[发明专利]一种用于中推航空发动机燃烧室火焰筒头部的冷却结构

说明书

一种用于中推航空发动机燃烧室火焰筒头部的冷却结构，包括导流孔板、导流护罩以及套筒；所述导流孔板、导流护罩以及套筒三者同轴设置，形成第一冷却间隙和第二冷却间隙，在导流孔板前段上设置有多个第一冷却孔，在导流孔板锥段上设置有多个第二冷却孔，在导流孔板出口段上设置有多个第三冷却孔；在导流护罩前段上设置有第四冷却孔；所述第一冷却孔与第四冷却孔同轴设置并连通至第二冷却间隙；第二冷却孔与第一冷却间隙连通。本发明可以避免燃气在燃烧室头部靠近壁面处无效高温驻涡区的产生，减少了火焰筒头部需要的冷却气量，增大了头部冷却气流的覆盖面积，提高了冷却效率，可以高效地降低火焰筒头部的壁温，提高火焰筒头部结构的可靠性。

技术领域

本发明涉及航空发动机燃烧室结构技术领域，尤其涉及一种用于中推航空发动机燃烧室火焰筒头部的冷却结构。

背景技术

发动机燃烧室火焰筒头部长期处于高温环境，易出现高温烧蚀、变形、裂纹、掉块等故障，因此火焰筒头部的冷却效果直接影响燃烧室头部结构的可靠性。

火焰筒冷却是保证其正常工作的基本要求，国内外的燃烧室火焰筒已由当初的纯气膜冷却发展到冲击、发散、气膜、层板等多种冷却的复合冷却形式，冷却结构也由最初的单层壁发展到双层壁、浮动壁等冷却结构形式，发展到目前应用最广的多斜孔冷却、复合角冷却和冲击/气膜冷却等。

目前常采用孔板+挡渐板的燃烧室头部冷却方式，但火焰筒头部由于其流场结构较复杂，易出现驻涡区等情况。另外，随着燃烧室技术的发展，火焰筒冷却气量将逐渐减少，火焰筒头部的冷却气量也将随之减少，为此火焰筒头部需采用高效的冷却结构；此外，火焰筒头部的冷却结构与火焰筒头部流场息息相关，为了不影响燃烧室的正常工作，火焰筒头部冷却结构还需结合流场结构进行设计，因此火焰筒头部冷却结构设计仍是目前的设计难点。

发明内容

本发明的主要目的是提出一种用于中推航空发动机燃烧室火焰筒头部的冷却结构，旨在解决上述技术问题。

为实现上述目的，本发明提出一种用于中推航空发动机燃烧室火焰筒头部的冷却结构，包括导流孔板、导流护罩以及套筒；

所述导流孔板包括锥状的导流孔板锥段、设置在导流孔板锥段左端的环状的导流孔板前段、设置在导流孔板锥段右端的导流孔板出口段；在导流孔板前段上设置有多个第一冷却孔，在导流孔板锥段上设置有多个第二冷却孔，在导流孔板出口段上设置有多个第三冷却孔；

所述导流护罩左端为环状的导流护罩前段、右端为锥状的导流护罩锥段；在导流护罩前段上设置有第四冷却孔；

所述套筒包括套筒直筒段以及设置在套筒直筒段左端的套筒安装边；

所述导流孔板、导流护罩以及套筒三者同轴设置；

所述导流护罩前段套在所述套筒直筒段外部，导流护罩前段内表面与套筒直筒段外表面之间间隔设置形成第二冷却间隙；

所述导流孔板前段套在所述导流护罩前段的外表面上，导流孔板前段的左端与套筒安装边的右端面连接；所述导流孔板锥段与所述导流护罩锥段之间间隔设置形成第一冷却间隙；

所述第一冷却孔与第四冷却孔同轴设置并连通至第二冷却间隙；第二冷却孔与第一冷却间隙连通。

优选的，在所述导流护罩前段与导流护罩锥段连接部位设置有多个第五冷却孔，所述第一冷却间隙与第二冷却间隙通过第五冷却孔连通。

优选的，所述导流护罩锥段的锥面与燃烧室中心轴线的夹角大于导流孔板锥段的锥面与燃烧室中心轴线的夹角，使得两者之间形成的第一冷却间隙为收敛结构，可以增大冷却气流的覆盖面积，加强对导流孔板下游的冷却效果，同时吹除导流孔板上、下两侧的无用角涡，防止燃气在靠近火焰筒壁面处产生高温区，从而减少火焰筒头部冷却需要的气量。

优选的，所述导流护罩锥段的锥面与燃烧室中心轴线的夹角为56度；所述导流孔板锥段的锥面与燃烧室中心轴线的夹角为55度。