CN114234236A - 一种鳞片型气膜孔结构的燃烧室 - Google Patents
一种鳞片型气膜孔结构的燃烧室 Download PDFInfo
- Publication number
- CN114234236A CN114234236A CN202111493012.9A CN202111493012A CN114234236A CN 114234236 A CN114234236 A CN 114234236A CN 202111493012 A CN202111493012 A CN 202111493012A CN 114234236 A CN114234236 A CN 114234236A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- scale
- flame tube
- hole
- combustion chamber
- end wall
- 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
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 41
- 238000001704 evaporation Methods 0.000 claims abstract description 22
- 230000008020 evaporation Effects 0.000 claims abstract description 12
- 239000011148 porous material Substances 0.000 claims description 5
- 238000001816 cooling Methods 0.000 abstract description 9
- 239000000463 material Substances 0.000 abstract description 7
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 3
- 230000002035 prolonged effect Effects 0.000 description 3
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 229910001220 stainless steel Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000010935 stainless steel Substances 0.000 description 2
- 238000006467 substitution reaction Methods 0.000 description 1
- 230000009466 transformation Effects 0.000 description 1
- 238000000844 transformation Methods 0.000 description 1
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
- F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Spray-Type Burners (AREA)
Abstract
本发明公开了一种鳞片型气膜孔结构的燃烧室，包括火焰筒、外环鳞片孔、前端壁鳞片孔、内环鳞片孔和蒸发管；所述火焰筒为双环筒状结构；所述火焰筒外环通过冲压形成外环鳞片孔，火焰筒内环通过冲压形成内环鳞片孔，前端壁鳞片孔由火焰筒前端壁冲压而成，蒸发管固定在火焰筒前端壁，位于火焰筒外环与内环之间均匀布置多个蒸发管。本发明的燃烧室可以提高冷却效，提高燃烧室的工作寿命，降低材料成本。
Description
技术领域
本发明属于航空涡喷发动机燃烧室设计领域，特别是一种鳞片型气膜孔结构的燃烧室。
背景技术
在现代高性能航空发动机中，燃烧室火焰筒的热负荷极具增大，高效冷却性能的火焰筒设计尤为重要。气膜冷却作为高性能航空发动机高温部件冷却的关键技术之一，将气膜冷却技术应用在燃烧室壁面上，能有效降低燃烧室壁面温度。
目前广泛采用的直圆气膜孔直径小、个数多、排布复杂，不适合微型航空发动机燃烧室火焰筒的冷却方案。
发明内容
本发明的目的在于提供一种鳞片型气膜孔结构的燃烧室，以提高冷却效，提高燃烧室的工作寿命，降低材料成本。
实现本发明目的的技术解决方案为：
一种鳞片型气膜孔结构的燃烧室，包括火焰筒、外环鳞片孔、前端壁鳞片孔、内环鳞片孔和蒸发管；所述火焰筒为双环筒状结构；所述火焰筒外环通过冲压形成外环鳞片孔，火焰筒内环通过冲压形成内环鳞片孔，前端壁鳞片孔由火焰筒前端壁冲压而成，蒸发管固定在火焰筒前端壁，位于火焰筒外环与内环之间均匀布置多个蒸发管。
本发明与现有技术相比，其显著优点是：
(1)发动机燃烧室壁面最高温度能够从1000℃降低到700℃，壁面平均温度从887℃降低至480℃，大幅提高燃烧室火焰筒的工作寿命；(2)燃烧室火焰筒材料可以采用不锈钢，以降低火焰筒材料成本；(3)燃烧室设计更加清洁高效，可以防护低当量比燃烧室的剧烈热负荷，为高性能燃烧室设计提供更多空间。(4)通过前排孔的合理旋流，使得主燃区气油更好的掺混，不仅增加高低温区域的均匀性，也提高了燃油蒸发燃烧速率，能够有效提升燃烧效率。
附图说明
图1是本发明的鳞片型气膜孔结构的燃烧室整体半剖图。
图2是本发明的鳞片型气膜孔结构的前视图(前端壁视角)。
图3是本发明的鳞片型气膜孔结构的俯视图(外环视角)。
图4是本发明的鳞片型气膜孔结构的鳞片孔三维视图。
附图标记说明如下：
火焰筒、2外环鳞片孔、3前端壁鳞片孔、4内环鳞片孔和5蒸发管。
具体实施方式
下面结合附图及具体实施例对本发明做进一步的介绍。
一种鳞片型气膜孔结构的燃烧室，包括火焰筒1、外环鳞片孔2、前端壁鳞片孔3、内环鳞片孔4和蒸发管5。火焰筒1外环通过冲压形成外环鳞片孔2，火焰筒1内环通过冲压形成内环鳞片孔4，前端壁鳞片孔3由火焰筒1前端壁冲压而成，蒸发管5焊接固定在火焰筒1前端壁。鳞片孔以较低的冷气利用率，实现火焰筒1壁面较好的冷却效果；鳞片孔在火焰筒1壁面上交错排布，鳞片孔孔间距P＝6～60mm，鳞片孔孔排距 S＝6～180mm，见图3。
上述鳞片孔是由火焰筒1冲压而成的，其包含扇形连接段结构13、引流斜板12、挡板11，见附图4。扇形连接段结构13半径R为1～20mm；扇形连接段结构13长度 L1为1～20mm；引流斜板12长度L2为1～20mm，引流斜板12与火焰筒1壁面角度θ1 为0～90°；扇形段半径RW与平圆孔一致，为1～20mm；挡板11形成的冷气间隙H为 1～20mm。
蒸发管5以间隔θ周向均布在火焰筒1前端壁，间隔θ为0～180°；蒸发管周向位置R2为10-500mm，R3＜R2＜R1；蒸发管5外径为2*R5，内径为2*R4，R5、R4为 5～20mm，R4＜R5。R1为外环半径，R3为内环半径。
所述火焰筒1外环半径R1为10-500mm；内环半径R3＜R1，为10-500mm；火焰筒1长度L为10-500mm；火焰筒厚度δ为0.1～10mm。
通过发动机总体设计得到燃烧室的总体设计指标，按照理想当量比设计：
1、火焰筒1外环半径R1为200mm；内环半径为84mm，L为289mm，火焰筒1 厚度δ为0.8mm。
2、依据火焰筒1的实际需冷却面积及燃烧室壁面700℃要求，外环鳞片孔2、前端壁鳞片孔3、内环鳞片孔4均选用如下结构参数：平圆孔半径R为10.5mm、扇形段半径RW与平圆孔一致，为10.5mm；；扇形连接段结构与火焰筒1壁面连接段长度L1为2.3mm；引流斜板长度L2为2.3mm，引流斜板与火焰筒1壁面角度θ1为60°；挡板形成的冷气间隙H为1mm。
3、外环鳞片孔2共4排，周向均匀交错排布，孔间距P＝18mm，孔排距S＝23mm；内环鳞片孔4共2排，周向均匀交错排布，孔间距P＝9.5mm，孔排距S＝15mm；前端壁鳞片孔3共2排，周向均匀交错排布，孔间距P＝24mm，孔排距S＝20mm。
4、蒸发管5以间隔θ周向均布在火焰筒1前端壁，间隔θ为为60°；蒸发管周向位置R2为为142mm；蒸发管5外径为2*R5＝25mm，内径为2*R4＝21mm；
按此设计的鳞片型气膜孔结构的燃烧室火焰筒温度低，温度分布均匀，火焰筒可以使用许用温度更低的材料，燃烧室工作寿命也不断提高。
除上述实施例外，本发明还可以有其他实施方式。凡采用等同替换或等效变换形成的技术方案，均落在本发明要求的保护范围。
发动机燃烧室壁面最高温度能够从1000℃降低到700℃，壁面平均温度从887℃降低至480℃，大幅提高燃烧室火焰筒的工作寿命；燃烧室火焰筒材料可以采用不锈钢，以降低火焰筒材料成本；燃烧室设计更加清洁高效，可以防护低当量比燃烧室的剧烈热负荷，为高性能燃烧室设计提供更多空间。通过前排孔的合理旋流，使得主燃区气油更好的掺混，不仅增加高低温区域的均匀性，也提高了燃油蒸发燃烧速率，能够有效提升燃烧效率。
Claims (6)
1.一种鳞片型气膜孔结构的燃烧室，其特征在于，包括火焰筒(1)、外环鳞片孔(2)、前端壁鳞片孔(3)、内环鳞片孔(4)和蒸发管(5)；所述火焰筒1为双环筒状结构；所述火焰筒(1)外环通过冲压形成外环鳞片孔(2)，火焰筒(1)内环通过冲压形成内环鳞片孔(4)，前端壁鳞片孔(3)由火焰筒(1)前端壁冲压而成，蒸发管(5)固定在火焰筒(1)前端壁，位于火焰筒(1)外环与内环之间均匀布置多个蒸发管(5)。
2.根据权利要求1所述的鳞片型气膜孔结构的燃烧室，其特征在于，所述焰筒(1)外环半径R1为10-500mm；内环半径R3为10-500mm；火焰筒(1)长度L为10-500mm；火焰筒厚度δ为0.1～10mm。
3.根据权利要求1所述的鳞片型气膜孔结构的燃烧室，其特征在于，所述外环鳞片孔(2)、前端壁鳞片孔(3)、内环鳞片孔(4)在火焰筒(1)壁面上交错排布，对应壁面上鳞片孔的孔间距P＝6～60mm，鳞片孔孔排距S＝6～180mm。
4.根据权利要求1所述的鳞片型气膜孔结构的燃烧室，其特征在于，所述外环鳞片孔(2)、前端壁鳞片孔(3)、内环鳞片孔(4)均包括依次连接的扇形连接段结构(13)、引流斜板(12)、挡板(11)；所述扇形连接段结构(13)半径R为1～20mm；扇形连接段结构(13)长度L1为1～20mm；引流斜板(12)长度L2为1～20mm，引流斜板(12)与火焰筒(1)壁面角度θ1为0～90°；挡板(11)形成的冷气间隙H为1～20mm。
5.根据权利要求1所述的鳞片型气膜孔结构的燃烧室，其特征在于，蒸发管(5)以间隔θ周向均布在火焰筒(1)前端壁，间隔θ为0～180°；蒸发管周向位置R2为10-500mm。
6.根据权利要求5所述的鳞片型气膜孔结构的燃烧室，其特征在于，蒸发管(5)外径为2*R5，内径为2*R4；R5、R4为5～20mm，且R4＜R5。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202111493012.9A CN114234236A (zh) | 2021-12-08 | 2021-12-08 | 一种鳞片型气膜孔结构的燃烧室 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202111493012.9A CN114234236A (zh) | 2021-12-08 | 2021-12-08 | 一种鳞片型气膜孔结构的燃烧室 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN114234236A true CN114234236A (zh) | 2022-03-25 |
Family
ID=80754076
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202111493012.9A Pending CN114234236A (zh) | 2021-12-08 | 2021-12-08 | 一种鳞片型气膜孔结构的燃烧室 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN114234236A (zh) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS62131929A (ja) * | 1985-12-02 | 1987-06-15 | シーメンス、アクチエンゲゼルシヤフト | 冷却流体チヤネルを有する壁 |
| CN104197373A (zh) * | 2014-08-26 | 2014-12-10 | 南京航空航天大学 | 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 |
| CN204438196U (zh) * | 2014-11-27 | 2015-07-01 | 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 | 一种燃气轮机燃烧室火焰筒头部结构 |
| CN109668173A (zh) * | 2019-01-14 | 2019-04-23 | 西安增材制造国家研究院有限公司 | 一种蒸发管式紧凑型燃烧室 |
| CN210087485U (zh) * | 2019-04-02 | 2020-02-18 | 中国人民解放军总参谋部第六十研究所 | 一种平板隔热屏 |
-
2021
- 2021-12-08 CN CN202111493012.9A patent/CN114234236A/zh active Pending
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS62131929A (ja) * | 1985-12-02 | 1987-06-15 | シーメンス、アクチエンゲゼルシヤフト | 冷却流体チヤネルを有する壁 |
| CN104197373A (zh) * | 2014-08-26 | 2014-12-10 | 南京航空航天大学 | 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 |
| CN204438196U (zh) * | 2014-11-27 | 2015-07-01 | 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 | 一种燃气轮机燃烧室火焰筒头部结构 |
| CN109668173A (zh) * | 2019-01-14 | 2019-04-23 | 西安增材制造国家研究院有限公司 | 一种蒸发管式紧凑型燃烧室 |
| CN210087485U (zh) * | 2019-04-02 | 2020-02-18 | 中国人民解放军总参谋部第六十研究所 | 一种平板隔热屏 |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| 吴进军等: "鳞片孔形状对冷却效率及流量系数的影响", 《现代机械》 * |
| 常国强等: "燃烧室壁面鳞片型气膜孔流动与冷却机理分析", 《航空发动机》 * |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN112178691B (zh) | 一种带气膜孔双曲扰流柱的双层壁冷却结构 | |
| CN107702146B (zh) | 用于微型燃气涡轮发动机燃烧室内的多孔介质蒸发管 | |
| CN109595591B (zh) | 一种带水冷幕墙的波纹板隔热屏 | |
| CN111928295B (zh) | 微预混值班喷嘴组件及燃气轮机微预混燃烧室 | |
| CN111765491A (zh) | 应用于湿空气循环的天然气燃气轮机微预混燃烧室 | |
| CN203671657U (zh) | 一种火焰筒及包括该火焰筒的燃气轮机燃烧室 | |
| CN112484077B (zh) | 一种火焰筒头部的高效冷却结构 | |
| CN105423342B (zh) | 微型发动机燃烧室凹腔壁面蒸发管 | |
| CN109974033B (zh) | 回流燃烧室及其双层壁弯管结构 | |
| CN105276620A (zh) | 一种航空发动机燃烧室火焰筒壁面复合冷却结构 | |
| CN112178692A (zh) | 一种带l型冲击孔板的纵向波纹冷却结构 | |
| CN110375331B (zh) | 一种发动机燃烧室用蒸发管结构及发动机燃烧室结构 | |
| CN109595592B (zh) | 一种预蒸发式火焰筒 | |
| US9803868B2 (en) | Thermally compliant support for a combustion system | |
| CN115164232B (zh) | 一种挡板、挡板组件及稳定器 | |
| CN114234236A (zh) | 一种鳞片型气膜孔结构的燃烧室 | |
| CN104727976A (zh) | 一种斯特林发动机的燃烧加热系统 | |
| CN108644809B (zh) | 一种双环型蒸发管装置 | |
| CN115790246A (zh) | 一种双层壁冷却装置及应用 | |
| CN110081464A (zh) | 微型发动机燃烧室环形蒸发管 | |
| 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 | |
| CN112178693A (zh) | 一种用于波纹隔热屏的偏置孔排加圆柱孔排组合冷却结构 | |
| CN112833686A (zh) | 适用于航空发动机的扁管翅片空油换热器 | |
| CN117628538A (zh) | 一种多孔蒸发管式燃油分级多喷嘴燃烧室 | |
| CN207230539U (zh) | 一种具有蜂窝状蓄热体的燃烧器 |
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: 20220325 |
|
| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |