CN112833424A - 一种新型蜗壳式燃烧室火焰筒壁面结构 - Google Patents

一种新型蜗壳式燃烧室火焰筒壁面结构 Download PDF

Info

Publication number
CN112833424A
CN112833424A CN202110025381.9A CN202110025381A CN112833424A CN 112833424 A CN112833424 A CN 112833424A CN 202110025381 A CN202110025381 A CN 202110025381A CN 112833424 A CN112833424 A CN 112833424A
Authority
CN
China
Prior art keywords
flame tube
channel
volute
wall
wall surface
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
CN202110025381.9A
Other languages
English (en)
Inventor
张群
王紫欣
王晓燕
高耀红
马晓曦
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.)
Northwestern Polytechnical University
Original Assignee
Northwestern Polytechnical University
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 Northwestern Polytechnical University filed Critical Northwestern Polytechnical University
Priority to CN202110025381.9A priority Critical patent/CN112833424A/zh
Publication of CN112833424A publication Critical patent/CN112833424A/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)
  • Gas Burners (AREA)

Abstract

本发明提供了一种新型蜗壳式燃烧室火焰筒壁面结构，在火焰筒内外壁面之间布置以蜗壳式冷却通道为一个单元的循环结构。冷却气流通过火焰筒外壁上均匀布置的冲击孔进入火焰筒壁内部，实现对流换热与冲击换热，冷却气流流经时，蜗壳式结构可增大气流的紊流度，增加流动损失从而达到强化换热的目的，且该新型蜗壳式通道为渐扩型通道，可有效降低气流的动能，最后冷却气流从蜗舍处流出并实现气膜冷却。该发明极大地增加了火焰筒壁面的换热面积，并通过增加气流紊流度，增加流动损失的方式强化换热，有效降低气流的动能，减弱射流在主流中的穿透，有利于冷却气流附着在热壁面上，使气膜分布更加均匀，提高火焰筒表面的耐热强度和使用寿命。

Description

一种新型蜗壳式燃烧室火焰筒壁面结构
技术领域
本发明属于燃气涡轮发动机领域，具体涉及一种新型蜗壳式燃烧室火焰筒壁面结构。
背景技术
燃烧室的基本功能是在十分恶劣的环境条件下组织高效燃烧，把燃油的化学能转变为热能，燃烧过程发生在燃烧室的功能单元—火焰筒内部。通常情况下，燃烧室内火焰温度很高，火焰筒壁面承受着高温引起的热应力、热腐蚀，为了防止过热、烧蚀和延长寿命，必须对火焰筒进行有效地冷却，以保证燃烧室在较长的寿命期内安全可靠地工作。
现代航空发动机的发展要求燃烧室具有高温升的特性，未来先进航空发动机会进一步提高涡轮前温度，在油气比固定的情况下，必须增加参与燃烧的用气量，而在燃烧室进气量一定的条件下，燃烧室火焰筒壁面热负荷日趋增加，冷却用气量却愈来愈少，这使得火焰筒壁温问题显得越来越突出，为了保证火焰筒的寿命和可靠性，发展高效的冷却技术刻不容缓。解决该问题的主要途径是通过提高火焰筒材料的许用工作温度、改进火焰筒壁面结构以提高空气冷却效率。而目前使用的高温合金材料的许用温度已很难提高，因此提高火焰筒性能的唯一可靠的方法，是改进火焰筒壁结构，提高空气的冷却效率。
目前，国内外的燃烧室火焰筒已由纯气膜冷却发展为冲击、气膜、层板等多种冷却方式或多种冷却方式相结合的复合冷却方式，冷却结构也由最初的单层壁发展到双层壁、浮动壁等。国内对于火焰筒壁面结构的研究尚无使用新型蜗壳式火焰筒壁面冷却技术。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提出一种新型蜗壳式燃烧室火焰筒壁面结构，与现有的技术相比，本方案的优点是在传统火焰筒单层壁冷却结构的基础上，在冷壁面和热壁面之间布置多个循环的蜗壳式冷却结构，当冷却气流在一个循环单元中流动时，气流与火焰筒壁内部进行冲击换热与对流换热，同时由于蜗壳式结构的存在，气流的紊流度和流动损失也有所增加，并且随着气流的流动，通道的面积也逐渐增大，即该流动通道为渐扩式结构，通道3处最为明显，该结构有效降低了冷却气流的动能，减弱了射流在主流中的穿透，同时减弱了射流贴近壁面附近的对涡强度，有利于冷却气流附着在热壁面上，使气膜分布更加均匀，也极大增加了冷却气流与火焰筒壁面的换热面积，最大程度利用了冷却气流，提高了火焰筒表面的耐热强度与使用寿命。
技术方案
本发明的目的在于提供一种新型蜗壳式燃烧室火焰筒壁面结构。
本发明技术方案如下：
一种新型蜗壳式燃烧室火焰筒壁面结构，其特征在于：该结构是由多个蜗壳式冷却结构循环排布形成，蜗壳式冷却结构包括等截面通道1、蜗壳式冷却通道2以及渐扩型通道3。
所述的一种新型蜗壳式燃烧室火焰筒壁面结构，其特征在于：火焰筒外壁上气流孔直径的大小范围为3～6mm，其连通火焰筒外壁与火焰筒壁内部蜗壳式冷却结构之间的气流通道，火焰筒外壁上气膜孔与水平方向的夹角范围为0°～60°。
所述的一种新型蜗壳式燃烧室火焰筒壁面结构，其特征在于：通道1为等截面通道，通道1的进出口截面圆孔直径的大小范围为3～6mm。
所述的一种新型蜗壳式燃烧室火焰筒壁面结构，其特征在于：通道2为蜗壳式冷却通道，通道2出口截面圆孔直径的大小范围为5～7mm。
所述的一种新型蜗壳式燃烧室火焰筒壁面结构，其特征在于：通道3为渐扩型通道，且蜗壳出口扩张角度范围为12°～36°。
所述的一种新型蜗壳式燃烧室火焰筒壁面结构，其特征在于：火焰筒内壁上气膜孔的直径大小范围为6～9mm，其连通火焰筒内壁与火焰筒壁板内部蜗壳式冷却结构之间的气流通道。
本发明具有以下有益效果：
该方案设计的一种新型蜗壳式燃烧室火焰筒壁面结构，其优点在于通过在火焰筒壁面内部布置大量循环的新型蜗壳式冷却结构，该结构可在一定程度上降低冷却气流的动能，减弱了射流在主流中的穿透，同时也减弱了射流贴近壁面附近的对涡强度，有利于冷却气流附着在热壁面上，不仅可以获得更好的火焰筒内壁面气膜的性能，使得气膜分布更加均匀形成气膜冷却，也极大增加了冷却气流与火焰筒壁面的换热面积，同时在蜗壳式结构的作用下可强化冷却气流与火焰筒的换热，最大程度利用了冷却气流，提高了火焰筒表面的耐热强度和使用寿命。
附图说明
图1：一种新型蜗壳式燃烧室火焰筒壁面结构整体示意图
图2：蜗壳式冷却结构示意图
图3：循环单元结构示意图
图4：火焰筒外壁上气流孔分布示意图
图5：火焰筒内壁上气膜孔分布示意图
图中：1－等截面通道1，2－蜗壳式通道2，3－渐扩型通道3，4－火焰筒外壁，5－火焰筒内壁
具体实施方式
现结合附图对本发明作进一步描述：
图1为以蜗壳式冷却结构为循环单元的火焰筒壁板三维图，由此可以看出该冷却结构的布局方式，图2为蜗壳式冷却结构的示意图，图3为一种新型蜗壳式燃烧室火焰筒壁面结构的循环单元结构示意图，用来确定该结构循环单元内部的通道形状和各通道的排布方式，图4和图5分别为火焰筒外壁上气流孔和内壁上气膜孔的分布示意图，可用来确定内壁和外壁上气膜孔的排布方式以及孔的直径大小、排间距和孔间距。
冷却气流从火焰筒外壁上气膜孔，流经等截面通道1进入火焰筒壁板内部，与通道内壁面进行对流换热，同时产生冲击换热，随后冷却气流进入蜗壳式冷却通道2，由于蜗壳式冷却结构的存在，强化了冷却气流与火焰筒的换热，该结构也极大地增加了冷却气流与火焰筒壁面的换热面积，使得火焰筒壁面与冷却气流换热更加充分，当冷却气流进入通道3之前，气流在掠弯处会发生明显的边界层分离，使得气流偏向于蜗舌处，使得蜗舌受到强烈冲击，从而增强换热系数，进而进一步强化换热，最后冷却气流进入渐扩型通道3，该通道可在一定程度上降低气流的动能。该发明中，冷却气流在进行气膜冷却前，流经了火焰筒壁内布置的新型蜗壳式冷却结构，极大地增加了冷却气流与火焰筒壁面的换热面积，同时也有效地降低了冷却气流的动能，减弱了射流在主流中的穿透，降低了射流贴近壁面附近的对涡强度，有利于冷却气流附着在热壁面上，使气膜分布更加均匀，最大程度利用了冷却气流，有效地增加了冷却气流的利用率，可实现进一步降低航空发动机冷却用气量，并获得更好的冷却效果，提高了火焰筒表面的耐热强度与使用寿命，有利于燃烧室实现高温升。

Claims (6)

1.根据权利要求1所述的一种新型蜗壳式燃烧室火焰筒壁面结构，其特征在于：该结构是由多个蜗壳式冷却结构循环排布形成，蜗壳式冷却结构包括等截面通道1、蜗壳式冷却通道2以及渐扩型通道3。
2.根据权利要求1所述的一种新型蜗壳式燃烧室火焰筒壁面结构，其特征在于：火焰筒外壁上气流孔直径的大小范围为3～6mm，其连通火焰筒外壁与火焰筒壁内部蜗壳式冷却结构之间的气流通道，火焰筒外壁上气膜孔与水平方向的夹角范围为0°～60°。
3.根据权利要求1所述的一种新型蜗壳式燃烧室火焰筒壁面结构，其特征在于：通道1为等截面通道，通道1的进出口截面圆孔直径的大小范围为3～6mm。
4.根据权利要求1所述的一种新型蜗壳式燃烧室火焰筒壁面结构，其特征在于：通道2为蜗壳式冷却通道，通道2出口截面圆孔直径的大小范围为5～7mm。
5.根据权利要求1所述的一种新型蜗壳式燃烧室火焰筒壁面结构，其特征在于：通道3为渐扩型通道，且蜗壳出口扩张角度范围为12°～36°。
6.根据权利要求1所述的一种新型蜗壳式燃烧室火焰筒壁面结构，其特征在于：火焰筒内壁上气膜孔的直径大小范围为6～9mm，其连通火焰筒内壁与火焰筒壁板内部蜗壳式冷却结构之间的气流通道。
CN202110025381.9A 2021-01-08 2021-01-08 一种新型蜗壳式燃烧室火焰筒壁面结构 Pending CN112833424A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110025381.9A CN112833424A (zh) 2021-01-08 2021-01-08 一种新型蜗壳式燃烧室火焰筒壁面结构

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110025381.9A CN112833424A (zh) 2021-01-08 2021-01-08 一种新型蜗壳式燃烧室火焰筒壁面结构

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN112833424A true CN112833424A (zh) 2021-05-25

Family

ID=75929109

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110025381.9A Pending CN112833424A (zh) 2021-01-08 2021-01-08 一种新型蜗壳式燃烧室火焰筒壁面结构

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112833424A (zh)

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20090077977A1 (en) * 2007-09-26 2009-03-26 Snecma Combustion chamber of a turbomachine
CN202419699U (zh) * 2011-12-28 2012-09-05 中航商用航空发动机有限责任公司 多斜孔火焰筒壁板、火焰筒及燃气轮机燃烧室
US20140096528A1 (en) * 2012-10-04 2014-04-10 United Technologies Corporation Cooling for Combustor Liners with Accelerating Channels
CN104566458A (zh) * 2014-12-25 2015-04-29 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 一种带有冷却结构的燃气轮机燃烧室过渡段
CN105366029A (zh) * 2015-12-14 2016-03-02 北京航空航天大学 高超声速飞行器主动冷却结构和气液两相流离心螺旋强化换热方法
CN105605605A (zh) * 2016-01-25 2016-05-25 西北工业大学 一种地面燃机燃烧室的防振冷却壁
CN106401654A (zh) * 2016-10-31 2017-02-15 中国科学院工程热物理研究所 一种离散气膜冷却孔结构
CN112146127A (zh) * 2020-08-13 2020-12-29 南京航空航天大学 用于调节燃烧室出口温度分布的异型掺混孔

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20090077977A1 (en) * 2007-09-26 2009-03-26 Snecma Combustion chamber of a turbomachine
CN202419699U (zh) * 2011-12-28 2012-09-05 中航商用航空发动机有限责任公司 多斜孔火焰筒壁板、火焰筒及燃气轮机燃烧室
US20140096528A1 (en) * 2012-10-04 2014-04-10 United Technologies Corporation Cooling for Combustor Liners with Accelerating Channels
CN104566458A (zh) * 2014-12-25 2015-04-29 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 一种带有冷却结构的燃气轮机燃烧室过渡段
CN105366029A (zh) * 2015-12-14 2016-03-02 北京航空航天大学 高超声速飞行器主动冷却结构和气液两相流离心螺旋强化换热方法
CN105605605A (zh) * 2016-01-25 2016-05-25 西北工业大学 一种地面燃机燃烧室的防振冷却壁
CN106401654A (zh) * 2016-10-31 2017-02-15 中国科学院工程热物理研究所 一种离散气膜冷却孔结构
CN112146127A (zh) * 2020-08-13 2020-12-29 南京航空航天大学 用于调节燃烧室出口温度分布的异型掺混孔

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN103967621B (zh) 具有微小斜肋-凹陷复合结构的冷却装置
CN104197373B (zh) 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
CN105042640A (zh) 航空发动机燃烧室火焰筒的冷却结构
CN109779782A (zh) 用于矢量喷管的具有纵向波纹冲击孔板的双层壁冷却结构
CN107060892B (zh) 一种气液耦合的涡轮叶片冷却单元
CN110081466A (zh) 一种采用微通道冷却的火焰筒壁面结构
CN104712372B (zh) 一种高性能冲击冷却系统
CN206600840U (zh) 一种燃烧室的火焰筒
CN109139128A (zh) 一种船用燃气轮机高压涡轮导叶冷却结构
CN111207412A (zh) 一种采用浮动瓦块的燃烧室火焰筒
CN204100296U (zh) 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
CN113047912A (zh) 一种带梅花形扰流柱的层板冷却结构
CN113123832B (zh) 用于冲击扰流气膜复合冷却的双层壁人字形扰流柱结构
CN214170628U (zh) 一种用于涡轮叶片冷却的球凹结构
CN112833424A (zh) 一种新型蜗壳式燃烧室火焰筒壁面结构
CN204254678U (zh) 一种燃气轮机燃烧室火焰筒的交错式冷却结构
CN104359126A (zh) 一种燃气轮机燃烧室火焰筒的交错式冷却结构
CN204254676U (zh) 一种燃气轮机燃烧室火焰筒的冷却结构
CN112228903B (zh) 一种带纵向涡发生器的三通道型燃烧室火焰筒壁面结构
CN114382553B (zh) 涡轮叶片中弦区用高堵塞比肋片层板冷却结构及冷却方法
CN216642214U (zh) 涡轮叶片中弦区用高堵塞比肋片层板冷却结构
CN104566458A (zh) 一种带有冷却结构的燃气轮机燃烧室过渡段
CN204648317U (zh) 一种带有冷却结构的燃气轮机燃烧室火焰筒
WO2022227582A1 (zh) 一种具有换热器的燃烧室结构
CN204404235U (zh) 一种带有冷却结构的燃气轮机燃烧室过渡段

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
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication

Application publication date: 20210525