CN112555900A - 用于微型涡喷发动机燃烧室壁面的全覆盖气膜冷却结构 - Google Patents

用于微型涡喷发动机燃烧室壁面的全覆盖气膜冷却结构 Download PDF

Info

Publication number
CN112555900A
CN112555900A CN202011447261.XA CN202011447261A CN112555900A CN 112555900 A CN112555900 A CN 112555900A CN 202011447261 A CN202011447261 A CN 202011447261A CN 112555900 A CN112555900 A CN 112555900A
Authority
CN
China
Prior art keywords
film cooling
combustion chamber
cooling holes
cylindrical
hole
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202011447261.XA
Other languages
English (en)
Inventor
王子硕
唐豪
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Original Assignee
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Nanjing University of Aeronautics and Astronautics filed Critical Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority to CN202011447261.XA priority Critical patent/CN112555900A/zh
Publication of CN112555900A publication Critical patent/CN112555900A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/283—Attaching or cooling of fuel injecting means including supports for fuel injectors, stems, or lances

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本发明公开了一种用于微型涡喷发动机燃烧室壁面的全覆盖气膜冷却结构，包括若干排扩张型气膜冷却孔和若干排圆柱型气膜冷却孔；该若干排扩张型气膜冷却孔沿燃烧室外环的轴向均匀地分布在燃烧室外环的高温区域上，且每排中均具有若干个扩张型气膜冷却孔，每排中的扩张型气膜冷却孔沿燃烧室外环的周向均匀地分布在燃烧室外环的高温区域上；若干排圆柱型气膜冷却孔沿燃烧室内环的轴向均匀地分布在燃烧室内环的高温区域上，且每排中均具有若干个圆柱型气膜冷却孔，每排中的圆柱型气膜冷却孔沿燃烧室内环的周向均匀地分布在燃烧室内环的高温区域上。本发明能使得气膜贴壁性及延展性都得到的极大的改善，综合气膜冷却效率也得到了很好的提升。

Description

用于微型涡喷发动机燃烧室壁面的全覆盖气膜冷却结构
技术领域
本发明属于微型涡喷发动机冷却领域。
背景技术
微型涡喷发动机拥有体积小、质量小、推重比大等优点，在军用和民用领域均有十分广泛的应用。发动机整体性能的优劣受制于单个部件性能的高低，其中燃烧室是最主要的高温部件，工作条件也极为恶劣。在高温、高压的燃烧火焰作用下，燃烧室承受着高强度的热负荷和热冲击负荷。为了确保工作安全以及延长燃烧室的使用寿命，对燃烧室壁面进行合理的冷却十分必要。
为了满足对发动机热端部件的保护要求，气膜冷却是高效冷却结构设计中不可缺少的一种方案。其中多孔全覆盖气膜冷却结构由于其优异的冷却性能以及易实现性，在发动机燃烧室壁面冷却中得到了广泛应用。其孔径小、射流穿透强度小、气膜覆盖均匀等特点，将主流高温燃气有效的和燃烧室壁面隔绝开，同时也降低了壁面温度，延长了燃烧室使用寿命，此外相比传统气膜冷却也大幅减少了用气量。目前可以借助激光打孔等先进光学方式以及增材制造技术，大大降低加工气膜孔等结构的成本和周期，这使得在微发燃烧室上引入全覆盖气膜冷却的难度大幅降低，给航空航天产业带来了颠覆性的变化。
圆柱型孔是全覆盖气膜冷却孔基本的孔型，具有结构简单，加工方便等优点，新型扩张气膜孔是在圆柱型孔的基础上进行的优化。在微型涡喷发动机实际燃烧工况中，布置于燃烧室内环高温区上的圆柱型全覆盖气膜孔，可以带来很好的气膜贴壁性以及延展性，对壁面降温效果也较理想。但是对于燃烧室外环高温区而言，圆柱型气膜孔会带来远大于内环的吹风比，导致二次流射入主流强度过高，气膜冷却效果不佳，还会加剧与主燃的掺混燃烧。
发明内容
发明目的：为了解决上述现有技术存在的问题，本发明提供了一种用于微型涡喷发动机燃烧室壁面的全覆盖气膜冷却结构。
技术方案：本发明提供了一种用于微型涡喷发动机燃烧室壁面的全覆盖气膜冷却结构，包括若干排扩张型气膜冷却孔和若干排圆柱型气膜冷却孔；所述该若干排扩张型气膜冷却孔沿燃烧室外环的轴向均匀地分布在燃烧室外环的高温区域上，且每排中均具有若干个扩张型气膜冷却孔，每排中的扩张型气膜冷却孔沿燃烧室外环的周向均匀地分布在燃烧室外环的高温区域上；所述若干排圆柱型气膜冷却孔沿燃烧室内环的轴向均匀地分布在燃烧室内环的高温区域上，且每排中均具有若干个圆柱型气膜冷却孔，每排中的圆柱型气膜冷却孔沿燃烧室内环的周向均匀地分布在燃烧室内环的高温区域上。
进一步的，所述扩张型气膜冷却孔呈渐扩状，扩张型气膜冷却孔沿燃气流动方向左侧的气膜孔倾角θ和扩张型气膜冷却孔的入口直径Dout1不变，根据燃烧室壁面厚度和扩张型气膜冷却孔的入口直径设置扩张型气膜冷却孔的出口直径Dout2，且Dout2＞Dout1；相邻两个扩张型气膜冷却孔之间的流向间距S1的取值范围为Dout1～1.5Dout1。
进一步的，所述扩张型气膜冷却孔入口直径Dout1为0.3mm，θ＝30°，Dout2的取值范围为0.5～0.8mm。
进一步的，所述圆柱型气膜冷却孔的出口直径和入口直径大小相等；相邻两个圆柱型气膜冷却孔之间的流向间距S2＝Din1～1.5Din1,其中Din1为圆柱型气膜冷却孔的入口直径。
进一步的，所述圆柱型气膜冷却孔的出口直径和入口直径均为0.3mm，圆柱型气膜冷却孔两侧的倾角均为30°。
有益效果：
1、本发明的将全覆盖气膜冷却结构应用在微型涡喷发动机燃烧室壁面高温区上，可以显著的降低壁面温度，大大延长了燃烧室使用寿命。
2、本发明在外环采用的扩张型气膜冷却孔，能有效的改善圆柱型气膜冷却孔在燃烧室外环壁面上冷却效果不佳的问题，新型扩张气膜冷却孔能有效的减小气膜孔进气内外压差，降低了吹风比，使得气膜贴壁性及延展性都得到的极大的改善，很好的提升了气膜贴壁性及延展性，进而大幅改善燃烧室外环气膜冷却效果。
3、本发明采用的全覆盖气膜冷却方式相比于传统气膜冷却，冷却用气大幅减少，在获得较理想的壁面冷却效果的同时，不影响燃烧室整体性能。
附图说明
图1为本发明的整体结构图；
图2为本发明的微型涡喷发动机燃烧室全覆盖气膜冷孔结构剖面图；
图3为气膜冷却孔的局部放大剖面图，其中(a)为布置在燃烧室外环的扩张型气膜冷却孔区域局部放大剖面图，(b)为布置在燃烧室内环的圆柱型气膜冷却孔孔区域局部放大剖面图；
图4本发明的扩张型气膜冷却孔注释剖面图；
图5为本发明的圆柱型气膜冷却孔注释剖面图；
图6为本发明的燃烧室外环不同扩张气膜冷却孔孔模型区域的壁面温度云图，其中(a)为初始模型壁面温度云图，(b)为出口直径0.5mm的扩张孔模型M1壁面温度云图，(c)为出口直径0.65mm的扩张孔模型M2壁面温度云图，(d)为出口直径0.8mm的扩张孔模型M3壁面温度云图；
图7为本发明的燃烧室外环不同扩张气膜冷却孔模型以及内环圆柱型气膜冷却孔模型的沿程平均综合冷却效率曲线图；
图8为本发明的燃烧室外环不同扩张气膜冷却孔模型燃烧室各评价参数以及布置气膜冷却孔区域壁温对比图。
具体实施方式
构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。
如图1所示，本发明针对微型涡喷发动机燃烧室壁面高温区，布置了全覆盖气膜冷却结构，其中A-A为剖面位置，包括燃烧室外环扩张型气膜冷却孔、燃烧室内环圆柱型气膜冷却孔以及全覆盖气膜冷却孔排布方式。微型涡喷发动机燃烧室内外环高温区主要都集中在主燃孔及后排冷却孔之间的区域，所以全覆盖气膜冷却孔就布置在内外环相应的高温区上，以达到降低燃烧室壁面高温的目的。
如图2，图3中的(a),(b)所示，燃烧室外环上的扩张型气膜冷却孔与燃烧室内环上的圆柱型气膜冷却孔，沿流动方向都采取顺序排列，沿周向均匀分布。本实施例中在燃烧室外环高温区上布置了9排气膜冷却孔，每排均匀分布126个。在燃烧室内环高温区上布置了9排气膜冷却孔，每排均匀分布54个。
气膜孔之间的流向间距S会影响冷却气流射流强度，进而对气膜冷却效果产生影响。对于本发明中的微型涡喷发动机燃烧室内外环，气膜孔的流向间距S与气膜孔入口直径的比值在1～1.5之间，其气膜冷却效果较理想。
如图4所示，本发明为了优化圆柱型气膜孔在燃烧室外环上气膜冷却效果不佳的问题，设计了一种扩张型气膜冷却孔，其入口直径Dout1保持不变，本实施例中Dout1＝0.3mm。保持沿流动方向最左侧气膜孔倾角θ不变，本实施例中θ＝30°，根据燃烧室壁面厚度Dout1和改变气膜孔出口直径Dout2，整体呈渐扩型。出口直径越大，气膜的贴壁性以及延伸性越好，综合冷却效率也越高，对壁面的降温幅度也越理想，但是过大的出口直径会导致扩张气膜孔的加工难度增大，所以Dout2在0.5-0.8mm之间比较适宜。
如图5所示，对于燃烧室内环，由于其吹风比远小于燃烧室外环，圆柱型气膜孔就能产生较好气膜贴壁性以及延伸性，总体的气膜冷却效果也较为理想。其入口直径Din1与出口直径Din2保持一致，本实施中Din1＝Din2＝0.3mm。保持气膜孔倾角θ不变，本实施例中θ＝30°。
图6为本发明的燃烧室外环不同出口直径扩张孔区域壁面温度云图。可以明显看出燃烧室外环采用本发明的扩张气膜孔及排布方式，气膜贴壁性以及延伸性有了大幅的提升，冷却气流向下游的叠加效果也越来越好，燃烧室壁面高温区大幅减少，对壁面的降温效果比较理想。燃烧室内环上采用圆柱型气膜孔就能获得较好的气膜贴壁叠加效果。同时由于燃烧室后排冷却孔的影响，二次流射入主流会发生偏转，进一步提高了气膜展项的覆盖性，气膜冷却效果也得到进一步加强。无论燃烧室内外环，采取了本发明的全覆盖气膜冷却布置方式，对壁面均有很好的降温冷却效果。大大延长了燃烧室使用寿命。
图7为本发明的燃烧室外环不同扩张气膜孔以及内环圆柱型气膜孔的沿程平均综合冷却效率曲线图。可以明显看出采用本发明的全覆盖气膜冷却方式，无论燃烧室内外环，气膜平均综合冷却效率沿流动方向逐渐增大，气膜稳定发展段综合冷却效率都在0.8以上，最高达到了0.95，最后在气膜耗散段，由于二次流与主流逐渐掺混，综合冷却效率会下降。
图8为本发明的燃烧室外环不同扩张气膜孔模型燃烧室各评价参数以及布置气膜冷却孔区域壁温对比图。布置了燃烧全覆盖气膜冷却后，燃烧室整体燃烧室效率相差不大，都在95.2％左右。燃烧室整体总压损失基本不变，都在5.2％左右。不同出口直径扩张孔模型的OTDF相比于未扩孔模型以及原模型略有增加，且随着出口孔径的增大而增大。对于外环不同出口直径扩张孔模型M1，M2，M3，气膜孔区域平均壁温分别为906K，823K和776K。相比于圆柱型气膜孔模型的平均壁温958K以及原模型的平均壁温1075K，扩张孔模型均有着较理想的降温冷却效果，且很好的改善了圆柱型气膜孔对外环壁面冷却效果不佳的问题，大大延长了燃烧室使用寿命。
本发明的新型扩张气膜孔能有效的减小气膜孔进气内外压差，降低了吹风比，使得气膜贴壁性及延展性都得到的极大的改善，综合气膜冷却效率也得到了很好的提升。
上面结合附图对本发明的实施方式作了详细说明，但是本发明并不限于上述实施方式，在本领域普通技术人员所具备的知识范围内，还可以在不脱离本发明宗旨的前提下做出各种变化。

Claims (5)

1.用于微型涡喷发动机燃烧室壁面的全覆盖气膜冷却结构，其特征在于，包括若干排扩张型气膜冷却孔和若干排圆柱型气膜冷却孔；所述该若干排扩张型气膜冷却孔沿燃烧室外环的轴向均匀地分布在燃烧室外环的高温区域上，且每排中均具有若干个扩张型气膜冷却孔，每排中的扩张型气膜冷却孔沿燃烧室外环的周向均匀地分布在燃烧室外环的高温区域上；所述若干排圆柱型气膜冷却孔沿燃烧室内环的轴向均匀地分布在燃烧室内环的高温区域上，且每排中均具有若干个圆柱型气膜冷却孔，每排中的圆柱型气膜冷却孔沿燃烧室内环的周向均匀地分布在燃烧室内环的高温区域上。
2.根据权利要求1所述的用于微型涡喷发动机燃烧室壁面的全覆盖气膜冷却结构，其特征在于，所述扩张型气膜冷却孔呈渐扩状，扩张型气膜冷却孔沿燃气流动方向左侧的气膜孔倾角θ和扩张型气膜冷却孔的入口直径Dout1不变，根据燃烧室壁面厚度和扩张型气膜冷却孔的入口直径设置扩张型气膜冷却孔的出口直径Dout2，且Dout2＞Dout1；相邻两个扩张型气膜冷却孔之间的流向间距S1的取值范围为Dout1～1.5Dout1。
3.根据权利要求2所述的用于微型涡喷发动机燃烧室壁面的全覆盖气膜冷却结构，其特征在于，所述扩张型气膜冷却孔入口直径Dout1为0.3mm，θ＝30°，Dout2的取值范围为0.5～0.8mm。
4.根据权利要求1所述的用于微型涡喷发动机燃烧室壁面的全覆盖气膜冷却结构，其特征在于，所述圆柱型气膜冷却孔的出口直径和入口直径大小相等；相邻两个圆柱型气膜冷却孔之间的流向间距S2＝Din1～1.5Din1，其中Din1为圆柱型气膜冷却孔的入口直径。
5.根据权利要求4所述的用于微型涡喷发动机燃烧室壁面的全覆盖气膜冷却结构，其特征在于，所述圆柱型气膜冷却孔的出口直径和入口直径均为0.3mm，圆柱型气膜冷却孔两侧的倾角均为30°。
CN202011447261.XA 2020-12-09 2020-12-09 用于微型涡喷发动机燃烧室壁面的全覆盖气膜冷却结构 Pending CN112555900A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011447261.XA CN112555900A (zh) 2020-12-09 2020-12-09 用于微型涡喷发动机燃烧室壁面的全覆盖气膜冷却结构

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011447261.XA CN112555900A (zh) 2020-12-09 2020-12-09 用于微型涡喷发动机燃烧室壁面的全覆盖气膜冷却结构

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN112555900A true CN112555900A (zh) 2021-03-26

Family

ID=75061826

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011447261.XA Pending CN112555900A (zh) 2020-12-09 2020-12-09 用于微型涡喷发动机燃烧室壁面的全覆盖气膜冷却结构

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112555900A (zh)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105042640A (zh) * 2015-08-11 2015-11-11 南京航空航天大学 航空发动机燃烧室火焰筒的冷却结构
US20170248078A1 (en) * 2016-02-25 2017-08-31 General Electric Company Combustor Assembly
US20170276365A1 (en) * 2016-03-25 2017-09-28 General Electric Company Combustion System with Panel Fuel Injector
CN108590859A (zh) * 2018-04-24 2018-09-28 南方科技大学 一种增材制造的微型涡喷发动机
CN111578310A (zh) * 2020-04-30 2020-08-25 南京理工大学 一种用于涡轴发动机的气膜冷却孔结构

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105042640A (zh) * 2015-08-11 2015-11-11 南京航空航天大学 航空发动机燃烧室火焰筒的冷却结构
US20170248078A1 (en) * 2016-02-25 2017-08-31 General Electric Company Combustor Assembly
US20170276365A1 (en) * 2016-03-25 2017-09-28 General Electric Company Combustion System with Panel Fuel Injector
CN108590859A (zh) * 2018-04-24 2018-09-28 南方科技大学 一种增材制造的微型涡喷发动机
CN111578310A (zh) * 2020-04-30 2020-08-25 南京理工大学 一种用于涡轴发动机的气膜冷却孔结构

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6282905B1 (en) Gas turbine combustor cooling structure
EP2481983B1 (en) Turbulated Aft-End liner assembly and cooling method for gas turbine combustor
US6655149B2 (en) Preferential multihole combustor liner
JP4498720B2 (ja) インバーテッド・タービュレータを備える燃焼器ライナ
US7886541B2 (en) Wall elements for gas turbine engine combustors
CN203147824U (zh) 涡轮发动机燃烧室的环形壁，涡轮发动机的燃烧室及涡轮发动机
US20090120093A1 (en) Turbulated aft-end liner assembly and cooling method
KR100856184B1 (ko) 연결기 부분
JP5802059B2 (ja) 燃料噴射ノズル本体上の火炎安定化用のディンプル付き／グルーブ付き面及び関連する方法
US20090019854A1 (en) APPARATUS/METHOD FOR COOLING COMBUSTION CHAMBER/VENTURI IN A LOW NOx COMBUSTOR
US7954326B2 (en) Systems and methods for cooling gas turbine engine transition liners
EP2317270B1 (en) Combustor with heat exchange bulkhead
US20120304654A1 (en) Combustion liner having turbulators
CN113188154B (zh) 一种冷却结构的火焰筒
US7000400B2 (en) Temperature variance reduction using variable penetration dilution jets
JP2006242050A (ja) ガスタービンの翼冷却構造
JP2011241824A (ja) タービン燃焼器トランジションピースを冷却するためのシステム
US11274831B2 (en) Fuel injector nozzle for combustion turbine engines including thermal stress-relief vanes
CN113217949A (zh) 一种燃烧室发散冷却结构及冲压发动机燃烧室
JP2014525557A (ja) 燃焼室壁
CN111520758A (zh) 一种燃油预热壁面冷却一体的火焰筒壁结构
CN112555900A (zh) 用于微型涡喷发动机燃烧室壁面的全覆盖气膜冷却结构
US10260751B2 (en) Single skin combustor with heat transfer enhancement
JP2005061725A (ja) 熱交換隔壁
JPH04283315A (ja) 燃焼器ライナー

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20210326

RJ01 Rejection of invention patent application after publication