[实用新型]燃烧室旋流器主预燃级间冷却结构

说明书

技术领域

本实用新型涉及航空发动机的燃烧室的冷却结构，尤其涉及燃烧室旋流器主预燃级间冷却结构。

背景技术

分级燃烧技术在航空发动机燃烧室上已得到成功应用，比如：GE90发动机采用的双环腔燃烧室分级燃烧技术；GEnx发动机采用的中心分级燃烧技术等。而采用中心分级燃烧技术由于结构紧凑、分区贫油燃烧控制NOx效果较好等优点，已是低排放燃烧室发展的趋势。但是现有的贫油中心分级燃烧技术，仍未能很好地解决分区后各反应区之间互相影响、分级点附近燃烧效率低下、主燃区油气混合依旧不充分、不均匀等问题。

专利文献US6389815B1记载可实现贫油燃烧的燃油喷射装置，其中的级间套筒扩张角较小，因此与燃气回流区的接触面积也较小，通过简单的直孔带来的冲击冷却即可满足扩张套筒的冷却需求。上述冲击冷却的具体定义为，简单的直孔引入的冲击冷却气，直接冲击预燃级与主燃级之间(简称级间段)的挡溅盘冷侧面(即不与高温燃气直接接触的一面)，冷却气在冲击挡溅盘冷侧面后，直接通过间隙流入火焰筒内参与燃烧。

套筒扩张角可以控制预燃级回流区的大小与形状，从而控制预燃级与主燃级之间的相互作用，并进一步地控制燃烧室性能。然而，随着套筒扩张角的进一步增大，与高温燃气直接接触的套筒内部壁面面积将迅速增大，相对的需要冷却的面积也相应增大。对此，在级间段挡溅盘冷侧进行冲击的这种常见简单冷却形式存在不再满足要求的可能，需要通过更为高效的冷却方式对级间段进行冷却。

实用新型内容

本实用新型的目的在于提供一种燃烧室旋流器主预燃级间冷却结构，其具有应对级间结构外扩角扩大的冷却能力。

为实现所述目的燃烧室旋流器主预燃级间冷却结构，设置在位于预燃级进气通道和主燃级进气通道之间，其特点是包括环形腔体，所述环形腔体包括位于所述预燃级进气通道侧的第一环形侧壁、位于所述主燃级进气通道侧的第二环形侧壁，分别连接所述第一环形侧壁和所述第二环形侧壁的第三环形侧壁，分别连接所述第一环形侧壁和所述第二环形侧壁的第四环形侧壁，所述第三环形侧壁和所述第四环形侧壁彼此相对；所述第一环形侧壁由预燃级进气通道的径向外侧的预然级环形壁体的轴向平行延伸段提供，所述第二环形侧壁由主燃级进气通道的径向内侧的主燃级环形壁体提供，所述第四环形侧壁包括所述预然级环形壁体的径向外扩段；所述第三环形侧壁上设置有进气通道，所述第四环形侧壁上设置有冲击壁面以及出气通道，所述冲击壁面位于所述进气通道的对面，所述出气通道和所述进气通道彼此径向错开，以使冷却气体从所述进气通道引入后冲击所述冲击壁面，并在所述环形腔体内对流换热后再从所述出气通道被引出至燃烧区，以便于对所述燃烧室的主燃级旋流器、预燃级旋流器之间的结构进行冷却。

所述的冷却结构，其进一步的特点是，所述环形腔体区分为径向延伸方向不同的至少两个区段，在不同的所述区段上分别设置所述进气通道和所述出气通道。

所述的冷却结构，其进一步的特点是，至少部分区段对应的第三环形侧壁具有所述进气通道，并且其对应的第四环形侧壁还具有所述出气通道。

所述的冷却结构，其进一步的特点是，所述进气通道沿所述第三环形侧壁的法线方向延伸。

所述的冷却结构，其进一步的特点是，所述进气通道相对所述第三环形侧壁的法线方向倾斜延伸。

所述的冷却结构，其进一步的特点是，所述出气通道相对所述第四环形侧壁的切向呈20°至60°之间的锐角。

所述的冷却结构，其进一步的特点是，所述进气通道或所述出气通道为圆形。

所述的冷却结构，其进一步的特点是，所述进气通道或所述出气通道为规则形状或不规则形状。

所述的冷却结构，其进一步的特点是，所述进气通道的延伸方向和所述出气通道的延伸方向垂直或者呈一夹角。

本实用新型通过冲击壁面位于所述进气通道的对面，所述出气通道和所述进气通道彼此径向错开，以使冷却气体从所述进气通道引入后冲击冷却所述冲击壁面，并在所述环形腔体内从所述出气通道被引出至燃烧区，以便形成贴壁气膜，通过发散冷却的方式冷却所述壁面，因此形成可提高燃烧室冷却气的冷却效率，充分利用冷却气的潜在冷却能力，在保持冷却气量不变的情况下，可降低燃烧室旋流器的壁面温度，延长零件使用寿命，增强可靠性，降低成本。在保持壁面温度不变的情况下，可降低冷却所用的冷却气用以雾化，优化燃烧室性能。

附图说明

本实用新型的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：