CN202719635U - 多层板结构、燃烧室、涡轮叶片以及航空发动机 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种多层板结构、燃烧室、涡轮叶片以及航空发动机，涉及航空发动机技术领域。解决了现有技术存在冷却气流的压力损失较大的技术问题。该多层板结构，包括第一层板以及第二层板，其中：第一层板上设置有至少一个第一通孔，第二层板上设置有至少一个第二通孔；第一通孔朝接近第二层板的方向内径尺寸逐渐缩小；第二通孔为斜孔。该燃烧室以及该涡轮叶片包括本实用新型提供的多层板结构。该航空发动机包括本实用新型提供的燃烧室或本实用新型提供的涡轮叶片。本实用新型用于提高多层板结构的冷却效率。

Description

多层板结构、燃烧室、涡轮叶片以及航空发动机

技术领域

本实用新型涉及航空发动机技术领域，具体涉及一种多层板结构、一种设置该多层板结构的燃烧室、一种设置该多层板结构的涡轮叶片以及航空发动机。

背景技术

作为发动机的热端部件，燃烧室是决定发动机寿命和可靠性的关键部件之一。燃烧室内的火焰筒在高温、剧烈振动和热冲击等恶劣条件下工作要承受很大的热应力、蠕变应力和疲劳应力，所以经常产生裂纹、变形、掉块、烧蚀、脱焊和腐蚀等故障，因此，燃烧室也成为燃烧室故障率最高的组件，因而燃烧室的寿命和可靠性主要取决于火焰筒。

大型客机不仅需要发动机燃烧进口空气温度和出口燃气温度提高，而且要求耗费较少的冷却空气，同时还要求燃烧室低排放、长寿命，火焰筒采用常规的气膜冷却技术已难满足要求，必须采用一些较新的冷却技术，例如多斜孔发散冷却，双层浮动壁等，现今国际航空发动机公司的V2500发动机的燃烧室以及普惠公司的PW4000燃烧室均采用如图1所示浮动壁结构燃烧室。

现有技术至少存在以下技术问题：

现有的航空发动机在采用多斜孔发散冷却，双层浮动壁等较新的冷却技术的同时，往往带来结构上的复杂程度加大，一方面加大了工艺成本，另一方面复杂的结构会带来压力损失的增加，导致冷却效率不理想，对于燃烧室来说每增加1%的压力损失，对整机的耗油率将会产生1%左右的影响，造成民用航空发动机的使用成本较高。

实用新型内容

本实用新型的目的是提出一种多层板结构、一种设置该多层板结构的燃烧室、一种设置该多层板结构的涡轮叶片以及航空发动机，解决了现有技术存在冷却气流的压力损失较大的技术问题。另外，本实用新型的优选技术方案还解决了现有技术中存在冷却效率较低、使用成本较高的技术问题。

为实现上述目的，本实用新型提供了以下技术方案：

本实用新型提供的多层板结构，包括第一层板以及第二层板，其中：所述第一层板上设置有至少一个第一通孔，所述第二层板上设置有至少一个第二通孔；

所述第一通孔朝接近所述第二层板的方向内径尺寸逐渐缩小；

所述第二通孔为斜孔。

优选地，两个以上个所述第一通孔均匀分布于所述第一层板上。

优选地，所述第一通孔接近所述第二层板的端口朝向所述第二通孔周围的所述第二层板。

优选地，所述第二层板上设置有两个以上个所述第二通孔，且所述第一通孔接近所述第二层板的端口朝向相邻的两个所述第二通孔之间的所述第二层板上。

优选地，所述第一通孔为锥形孔、圆台形孔或台阶形孔。

优选地，所述锥形孔的锥面与所述第一层板的最大延展方向之间的夹角为20°～80°。

优选地，所述第二通孔的轴向方向与所述第二层板的最大延展方向之间的夹角为20°～80°。

本实用新型提供的燃烧室，包括本实用新型任一技术方案提供的多层板结构，其中：

所述第一层板为所述燃烧室内的火焰筒的外壳，所述第二层板为所述燃烧室内的火焰筒的浮动壁。

本实用新型提供的涡轮叶片，包括本实用新型任一技术方案提供的多层板结构，其中：

所述第一层板与所述第二层板分别为所述涡轮叶片内位置相对的两块面板。

本实用新型提供的航空发动机，包括本实用新型任一技术方案提供的的燃烧室或者包括本实用新型任一技术方案提供的涡轮叶片。

基于上述技术方案，本实用新型实施例至少可以产生如下技术效果：

由于本实用新型提供的多层板结构中，第一层板上的第一通孔朝接近第二层板的方向内径尺寸逐渐缩小，第二层板上的第二通孔为斜孔，冷却气流经过第一通孔后流入第二通孔的过程中，不仅从第一通孔流出的冷却气流会形成强烈的冲击射流对第二层板进行强化冷却，尤其降低第二层板的壁面温度，而且第一通孔还能有效降低冷却流体穿过第一层板时产生的压力损失，故而可以充分的利用冷却气流以实现较理想的冷却效果，取得较高的冷却效率，所以解决了现有技术存在冷却气流的压力损失较大的技术问题。

除此之外，本实用新型提供的优选技术方案与现有技术相比还至少具有以下优点：

1、设置第一通孔的第一层板形成了冲击冷却结构，设置第二通孔的第二层板形成了多斜孔发散冷却结构，这两种高效的冷却方式结合在一起进一步提高冷却效率；

2、通过第一通孔进入的冷却射流冲击至第二层板后，再通过第二通孔不仅有效地降低了第二层板的温度，而且还形成了对第二层板的均匀贴壁保护冷却气膜，有效的降低第二层板表面附近的换热温度。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本实用新型的进一步理解，构成本申请的一部分，本实用新型的示意性实施例及其说明用于解释本实用新型，并不构成对本实用新型的不当限定。在附图中：

图1为现有技术中设置双层浮动壁冷却结构的燃烧室的局部剖视示意图；

图2为本实用新型实施例所提供的多层板结构的局部剖视示意图。

图中标记：1、第一层板；11、第一通孔；2、第二层板；21、第二通孔。

具体实施方式

下面通过附图图2以及列举本实用新型的一些可选实施例的方式，对本实用新型的技术方案（包括优选技术方案）做进一步的详细描述。需要说明的是：本实施例中的任何技术特征、任何技术方案均是多种可选的技术特征或可选的技术方案中的一种或几种，为了描述简洁的需要本文件中无法穷举本实用新型的所有可替代的技术特征以及可替代的技术方案，也不便于每个技术特征的实施方式均强调其为可选的多种实施方式之一，所以本领域技术人员应该知晓：本实施例内的任何技术特征以及任何技术方案均不限制本实用新型的保护范围，本实用新型的保护范围应该包括本领域技术人员不付出创造性劳动所能想到的任何替代技术方案。

本实用新型实施例提供了一种对冷却气流造成的压力损失少、冷却效率较高的多层板结构以及一种设置该多层板结构的燃烧室、一种设置该多层板结构的涡轮叶片以及一种航空发动机。

下面结合附图图2以举例的方式更为详细的说明本实用新型提供的技术方案。

如图2所示，本实用新型实施例所提供的多层板结构，包括第一层板1以及第二层板2，其中：第一层板1上设置有至少一个第一通孔11，第二层板2上设置有至少一个第二通孔21。

第一通孔11朝接近第二层板2的方向内径尺寸逐渐缩小。

第二通孔21为斜孔。

当冷却气流经过第一通孔11并流入第二通孔21的过程中，从第一通孔11流出的冷却气流不仅会形成强烈的冲击射流对第二层板2进行强化冷却，从而有效的降低第二层板2的壁面温度，而且第一通孔11还能有效降低冷却流体穿过第一层板1时产生的压力损失。

设置第一通孔11的第一层板1形成了冲击冷却结构，设置第二通孔21的第二层板2形成了多斜孔发散冷却结构，这两种高效的冷却方式结合在一起进一步提高冷却效率。

通过第一通孔11进入的冷却射流冲击至第二层板2后，再通过第二通孔21不仅有效地降低了第二层板2的温度，而且还形成了对第二层板2的均匀贴壁保护冷却气膜，降低了第二层板2表面附近的换热温度。

本实施例中两个以上个第一通孔11均匀分布于第一层板1上。

这种结构中冷却气流可以更均匀、分散的流过第一层板1并流动至第二层板2上，从而可以使第二层板2各个部分均能得到冷却。

本实施例中第一通孔11接近第二层板2的端口朝向第二通孔21周围的第二层板2。冷却气流流动至第二层板2的其中一侧后会继续流动并通过第二通孔21流动至第二层板2的其中另一侧，由此可以使第二层板2位置相对的两侧都存在均匀、贴壁的保护冷却气膜。

本实施例中第二层板2上设置有两个以上个第二通孔21，且第一通孔11接近第二层板2的端口朝向相邻的两个第二通孔21之间的第二层板2上。

这种结构可以保证第二层板2接近第一层板1的一侧上均匀、贴壁的保护冷却气膜更为均匀。

本实施例中第一通孔11为锥形孔、圆台形孔或台阶形孔，优选为锥形孔。以上形状的第一通孔11对流过的冷却气流造成的压力损失较小。

当然，其他形状（例如：部分孔壁为台阶形、部分孔壁为锥形）的第一通孔11也在本实用新型的保护范围之内。

本实施例中锥形孔的锥面与第一层板1的最大延展方向之间的夹角为20°～80°。这种结构的锥形孔不仅便于制造，而且对流过的冷却气流造成的压力损失较小。

本实施例中第二通孔21的轴向方向与第二层板2的最大延展方向（本文中所提及的板件的最大延展方向为板件面积较大的外表平面的延展方向）之间的夹角为20°～80°。这种结构的第二通孔21有利于流动经过第二通孔21的气流在第二层板2背离第一层板1的一侧上均匀、贴壁的保护冷却气膜。

本实用新型提供的燃烧室，包括本实用新型任一技术方案提供的多层板结构，其中：

第一层板1为燃烧室内的火焰筒的外壳，第二层板2为燃烧室内的火焰筒的浮动壁。

由于本实用新型提供的多层板结构具有前文已述的多个优点，所以应用在燃烧室内时，可以有效的提高燃烧室内的火焰筒的冷却效率，延长火焰筒乃至燃烧室的使用寿命。

本实用新型提供的涡轮叶片，包括本实用新型任一技术方案提供的多层板结构，其中：第一层板1与第二层板2分别为涡轮叶片内位置相对的两块面板。

由于本实用新型提供的多层板结构具有前文已述的多个优点，所以应用在涡轮叶片内时，可以有效的提高涡轮叶片的冷却效率，延长涡轮叶片的使用寿命。

本实用新型提供的航空发动机，包括本实用新型任一技术方案提供的燃烧室或者包括本实用新型任一技术方案提供的涡轮叶片。

由于本实用新型提供的燃烧室以及涡轮叶片具有理想的冷却效率，故而使用寿命较长，所以应用该燃烧室或涡轮叶片的航空发动机具有冷却效率好、可靠性好的优点。

当然，本实用新型提供的多层板结构也可以应用于航空发动机之内的其他装置上乃至航空发动机之外的其他设备上。

上述本实用新型所公开的任一技术方案除另有声明外，如果其公开了数值范围，那么公开的数值范围均为优选的数值范围，任何本领域的技术人员应该理解：优选的数值范围仅仅是诸多可实施的数值中技术效果比较明显或具有代表性的数值。由于数值较多，无法穷举，所以本实用新型才公开部分数值以举例说明本实用新型的技术方案，并且，上述列举的数值不应构成对本实用新型创造保护范围的限制。

同时，上述本实用新型如果公开或涉及了互相固定连接的零部件或结构件，那么，除另有声明外，固定连接可以理解为：能够拆卸地固定连接（例如使用螺栓或螺钉连接），也可以理解为：不可拆卸的固定连接（例如铆接、焊接），当然，互相固定连接也可以为一体式结构（例如使用铸造工艺一体成形制造出来）所取代（明显无法采用一体成形工艺除外）。

另外，上述本实用新型公开的任一技术方案中所应用的用于表示位置关系或形状的术语除另有声明外其含义包括与其近似、类似或接近的状态或形状。

最后应当说明的是:以上实施例仅用以说明本实用新型的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本实用新型进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：依然可以对本实用新型的具体实施方式进行修改或者对部分技术特征进行等同替换；而不脱离本实用新型技术方案的精神，其均应涵盖在本实用新型请求保护的技术方案范围当中。

Claims (10)

1.一种多层板结构，其特征在于，包括第一层板以及第二层板，其中：

所述第一层板上设置有至少一个第一通孔，所述第二层板上设置有至少一个第二通孔；

所述第一通孔朝接近所述第二层板的方向内径尺寸逐渐缩小；

所述第二通孔为斜孔。

2.根据权利要求1所述的多层板结构，其特征在于，两个以上个所述第一通孔均匀分布于所述第一层板上。

3.根据权利要求1所述的多层板结构，其特征在于，所述第一通孔接近所述第二层板的端口朝向所述第二通孔周围的所述第二层板。

4.根据权利要求1所述的多层板结构，其特征在于，所述第二层板上设置有两个以上个所述第二通孔，且所述第一通孔接近所述第二层板的端口朝向相邻的两个所述第二通孔之间的所述第二层板上。

5.根据权利要求1－4任一所述的多层板结构，其特征在于，所述第一通孔为锥形孔、圆台形孔或台阶形孔。

6.根据权利要求5所述的多层板结构，其特征在于，所述锥形孔的锥面与所述第一层板的最大延展方向之间的夹角为20°～80°。

7.根据权利要求1－4任一所述的多层板结构，其特征在于，所述第二通孔的轴向方向与所述第二层板的最大延展方向之间的夹角为20°～80°。

8.一种燃烧室，其特征在于，包括权利要求1－7任一所述的多层板结构，其中：

所述第一层板为所述燃烧室内的火焰筒的外壳，所述第二层板为所述燃烧室内的火焰筒的浮动壁。

9.一种涡轮叶片，其特征在于，包括权利要求1－7任一所述的多层板结构，其中：

所述第一层板与所述第二层板分别为所述涡轮叶片内位置相对的两块面板。

10.一种航空发动机，其特征在于，包括权利要求8所述的燃烧室或者包括权利要求9所述的涡轮叶片。

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