[实用新型]一种航空发动机加力燃烧室试验用水冷装置

说明书

本实用新型公开了一种航空发动机加力燃烧室试验用水冷装置。所述航空发动机加力燃烧室试验用水冷装置包括：壳体，所述壳体内部中空，所述壳体上设置有冷却水进口以及冷却水出口；隔板，所述隔板的数量多个，所述隔板设置在所述壳体内部，将所述壳体的内部分割，从而形成冷却水流动通道；每个所述隔板上设置有贯穿所述隔板的发散孔，所述发散孔中的一个或多个内设置有螺旋线。在本申请的航空发动机加力燃烧室试验用水冷装置中，通过设置有发散孔和水轮结构的航空发动机加力燃烧室试验用水冷装置解决了高温燃气/空气管道的防护、对冷却介质需求多的问题。

技术领域

本发明涉及航空发动机加力燃烧室试验技术领域，特别是涉及一种航空发动机加力燃烧室试验用水冷装置。

背景技术

现在的水冷套结构，冷却水在来回折返的通道内会产生回流，这些回流处的冷却效果较差，会产生局部高温过热，为此会增大冷却水的流量。

增大冷却水流量仅能够减小这些地方的回流效果，不能完全根除此处的回流，并且造成了冷却水的浪费。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航空发动机加力燃烧室试验用水冷装置来克服或至少减轻现有技术的中的至少一个上述缺陷。

为实现上述目的，本发明提供一种航空发动机加力燃烧室试验用水冷装置，所述航空发动机加力燃烧室试验用水冷装置包括：

壳体，所述壳体内部中空，所述壳体上设置有冷却水进口以及冷却水出口；

隔板，所述隔板的数量多个，所述隔板设置在所述壳体内部，将所述壳体的内部分割，从而形成冷却水流动通道；每个所述隔板上设置有贯穿所述隔板的发散孔，所述发散孔中的一个或多个内设置有螺旋线。

优选地，所述航空发动机加力燃烧室试验用水冷装置进一步包括一个或多个水轮，所述水轮设置在所述冷却水流动通道内。

优选地，每个所述隔板上的发散孔的数量为多个。

优选地，每个隔板上的一个或多个发散孔为自所述隔板的一个面向隔板的另一个面方向倾斜延伸的倾斜孔。

优选地，每个所述隔板的一端设置在所述壳体的一个面上，且所述隔板的设置在所述壳体的面上的一端自与该端接触的所述壳体的面相对的面方向延伸，并与该相对的面之间具有距离。

优选地，每两个相邻的隔板的延伸方向相反。

优选地，所述隔板上设置有一个或多个突起。

优选地，所述隔板上的倾斜孔的数量为多个。

优选地，所述倾斜孔具有一个倾斜方向或者两个倾斜方向。

在本申请的航空发动机加力燃烧室试验用水冷装置中，通过设置有发散孔和水轮结构的航空发动机加力燃烧室试验用水冷装置解决了高温燃气/空气管道的防护、对冷却介质需求多的问题；带有螺旋线发散孔和水轮结构的冷却水套的结构设计方法极具借鉴意义，可应用于航空发动机整机试车台及加力燃烧室试验器的设计中，解决高温燃气/空气管道防护问题，并满足节能需求。

附图说明

图1是根据本发明第一实施例的航空发动机加力燃烧室试验用水冷装置的结构示意图。

图2是图1所示的航空发动机加力燃烧室试验用水冷装置中的发散孔的截面示意图。

附图标记：