[实用新型]壳体、火焰筒的冷却结构以及燃烧室

说明书

技术领域

本实用新型涉及航空发动机技术领域，具体涉及一种壳体、一种设置该壳体的火焰筒的冷却结构以及一种设置该火焰筒的冷却结构的燃烧室。

背景技术

航空发动机的燃烧室火焰筒在温度高达2000K甚至更高温度的燃气中工作，目前任何材料都不能长时间在如此恶劣的环境下工作，因此必须对燃烧室火焰筒进行冷却，以防止被高温燃气烧坏而减少燃烧室或发动机的寿命。

目前，用于航空发动机燃烧室火焰筒的基本的冷却方式有气膜冷却、对流气膜冷却、冲击气膜冷却、发散冷却和层板冷却等，其中：

冲击-多斜孔发散冷却结构是现有技术中比较先进的一种复合冷却形式。冲击-多斜孔发散冷却结构形式为双层壁结构形式。如图1所示，图1中：实线箭头表示应用该冲击-多斜孔发散冷却结构的燃烧室火焰筒工作过程中冷却气流的流动方向，虚线箭头表示应用该冲击-多斜孔发散冷却结构的燃烧室火焰筒工作过程中高温燃气的流动方向。冲击-多斜孔发散冷却结构中外层称为冲击孔壁10，冲击孔壁10在燃烧室火焰筒双层壁结构中称为承力壳体，冲击孔壁10上分布着垂直于内层壁面的多个冲击孔101；冲击-多斜孔发散冷却结构中内层称为多斜孔壁20，多斜孔壁20在燃烧室火焰筒双层壁结构中称为浮动瓦块，多斜孔壁20与高温燃气接触，多斜孔壁20上密集分布着与壁面有一夹角的多斜孔201。

长远来看，航空发动机涡轮前燃气温度会越来越高。同时，为了满足燃烧室低污染要求，参与燃烧的空气量增加，这将进一步降低冷却气量并使冷却气的品质降低。这都将对火焰筒的冷却提出更高的要求，因此需要进一步改进冷却结构以提高其冷却效率以及流量系数。

现有技术至少存在以下技术问题：

由于现有技术中燃烧室的火焰筒的冷却效率较低，并且冷却气流的流量系数也较低，导致现阶段的不少发动机（例如CFM56发动机）所采用的机械加工环带气膜冷却方式无法满足该冷却气量的要求。

实用新型内容

本实用新型的目的是提出一种壳体、一种设置该壳体的火焰筒的冷却结构以及一种设置该火焰筒的冷却结构的燃烧室，解决了现有技术存在火焰筒的冷却效率较低的技术问题。另外，本实用新型的优选技术方案还提高了冷却气流的流量系数。

为实现上述目的，本实用新型提供了以下技术方案：

本实用新型提供的壳体，包括壳状的本体部以及设置于所述本体部上的两个以上个通孔，其中：

所述通孔的内径尺寸沿从所述本体部外到所述本体部内的方向逐渐缩小。

在一个实施例中，所述通孔的孔壁为曲面形或斜面形，或者，所述通孔的孔壁为曲面形与斜面形的结合。

在一个实施例中，所述通孔的孔壁为流线形。

在一个实施例中，所述通孔为切削加工而成。

在一个实施例中，所述通孔为旋转体状。

在一个实施例中，所述通孔所在的所述壳体表面的切面与所述通孔的轴心线之间存在夹角。

在一个实施例中，所述夹角为直角、锐角或钝角。

本实用新型提供的火焰筒的冷却结构，包括承力壳体以及位于所述承力壳体内的浮动瓦块，其中：所述承力壳体为本实用新型任一技术方案提供的壳体。

在一个实施例中，所述浮动瓦块上设置有两个以上个斜孔或直孔，所述浮动瓦块上的斜孔或直孔的内径尺寸沿背离所述承力壳体的方向逐渐缩小。

本实用新型提供的燃烧室，包括火焰筒以及本实用新型任一技术方案提供的火焰筒的冷却结构。

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：

由于本实用新型实施例提供的壳体（例如承力壳体）的本体部上的通孔的内径尺寸沿从本体部外到本体部内的方向逐渐缩小（优选为流线形的收缩孔），所以使冷却气流从本体部外到本体部内的方向往壳体内流动的过程中，冷却气流的流速较高，进而增强了冲击冷却的效果，解决了现有技术存在火焰筒的冷却效率较低的技术问题。

同时，由于冷却气流经过通孔从壳体外往壳体内流动的过程中，冷却气流的压力损失以及流动损失均比较小，流动分离的程度与现有技术相比也大为降低，故而冷却气流的流量系数较大，更为理想的满足了燃烧室火焰筒的冷却要求。

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为现有技术提供的火焰筒的冷却结构内承力壳体与浮动瓦块的位置关系的示意图；