CN114110657A - 一种用于中推航空发动机燃烧室火焰筒头部的冷却结构 - Google Patents

一种用于中推航空发动机燃烧室火焰筒头部的冷却结构 Download PDF

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Abstract

一种用于中推航空发动机燃烧室火焰筒头部的冷却结构，包括导流孔板、导流护罩以及套筒；所述导流孔板、导流护罩以及套筒三者同轴设置，形成第一冷却间隙和第二冷却间隙，在导流孔板前段上设置有多个第一冷却孔，在导流孔板锥段上设置有多个第二冷却孔，在导流孔板出口段上设置有多个第三冷却孔；在导流护罩前段上设置有第四冷却孔；所述第一冷却孔与第四冷却孔同轴设置并连通至第二冷却间隙；第二冷却孔与第一冷却间隙连通。本发明可以避免燃气在燃烧室头部靠近壁面处无效高温驻涡区的产生，减少了火焰筒头部需要的冷却气量，增大了头部冷却气流的覆盖面积，提高了冷却效率，可以高效地降低火焰筒头部的壁温，提高火焰筒头部结构的可靠性。

Description

一种用于中推航空发动机燃烧室火焰筒头部的冷却结构
技术领域
本发明涉及航空发动机燃烧室结构技术领域，尤其涉及一种用于中推航空发动机燃烧室火焰筒头部的冷却结构。
背景技术
发动机燃烧室火焰筒头部长期处于高温环境，易出现高温烧蚀、变形、裂纹、掉块等故障，因此火焰筒头部的冷却效果直接影响燃烧室头部结构的可靠性。
火焰筒冷却是保证其正常工作的基本要求，国内外的燃烧室火焰筒已由当初的纯气膜冷却发展到冲击、发散、气膜、层板等多种冷却的复合冷却形式，冷却结构也由最初的单层壁发展到双层壁、浮动壁等冷却结构形式，发展到目前应用最广的多斜孔冷却、复合角冷却和冲击/气膜冷却等。
目前常采用孔板+挡渐板的燃烧室头部冷却方式，但火焰筒头部由于其流场结构较复杂，易出现驻涡区等情况。另外，随着燃烧室技术的发展，火焰筒冷却气量将逐渐减少，火焰筒头部的冷却气量也将随之减少，为此火焰筒头部需采用高效的冷却结构；此外，火焰筒头部的冷却结构与火焰筒头部流场息息相关，为了不影响燃烧室的正常工作，火焰筒头部冷却结构还需结合流场结构进行设计，因此火焰筒头部冷却结构设计仍是目前的设计难点。
发明内容
本发明的主要目的是提出一种用于中推航空发动机燃烧室火焰筒头部的冷却结构，旨在解决上述技术问题。
为实现上述目的，本发明提出一种用于中推航空发动机燃烧室火焰筒头部的冷却结构，包括导流孔板、导流护罩以及套筒；
所述导流孔板包括锥状的导流孔板锥段、设置在导流孔板锥段左端的环状的导流孔板前段、设置在导流孔板锥段右端的导流孔板出口段；在导流孔板前段上设置有多个第一冷却孔，在导流孔板锥段上设置有多个第二冷却孔，在导流孔板出口段上设置有多个第三冷却孔；
所述导流护罩左端为环状的导流护罩前段、右端为锥状的导流护罩锥段；在导流护罩前段上设置有第四冷却孔；
所述套筒包括套筒直筒段以及设置在套筒直筒段左端的套筒安装边；
所述导流孔板、导流护罩以及套筒三者同轴设置；
所述导流护罩前段套在所述套筒直筒段外部，导流护罩前段内表面与套筒直筒段外表面之间间隔设置形成第二冷却间隙；
所述导流孔板前段套在所述导流护罩前段的外表面上，导流孔板前段的左端与套筒安装边的右端面连接；所述导流孔板锥段与所述导流护罩锥段之间间隔设置形成第一冷却间隙；
所述第一冷却孔与第四冷却孔同轴设置并连通至第二冷却间隙；第二冷却孔与第一冷却间隙连通。
优选的，在所述导流护罩前段与导流护罩锥段连接部位设置有多个第五冷却孔，所述第一冷却间隙与第二冷却间隙通过第五冷却孔连通。
优选的，所述导流护罩锥段的锥面与燃烧室中心轴线的夹角大于导流孔板锥段的锥面与燃烧室中心轴线的夹角，使得两者之间形成的第一冷却间隙为收敛结构，可以增大冷却气流的覆盖面积，加强对导流孔板下游的冷却效果，同时吹除导流孔板上、下两侧的无用角涡，防止燃气在靠近火焰筒壁面处产生高温区，从而减少火焰筒头部冷却需要的气量。
优选的，所述导流护罩锥段的锥面与燃烧室中心轴线的夹角为56度；所述导流孔板锥段的锥面与燃烧室中心轴线的夹角为55度。
优选的，在所述导流护罩的内表面涂覆有高温磁漆；在所述导流孔板的内表面涂覆有高温磁漆。
优选的，所述导流孔板前段套在所述导流护罩前段的外表面上并进行焊接固定。
优选的，所述套筒还包括套筒锥段，所述套筒锥段设置在套筒直筒段的出口端；所述套筒锥段的锥面燃烧室中心轴线的夹角为45度。
优选的，在所述导流孔板前段的左端设置有导流孔板前安装边；所述导流孔板通过导流孔板前安装边焊接在所述套筒安装边的右端面上。
优选的，在所述套筒安装边左端面上设置有用于对涡流器进行周向定位的定位槽；所述定位槽的数量至少两个。
优选的，所述导流孔板出口段的上边缘翻折形成用于与火焰筒外壁相连的导流孔板上安装边；导流孔板出口段的下边缘翻折形成用于与火焰筒内壁相连的导流孔板下安装边；所述导流孔板上安装边与火焰筒外壁采用焊接方式连接；所述导流孔板下安装边与火焰筒内壁采用焊接方式连接。
由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：
(1)可以避免燃气在燃烧室头部靠近壁面处无效高温驻涡区的产生，减少了火焰筒头部需要的冷却气量，增大了头部冷却气流的覆盖面积，提高了冷却效率，可以高效地降低火焰筒头部的壁温，提高火焰筒头部结构的可靠性。
(2)气流通过第二冷却孔进入第一冷却间隙并冲击导流护罩，可以增强与导流护罩的对流换热，之后气流从第一冷却间隙出来的气流大部分沿着导流护罩锥段引导方向形成气膜，增大冷却气流的覆盖面积以保护导流孔板下游，提高火焰筒头部的冷却效率。
(3)气流可以通过第一冷却孔与第四冷却孔共同形成的通孔进入到第二冷却间隙内，一是可以起到冷却套筒直的作用，二是可以吹除套筒和导流护罩之间的驻涡。
(4)所述导流护罩锥段的锥面与燃烧室中心轴线的夹角大于导流孔板锥段的锥面与燃烧室中心轴线的夹角，使得两者之间形成的第一冷却间隙为收敛结构，可以增大冷却气流的覆盖面积，加强对导流孔板下游的冷却效果，同时吹除导流孔板上、下两侧的无用角涡，防止燃气在靠近火焰筒壁面处产生高温区，从而减少火焰筒头部冷却需要的气量。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。
图1为本发明所提供的一种用于中推航空发动机燃烧室火焰筒头部的冷却结构的示意图；
图2为本发明中导流孔板的主剖视图；
图3为本发明中导流孔板的左视图；
图4为本发明中导流护罩的主剖视图；
图5为本发明中导流护罩的左视图；
图6为本发明中套筒的主剖视图；
图7为本发明中套筒的左视图；
图8为本发明中用于中推航空发动机燃烧室火焰筒头部的冷却结构安装在火焰筒时的示意图；
附图标号说明：
10-导流孔板；101-导流孔板前段；102-导流孔板锥段；103-导流孔板出口段；104-第一冷却孔；105-第二冷却孔；106-第三冷却孔；107-导流孔板前安装边；108-导流孔板上安装边；109-导流孔板下安装边；
20-导流护罩；201-导流护罩前段；202-导流护罩锥段；203-第四冷却孔；204-第五冷却孔；
30-套筒；301-套筒直筒段；302-套筒安装边；303-套筒锥段；304-定位槽；
40-第一冷却间隙；50-第二冷却间隙；
60-火焰筒外壁；61-火焰筒内壁；62-涡流器。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
另外，在本发明中涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其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至少一个该特征。另外，各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。
如图1所示，为本发明提供的一种用于中推航空发动机燃烧室火焰筒头部的冷却结构的具体实施例，冷却结构包括：导流孔板10、导流护罩20以及套筒30；
结合图1、图2以及图3所示，所述导流孔板10包括锥状的导流孔板锥段102、设置在导流孔板锥段102左端的环状的导流孔板前段101、设置在导流孔板锥段102右端的导流孔板出口段103；在导流孔板前段101上设置有多个第一冷却孔104，在导流孔板锥段102上设置有多个第二冷却孔105，在导流孔板出口段103上设置有多个第三冷却孔106；
结合图1、图4及图5所示，所述导流护罩20左端为环状的导流护罩前段201、右端为锥状的导流护罩锥段202；在导流护罩前段201上设置有第四冷却孔203；
结合图1、图6及图7所示，所述套筒30包括套筒直筒段301以及设置在套筒直筒段301左端的套筒安装边302；
如图1所示，所述导流孔板10、导流护罩20以及套筒30三者同轴设置；所述导流护罩前段201套在所述套筒直筒段201外部，导流护罩前段201内表面与套筒直筒段201外表面之间间隔设置形成第二冷却间隙50；所述导流孔板前段101套在所述导流护罩前段201的外表面上，导流孔板前段101的左端与套筒安装边302的右端面连接；所述导流孔板锥段102与所述导流护罩锥段202之间间隔设置形成第一冷却间隙40；第二冷却孔105与第一冷却间隙40连通；
所述第一冷却孔104与第四冷却孔203的直径相同，两者同轴设置并连通至第二冷却间隙50；气流可以通过第一冷却孔104与第四冷却孔203共同形成的通孔进入到第二冷却间隙50内，一是可以起到冷却套筒直30的作用，二是可以吹除套筒30和导流护罩20之间的驻涡。
导流孔板锥段102上的第二冷却孔105的数量为30个，周向均布，垂直于导流孔板锥段102的壁面进气，气流通过第二冷却孔105进入第一冷却间隙40并冲击导流护罩30，可以增强与导流护罩30的对流换热，之后气流从第一冷却间隙40生成狭缝气膜以保护导流护罩锥段202，从第一冷却间隙40出来的气流大部分沿着导流护罩锥段202引导方向形成气膜，增大冷却气流的覆盖面积以保护导流孔板10下游，提高火焰筒头部的冷却效率。
导流孔板出口段103上的第三冷却孔106的数量为68个，第三冷却孔106的直径小于第二冷却孔105的直径，第三冷却孔106的轴线垂直于导流孔板出口段103，第三冷却孔106用于冷却导流孔板出口段103和其后的火焰筒壁面。
结合图1所示，在所述导流护罩前段201与导流护罩锥段202连接部位设置有多个第五冷却孔204，所述第一冷却间隙40与第二冷却间隙50通过第五冷却孔204连通。气流可以通过第五冷却孔204从第一冷却间隙40进入第二冷却间隙50内，对套筒30起到进一步的冷却作用。
在本实施例中，所述导流护罩锥段202的锥面与燃烧室中心轴线的夹角大于导流孔板锥段102的锥面与燃烧室中心轴线的夹角。所述导流护罩锥段202的锥面与燃烧室中心轴线的夹角为56度；所述导流孔板锥段102的锥面与燃烧室中心轴线的夹角为55度。导流护罩锥段202与导流孔板锥段102采用不同的角度设置，使得两者之间形成的第一冷却间隙40为收敛结构，可以增大冷却气流的覆盖面积，加强对导流孔板10下游的冷却效果，同时吹除导流孔板10上、下两侧的无用角涡，防止燃气在靠近火焰筒壁面处产生高温区，从而减少火焰筒头部冷却需要的气量。
在本实施例中，在所述导流护罩20的内表面涂覆有高温磁漆；在所述导流孔板10的内表面涂覆有高温磁漆；涂覆高温磁漆可以导流护罩30以及导流孔板10的热防护，增加使用寿命。
在本实施例中，所述导流孔板前段101套在所述导流护罩前段201的外表面上并进行焊接固定。
结合图1、图6所示，所述套筒30还包括套筒锥段303，所述套筒锥段303设置在套筒直筒段301的出口端；所述套筒锥段303的锥面燃烧室中心轴线的夹角为45度。套筒锥段303与套筒直筒段301共同形成喇叭口形状，可以引导涡流器62出口的气流方向，与燃烧室头部涡流器出口流场相匹配。
结合图1、图2所示，在所述导流孔板前段101的左端设置有导流孔板前安装边107；所述导流孔板20通过导流孔板前安装边107焊接在所述套筒安装边302的右端面上。装配时，先将导流护罩20与导流孔板10进行焊接，在通过导流孔板前安装边107将焊接之后的导流孔板10、导流护罩20与套筒安装边302进行焊接。
结合图1、图6及图7所示，所述套筒安装边302左端面上设置有用于对涡流器62进行周向定位的定位槽304；所述定位槽304的数量至少两个。具体地，在本实施例中，所述定位槽304的数量为两个，对称设置在套筒安装边302上，冷却结构安装在火焰筒时，涡流器62通过定位槽304进行周向定位。
结合图1、图3及图8所示，所述导流孔板出口段103的上边缘翻折形成用于与火焰筒外壁60相连的导流孔板上安装边108；导流孔板出口段103的下边缘翻折形成用于与火焰筒内壁61相连的导流孔板下安装边109；导流孔板上安装边108翻折的倾斜角度与火焰筒外壁60角度相同，导流孔板上安装边108的型面形状与火焰筒外壁60相匹配；导流孔板下安装边109翻折后的倾斜角度与火焰筒内壁61的角度相同，导流孔板下安装边109的型面形状与火焰筒内壁61相匹配；所述导流孔板上安装边108与火焰筒外壁60采用焊接方式连接；所述导流孔板下安装边109与火焰筒内壁61采用焊接方式连接。
在本实施例中，所述导流孔板10上的导流孔板前段101、导流孔板锥段102、导流孔板出口段103、导流孔板前安装边107、导流孔板上安装边108、导流孔板下安装边109采用钣金材料一体成型制作。所述导流护罩20的导流护罩前段201和导流护罩锥段202采用一体成型制作。所述套筒30的套筒直筒段301、套筒安装边302和套筒锥段303采用一体成型制作。
以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (10)

1.一种用于中推航空发动机燃烧室火焰筒头部的冷却结构，其特征在于，包括：导流孔板(10)、导流护罩(20)以及套筒(30)；
所述导流孔板(10)包括锥状的导流孔板锥段(102)、设置在导流孔板锥段(102)左端的环状的导流孔板前段(101)、设置在导流孔板锥段(102)右端的导流孔板出口段(103)；在导流孔板前段(101)上设置有多个第一冷却孔(104)，在导流孔板锥段(102)上设置有多个第二冷却孔(105)，在导流孔板出口段(103)上设置有多个第三冷却孔(106)；
所述导流护罩(20)左端为环状的导流护罩前段(201)、右端为锥状的导流护罩锥段(202)；在导流护罩前段(201)上设置有第四冷却孔(203)；
所述套筒(30)包括套筒直筒段(301)以及设置在套筒直筒段(301)左端的套筒安装边(302)；
所述导流孔板(10)、导流护罩(20)以及套筒(30)三者同轴设置；
所述导流护罩前段(201)套在所述套筒直筒段(201)外部，导流护罩前段(201)内表面与套筒直筒段(201)外表面之间间隔设置形成第二冷却间隙(50)；
所述导流孔板前段(101)套在所述导流护罩前段(201)的外表面上，导流孔板前段(101)的左端与套筒安装边(302)的右端面连接；所述导流孔板锥段(102)与所述导流护罩锥段(202)之间间隔设置形成第一冷却间隙(40)；
所述第一冷却孔(104)与第四冷却孔(203)同轴设置并连通至第二冷却间隙(50)；第二冷却孔(105)与第一冷却间隙(40)连通。
2.如权利要求1所述的一种用于中推航空发动机燃烧室火焰筒头部的冷却结构，其特征在于：在所述导流护罩前段(201)与导流护罩锥段(202)连接部位设置有多个第五冷却孔(204)，所述第一冷却间隙(40)与第二冷却间隙(50)通过第五冷却孔(204)连通。
3.如权利要求1所述的一种用于中推航空发动机燃烧室火焰筒头部的冷却结构，其特征在于：所述导流护罩锥段(202)的锥面与燃烧室中心轴线的夹角大于导流孔板锥段(102)的锥面与燃烧室中心轴线的夹角。
4.如权利要求3所述的一种用于中推航空发动机燃烧室火焰筒头部的冷却结构，其特征在于：所述导流护罩锥段(202)的锥面与燃烧室中心轴线的夹角为56度；所述导流孔板锥段(102)的锥面与燃烧室中心轴线的夹角为55度。
5.如权利要求1所述的一种用于中推航空发动机燃烧室火焰筒头部的冷却结构，其特征在于：在所述导流护罩(20)的内表面涂覆有高温磁漆；在所述导流孔板(10)的内表面涂覆有高温磁漆。
6.如权利要求1所述的一种用于中推航空发动机燃烧室火焰筒头部的冷却结构，其特征在于：所述导流孔板前段(101)套在所述导流护罩前段(201)的外表面上并进行焊接固定。
7.如权利要求1所述的一种用于中推航空发动机燃烧室火焰筒头部的冷却结构，其特征在于：所述套筒(30)还包括套筒锥段(303)，所述套筒锥段(303)设置在套筒直筒段(301)的出口端；所述套筒锥段(303)的锥面燃烧室中心轴线的夹角为45度。
8.如权利要求1所述的一种用于中推航空发动机燃烧室火焰筒头部的冷却结构，其特征在于：在所述导流孔板前段(101)的左端设置有导流孔板前安装边(107)；所述导流孔板(20)通过导流孔板前安装边(107)焊接在所述套筒安装边(302)的右端面上。
9.如权利要求1所述的一种用于中推航空发动机燃烧室火焰筒头部的冷却结构，其特征在于：在所述套筒安装边(302)左端面上设置有用于对涡流器(62)进行周向定位的定位槽(304)；所述定位槽(304)的数量至少两个。
10.如权利要求1所述的一种用于中推航空发动机燃烧室火焰筒头部的冷却结构，其特征在于：所述导流孔板出口段(103)的上边缘翻折形成用于与火焰筒外壁(60)相连的导流孔板上安装边(108)；导流孔板出口段(103)的下边缘翻折形成用于与火焰筒内壁(61)相连的导流孔板下安装边(109)；所述导流孔板上安装边(108)与火焰筒外壁(60)采用焊接方式连接；所述导流孔板下安装边(109)与火焰筒内壁(61)采用焊接方式连接。
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