CN113251441B - 一种新型航天发动机用多斜孔板椭球摆冷却结构 - Google Patents

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    • F23R2900/03043—Convection cooled combustion chamber walls with means for guiding the cooling air flow

Abstract

本发明公开了一种新型航天发动机用多斜孔板椭球摆冷却结构，冷却斜孔连接有引气通道，引气通道延伸至燃烧室火焰筒内侧，并与一球轴连通，椭球体位于燃烧室火焰筒壁内侧前后相邻的冷却斜孔之间，椭球体长轴为前后走向，椭球体设置有内腔，球轴位于椭球体内腔中，椭球体上开设有连通椭球体外表面与内腔的排气通道，球轴上开设有孔，椭球体能绕球轴转动，球轴通过一弹簧与椭球体连接。本发明在冷却气体量不多的情况下可以保证冷气向下游正常的输送并加强冷却效果，冷却气体量较多时，能避免吹风冷气风速比较高时因射流脱壁，下游无法稳定气膜覆盖的问题。

Description

一种新型航天发动机用多斜孔板椭球摆冷却结构
技术领域
本发明涉及发动机的技术领域，尤其涉及一种新型航天发动机用多斜孔板椭球摆冷却结构。
背景技术
在航空燃气涡轮发动机和燃气轮机的发展过程中，为提高其循环效率，压气机的增压比和涡轮进口燃气温度不断被提高。目前，推重比为10的发动机压气机增压比已达到30，涡轮进口燃气温度接进2000K，超过航空材料的耐温极限，对燃烧室火焰筒壁及涡轮叶片的冷却提出了更高的要求，因此发展高效冷却技术成为航空领域的研究热点问题之一。气膜冷却是燃气涡轮发动机高温部件的主要冷却措施，其主要原理是通过缝隙或孔以一定角度引入一股温度较低的二次流体，将高温主流与壁面隔离开来，借以对紧接喷吹处下游表面进行保护的一种冷却方法。相较于内部冷却（如射流冲击、肋壁通道、扰流柱等），气膜射流冷却能力的提高对冷却结构总体冷却效果的提升意义更为明显。
而在气膜冷却中多斜孔冷却是一种较为常见的冷却技术。其主要建立在平板模型的基础上，传统的圆孔气膜射流在孔下游会形成肾型涡对，加剧冷气与热气掺混，引起冷却性能的降低。并且当吹风比较高时因射流脱壁，下游无法稳定气膜覆盖，另外在周向也很难达到均匀冷却效果。并且难以控制冷气进气量，容易造成进气比过大冷气浪费而进气比过小冷却效果不好等结果。
发明内容
本发明的目的是为了解决背景技术中提及的问题，提供一种新型航天发动机用多斜孔板椭球摆冷却结构。
为实现上述技术目的，本发明采取的技术方案为：
一种新型航天发动机用多斜孔板椭球摆冷却结构，包括均布设置在燃烧室火焰筒壁上的冷却斜孔，冷却气体能通过冷却斜孔进入燃烧室火焰筒内并在燃烧室火焰筒内壁上形成气膜，高温气体和冷却气体均在燃烧室火焰筒内从前向后流动，其中：冷却斜孔连接有引气通道，引气通道延伸至燃烧室火焰筒内侧，并与一球轴连通，椭球体位于燃烧室火焰筒壁内侧前后相邻的冷却斜孔之间，椭球体长轴为前后走向，椭球体设置有内腔，球轴位于椭球体内腔中，椭球体上开设有连通椭球体外表面与内腔的排气通道，球轴上开设有孔，椭球体能绕球轴转动，球轴通过一弹簧与椭球体连接，冷却斜孔内的气体能经引气通道进入球轴，并经球轴进入椭球体内腔，再经排气通道排出，提供驱动力，该驱动力驱动椭球体绕球轴转动，使椭球体迎风面积改变，同时，弹簧弹性变形，获得牵拉椭球体归位的势能。
为优化上述技术方案，采取的具体措施还包括：
上述的球轴上固定连接有一连接杆，连接杆与弹簧的一端连接，弹簧的另一端与椭球体固定连接。
上述的椭球体的内腔中设置有一扇形的限位槽，连接杆和弹簧均位于限位槽中，椭球体绕球轴转动时，连接杆和弹簧在限位槽中相应的移动，限位槽的两端能阻挡连接杆和弹簧，从而限制椭球体绕球轴的旋转角度。
上述的限位槽的扇形角度为90°。
上述的球轴上开设的孔有若干个，这些孔均布在球轴上，使得经球轴进入椭球体内腔的气体均匀冲击椭球体内腔壁。
上述的引气通道的宽度为冷却斜孔宽度的二十分之一，引气通道连接在冷却斜孔中部。
上述的球轴的直径为引气通道宽度的三倍。
本发明的新型多斜孔板椭球摆冷却结构，具有以下优点：
1、在燃烧室火焰筒内壁处设有椭球体，椭球体初始长轴与进气方向平行，在冷却气体量不多的情况下可以保证冷气向下游正常的输送并加强冷却效果。
2、椭球体内设置球轴以及弹簧，并从冷却斜孔引入气体，当冷却斜孔输入的冷气较多时，经引气通道进入椭球体内腔的气体也相应增多，因此排气通道排出的气体也会增加，进而产生推力，使椭球体转向，椭球体初始长轴逐渐转动至与进气方向垂直，在这个过程中，椭球体能拦截部分流向下流的冷气，使其吹到椭球体两侧，增大冷气覆盖面积，同时，还能避免吹风冷气风速比较高时因射流脱壁，下游无法稳定气膜覆盖的问题。
3、椭球体内设置弹簧，可以使椭球体摆动不会过于剧烈，从而减少冷气与热气的掺混，增加冷却的稳定程度。
附图说明
图1是传统的燃烧室火焰筒内壁结构示意图；
图2是本发明的燃烧室火焰筒内壁结构示意图；
图3是本发明的燃烧室火焰筒内壁纵向剖视图；
图4是椭球体的内部结构示意图。
图中标记名称：燃烧室火焰筒壁1、冷却斜孔2、引气通道3、球轴4、椭球体5、排气通道6、弹簧7、连接杆8、限位槽9。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的实施例作进一步详细描述。
本实施例的一种新型航天发动机用多斜孔板椭球摆冷却结构，包括均布设置在燃烧室火焰筒壁1上的冷却斜孔2，冷却气体能通过冷却斜孔2进入燃烧室火焰筒内并在燃烧室火焰筒内壁上形成气膜，高温气体和冷却气体均在燃烧室火焰筒内从前向后流动，其中：冷却斜孔2连接有引气通道3，引气通道3延伸至燃烧室火焰筒内侧，并与一球轴4连通，椭球体5位于燃烧室火焰筒壁1内侧前后相邻的冷却斜孔2之间，椭球体5长轴为前后走向，椭球体5设置有内腔，球轴4位于椭球体5内腔中，椭球体5上开设有连通椭球体5外表面与内腔的排气通道6，球轴4上开设有孔，椭球体5能绕球轴4转动，球轴4通过一弹簧7与椭球体5连接，冷却斜孔2内的气体能经引气通道3进入球轴4，并经球轴4进入椭球体5内腔，再经排气通道6排出，提供驱动力，该驱动力驱动椭球体5绕球轴4转动，使椭球体5迎风面积改变，同时，弹簧7弹性变形，获得牵拉椭球体5归位的势能。
实施例中，球轴4上固定连接有一连接杆8，连接杆8与弹簧7的一端连接，弹簧7的另一端与椭球体5固定连接。
实施例中，椭球体5的内腔中设置有一扇形的限位槽9，连接杆8和弹簧7均位于限位槽9中，椭球体5绕球轴4转动时，连接杆8和弹簧7在限位槽9中相应的移动，限位槽9的两端能阻挡连接杆8和弹簧7，从而限制椭球体5绕球轴4的旋转角度。
实施例中，限位槽9的扇形角度为90°。
实施例中，球轴4上开设的孔有若干个，这些孔均布在球轴4上，使得经球轴4进入椭球体5内腔的气体均匀冲击椭球体5内腔壁。
实施例中，引气通道3的宽度为冷却斜孔2宽度的二十分之一，引气通道3连接在冷却斜孔2中部。
实施例中，球轴4的直径为引气通道3宽度的三倍。
本专利提出一种有效利用冷气的新型多斜孔板椭球体5冷却结构。采用无摩擦球形嵌套结构，在椭球体5内部开设一个球形内腔，并从冷却斜孔2中部引入高压气体，在椭球体5外表面开设气流喷口，用以产生推力使椭球体5改变方向，椭球体5内部设有弹簧7结构，控制椭球体5不随意晃动。弹簧7的弹力可以随着冷气压力的变化而自动调节，椭球体5的角度也对应的得到调节，构成一个无需外界供能的自适应引流系统。
本发明在椭球体5内腔内再开出一道扇形限位槽9，并用固定在球轴4上的连接杆8来连接弹簧7，弹簧7的另一端则固定在限位槽9的一侧。此结构可以保证椭球初始长轴与进气方向平行，在冷气量不多的情况下可以保证冷气向下游正常的输送并加强冷却效果。随着冷气量的增加，椭球体5排气通道6中出气压力逐渐增大从而使椭球体5逐渐转向。在弹簧7和限位槽9的限制下，椭球体5转动的方向至多为90°并可以随着冷气压力的变化而实现自适应调节，可以将多余的送到下个出气孔的冷气分到周围，提高冷气的利用效率。
本发明引气通道3开设在冷却斜孔2后侧中部，流道宽度约为冷却斜孔2宽度的二十分之一。
在引气通道3末端连接球轴4，球轴4直径约为引气通道3宽度的三倍。球轴4上的孔孔型为圆形，开孔面积约占球面面积的三分之一，圆形孔在球面上均匀分布。
使用连接杆8和弹簧7来实现球轴4和椭球体5之间的连接，连接杆8和弹簧7的宽度约等于球轴4上圆形孔的直径。弹簧7的两端分别和连接杆8的末端以及椭球体5内限位槽9的一端采用焊接形式连接。
限位槽9角度为90°，限位槽9两侧宽边略大于连接杆8与弹簧7的总长。
以上仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，应视为本发明的保护范围。

Claims (7)

1.一种新型航天发动机用多斜孔板椭球摆冷却结构，包括均布设置在燃烧室火焰筒壁(1)上的冷却斜孔(2)，冷却气体能通过冷却斜孔(2)进入燃烧室火焰筒内并在燃烧室火焰筒内壁上形成气膜，高温气体和冷却气体均在燃烧室火焰筒内从前向后流动，其特征是：所述的冷却斜孔(2)连接有引气通道(3)，所述的引气通道(3)延伸至燃烧室火焰筒内侧，并与一球轴(4)连通，椭球体(5)位于燃烧室火焰筒壁(1)内侧前后相邻的冷却斜孔(2)之间，椭球体(5)长轴为前后走向，所述的椭球体(5)设置有内腔，球轴(4)位于椭球体(5)内腔中，所述的椭球体(5)上开设有连通椭球体(5)外表面与内腔的排气通道(6)，所述的球轴(4)上开设有孔，所述的椭球体(5)能绕球轴(4)转动，所述的球轴(4)通过一弹簧(7)与椭球体(5)连接，冷却斜孔(2)内的气体能经引气通道(3)进入球轴(4)，并经球轴(4)进入椭球体(5)内腔，再经排气通道(6)排出，提供驱动力，该驱动力驱动椭球体(5)绕球轴(4)转动，使椭球体(5)迎风面积改变，同时，弹簧(7)弹性变形，获得牵拉椭球体(5)归位的势能。
2.根据权利要求1所述的一种新型航天发动机用多斜孔板椭球摆冷却结构，其特征是：所述的球轴(4)上固定连接有一连接杆(8)，所述的连接杆(8)与弹簧(7)的一端连接，所述的弹簧(7)的另一端与椭球体(5)固定连接。
3.根据权利要求2所述的一种新型航天发动机用多斜孔板椭球摆冷却结构，其特征是：所述的椭球体(5)的内腔中设置有一扇形的限位槽(9)，所述的连接杆(8)和弹簧(7)均位于限位槽(9)中，所述的椭球体(5)绕球轴(4)转动时，连接杆(8)和弹簧(7)在限位槽(9)中相应的移动，限位槽(9)的两端能阻挡连接杆(8)和弹簧(7)，从而限制椭球体(5)绕球轴(4)的旋转角度。
4.根据权利要求3所述的一种新型航天发动机用多斜孔板椭球摆冷却结构，其特征是：所述的限位槽(9)的扇形角度为90°。
5.根据权利要求4所述的一种新型航天发动机用多斜孔板椭球摆冷却结构，其特征是：所述的球轴(4)上开设的孔有若干个，这些孔均布在球轴(4)上，使得经球轴(4)进入椭球体(5)内腔的气体均匀冲击椭球体(5)内腔壁。
6.根据权利要求5所述的一种新型航天发动机用多斜孔板椭球摆冷却结构，其特征是：所述的引气通道(3)的宽度为冷却斜孔(2)宽度的二十分之一，引气通道(3)连接在冷却斜孔(2)中部。
7.根据权利要求1所述的一种新型航天发动机用多斜孔板椭球摆冷却结构，其特征是：所述的球轴(4)的直径为引气通道(3)宽度的三倍。
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