挡溅盘受热时可以向四周膨胀，释放热应力，提高了挡溅盘的寿命，从而增加火焰筒的寿命；同时，若挡溅盘受损，可以及时更换零件，有利于维护，具有较好的经济性和非常强的实际应用价值。

Description

航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却定位结构
技术领域
本发明属于航空发动机领域，主要涉及航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却定位结构。
背景技术
燃烧室设计要求头部组件有一定的进气量，对于现代燃烧室的发展趋势，在流量分配方面，就是进入头部区域的百分数增加，大部分气流将从头部进入火焰筒。为改善污染排放特性和燃烧室的点火和熄火特性，火焰筒的头部高度比常规燃烧室设计更大，头部装置尺寸也更大，结构也更为复杂，因此选择恰当的火焰筒头部冷却结构形式对于保证燃烧室性能和火焰筒寿命非常重要。
航空发动机燃烧室的火焰筒一般由帽罩、火焰筒头部、火焰筒外环、火焰筒内环组成，其中火焰筒头部一般包括挡溅盘、头部转接段和旋流器安装座等。头部转接段将火焰筒帽罩及内外环连接形成火焰筒的气流通道，头部转接段一般位于旋流器安装座与挡溅盘之间。采用旋流器安装座是为了固定旋流器，采用挡溅盘的目的主要是使头部转接段与高温燃气隔绝，避免其受到燃气辐射而损坏。传统燃烧室火焰筒头部通常采用焊接结构将旋流器安装座和挡溅盘与头部转接段相连。然而，大尺寸头部焊接结构增加了头部的复杂性，不利于冷却；同时挡溅盘接触高温燃气，容易受损，焊接结构中任一一处挡溅盘受损，将影响整个火焰筒的使用，不利于维护。因此，需要采用一种结构简单，冷却效果及维护性更好头部连接结构。国际上已投入使用的V2500发动机采用了一种螺栓连接的火焰筒头部，该结构的挡溅盘通过螺栓与头部转接段相连接，在挡溅盘上开有冷却小孔。此种结构冷却效果好且装拆方便，即使挡溅盘局部受损，可以立即更换。
发明内容
本发明专利的目的：提供一种头部冷却定位结构方案，这种结构具有结构简单、可拆卸、维护性好的特点，可以改善头部冷却效果，有效提高头部的使用寿命和工作可靠性。
本发明专利的技术方案是：本发明提供航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却连接结构，包括旋流器安装座12、头部转接段13、挡溅盘15，所述挡溅盘15前端与头部转接段13后端连接，头部转接段13前端与旋流器安装座12后端连接，在旋流器安装座12与头部转接段13之间、头部转接段13与挡溅盘15之间形成冷却通道。
优选的，所述的航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却连接结构，所述头部转接段13上设有气膜孔19，所述气膜孔19为通孔，冷却气流从头部转接段13前端通过气膜孔19进入头部转接段13与挡溅盘15之间的冷却通道。
优选的，所述的航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却连接结构，所述气膜孔19有若干个；所述气膜孔19为直孔、斜孔或带复合倾角的多斜孔中的一种或多种。
优选的，所述的航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却连接结构，所述头部转接段13与挡溅盘15之间的冷却通道包括通向火焰筒承力壁的冷却通道和通向火焰筒头部的冷却通道。
优选的，所述的航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却连接结构，所述挡溅盘15前端设置T形凸台25与矩形导流槽26，头部转接段13后端设置环形凸台17，所述T形凸台25与环形凸台17对接固定，矩形导流槽26形成通向火焰筒头部的冷却通道。
优选的，所述的航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却连接结构，旋流器安装座12的凸耳22后端设置圆柱形凸台，凸台与头部转接段13前端对接固定，所述凸耳22与头部转接段13形成间隙，凸耳22不遮挡气膜孔19。
优选的，所述的航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却连接结构，旋流器安装座12、头部转接段13、挡溅盘15，通过螺栓和自锁螺母14固定连接，所述螺栓从凸耳22的孔内穿过。
优选的，所述的航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却连接结构，所述头部转接段13前端设置环形凸台16，旋流器安装座12后端设置环形凹槽21，所述环形凸台16与环形凹槽21为止口定位连接固定。
优选的，所述的航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却连接结构，所述头部转接段13中心线与发动机中心线成0°～30°。
本发明专利的有益效果是：本发明一种带角度的航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却定位结构，使火焰筒大头部结构简单可行，能有效降低头部各元件温度，冷却效果好。相比于传统焊接头部的燃烧室火焰筒，本发明火焰筒只需单独加工好旋流器安装座及挡溅盘，然后组装，可极大的提高生产效率；挡溅盘受热时可以向四周膨胀，释放热应力，提高了挡溅盘的寿命，从而增加火焰筒的寿命；同时，若挡溅盘受损，可以及时更换零组件，有利于维护，具有较好的经济性。
附图说明
图1为一种航空发动机燃烧室示意图；
图2为火焰筒头部冷却定位结构示意图；
图3为火焰筒头部冷却定位结构组装示意图；
图4为头部转接段结构示意图；
图5为旋流器安装座结构示意图。
其中：11-航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却定位结构，1-外机匣，2-扩压器，3-内机匣，4-喷嘴，5-电嘴，6-火焰筒外环，7-火焰筒内环，8-帽罩，9-旋流器组件，10-火焰筒头部冷却定位结构，12-旋流器安装座，13-头部转接段，14-自锁螺母，15-挡溅盘，16-头部转接段中心孔前凸台，17-头部转接段中心孔后凸台，18-头部转接段螺栓安装孔，19-气膜孔，20-头部转接段中心孔，21-旋流器安装座环形凹槽，22-安装凸耳，23-安装座后端面，24-安装座中心孔，25-T型凸台，26-矩形导流槽，27-安装螺柱，28-圆柱形凸台，29-挡溅盘背面，30-挡溅盘中心孔。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，以下结合具体实施例，并参照附图，对本发明进一步详细说明。
下面结合附图及具体实施例子详细介绍本发明专利。
参阅图1，为航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却定位结构示意图，描述了外机匣1、扩压器2、内机匣3、喷嘴4、电嘴5、火焰筒外环6、火焰筒内环7、帽罩8、旋流器组件9和火焰筒头部冷却定位结构10的相对位置。
火焰筒头部冷却定位结构10位于帽罩8后方，旋流器组件9通过焊接固定在火焰筒头部冷却定位结构10上。
参阅图2～图5，为航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却定位结构示意图和组装示意图，主要由旋流器安装座12、头部转接段13、挡溅盘15和自锁螺母14组成。
挡溅盘15上设置有数处螺栓27，螺栓27穿过头部转接段13相对应的螺栓孔18以及旋流器安装座12凸耳22的螺栓孔与自锁螺母14相连，将挡溅盘15和旋流器安装座12固定在头部转接段13上。当自锁螺母14拧紧在挡溅盘15的螺栓27上时，螺纹的拧紧力通过自锁螺母14，依次作用在旋流器安装座12、转接段13、挡溅盘15上。挡溅盘15螺栓27的数量一般为3个～6个，这种结构有利于拆装，维护性好。
头部转接段13中心线与发动机中心线成0°～30°；头部转接段13上中心孔20数量与头部数量相对应，一般设置16～30个。头部转接段13设置一定数量的气膜孔19，用以对头部进行冷却以及对挡溅盘背面29进行冲击冷却。气膜孔19对应头部数量按一定的规律排列，直径一般取0.4mm～1.7mm，综合考虑冷却需要和工艺实现性，气膜孔19可以为垂直于壁面的直孔，也可以是斜孔，或者带复合倾角的多斜孔，孔中心与转接段壁面的角度在20°～90°之间。
进一步的，头部转接段13上沿中心孔20圆周均匀设置一圈气膜孔19，为保证可靠冷却，一般孔数取20～60个。中心孔20前端环形凸台16与旋流器安装座12的凹槽21为止口定位连接，利用凸台与凹槽的高度差形成头部径向进气冷却通道。挡溅盘15沿中心孔24圆周设置T形凸台25与矩形导流槽26，当T形凸台25与头部转接段13后端环形凸台17对接固定时，从头部转接段13上的气膜孔19进入的冷却气通过矩形导流槽26流入流道对头部进行冷却。该两处通道与火焰筒的中心线成垂直的角度，可以实现在最短的轴向距离内，最大化增大冷却面积，提升冷却效率。为保证两处冷却通道的高度，头部转接段13前端环形凸台16的高度一般为1.0～2.5mm，旋流器安装座12的环形凹槽深度一般为0.4～0.8mm；头部转接段13后端环形凸台17的高度一般为0.3～1.5mm，挡溅盘15的T形凸台高度一般为0.5～1.5mm；根据冷却需要，挡溅盘15上的矩形导流槽26深度为0.3～1.5mm。
挡溅盘15每处螺栓27根部周围均匀设置一定数量的圆柱形凸台28，构成螺栓27根部处的绕流冷却通道。进一步的，圆柱凸台28一般比T形凸台25低0.2mm～0.6mm，以确保挡溅盘15和转接段13之间的轴向距离是由T形凸台25的高度来确定。
进一步的，旋流器安装座12上设置一定数量的安装凸耳22，凸耳22上设置螺栓孔，螺栓孔数量及位置与挡溅盘15上的螺栓27相对应，在凸耳22后端，设置相应的圆柱形凸台。为保证旋流器安装座12后端面23与头部转接段13之间的冷却通道高度，确保螺纹拧紧时力直接作用在凸耳22的圆柱形凸台上，凸台高度应高出旋流器安装座12后端面230.1mm～0.5mm。
进一步的，为保证冷却有效性，旋流器安装座12的中心孔24大于转接段13的中心孔20，转接段13的中心孔20大于挡溅盘15的中心孔30。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变型，这些改进和变型也应视为本发明的保护范围。

Claims (9)

1.航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却连接结构，其特征在于，包括旋流器安装座(12)、头部转接段(13)、挡溅盘(15)，所述挡溅盘(15)前端与头部转接段(13)后端连接，头部转接段(13)前端与旋流器安装座(12)后端连接，在旋流器安装座(12)与头部转接段(13)之间、头部转接段(13)与挡溅盘(15)之间形成冷却通道。
2.根据权利要求1所述的航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却连接结构，其特征在于，所述头部转接段(13)上设有气膜孔(19)，所述气膜孔(19)为通孔，冷却气流从头部转接段(13)前端通过气膜孔(19)进入头部转接段(13)与挡溅盘(15)之间的冷却通道。
3.根据权利要求2所述的航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却连接结构，其特征在于，所述气膜孔(19)有若干个；所述气膜孔(19)为直孔、斜孔或带复合倾角的多斜孔中的一种或多种。
4.根据权利要求2所述的航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却连接结构，其特征在于，所述头部转接段(13)与挡溅盘(15)之间的冷却通道包括通向火焰筒承力壁的冷却通道和通向火焰筒头部的冷却通道。
5.根据权利要求4所述的航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却连接结构，其特征在于，所述挡溅盘(15)前端设置T形凸台(25)与矩形导流槽(26)，头部转接段(13)后端设置环形凸台(17)，所述T形凸台(25)与环形凸台(17)对接固定，矩形导流槽(26)形成通向火焰筒头部的冷却通道。
6.根据权利要求3所述的航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却连接结构，其特征在于，旋流器安装座(12)的凸耳(22)后端设置圆柱形凸台，凸台与头部转接段(13)前端对接固定，所述凸耳(22)与头部转接段(13)形成间隙，凸耳(22)不遮挡气膜孔(19)。
7.根据权利要求6所述的航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却连接结构，其特征在于，旋流器安装座(12)、头部转接段(13)、挡溅盘(15)，通过螺栓和自锁螺母(14)固定连接，所述螺栓从凸耳(22)的孔内穿过。
8.根据权利要求7所述的航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却连接结构，其特征在于，所述头部转接段(13)前端设置环形凸台(16)，旋流器安装座(12)后端设置环形凹槽(21)，所述环形凸台(16)与环形凹槽(21)为止口定位连接固定。
9.根据权利要求1到8任意一项所述的航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却连接结构，其特征在于，所述头部转接段(13)中心线与发动机中心线成0°～30°。
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