[实用新型]一种火焰筒及包括该火焰筒的燃气轮机燃烧室

说明书

技术领域

本实用新型涉及一种火焰筒及包括该火焰筒的燃烧室，特别地，本实用新型的燃烧室适用于燃气轮机，例如航空发动机所使用的燃烧室。

背景技术

在航空发动机中目前通常采用的是燃气轮机，其包括压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管。图1中示出了一种典型的燃气轮机燃烧室的示意性纵截面图。其中，在燃烧室100中设置有火焰筒200，火焰在火焰筒200中燃烧。火焰筒200中的空间可分为两个区域，即位于上游的主燃区110和位于下游的掺混区120。在掺混区的下游设置有导向器300，以将燃烧所形成的燃气导入位于下游的涡轮（未示出）中并推动涡轮转动。

燃烧室是燃气轮机中温度最高的部件，特别地，主燃区110中的燃气温度可达2400K。而火焰筒200的筒壁所采用的金属材料的正常工作温度一般不超过1300K。可见，火焰筒200中的燃气温度远远超过火焰筒的正常工作温度。因此，必须对燃烧室中的火焰筒进行冷却，以避免火焰筒因长时间在远超其正常工作温度的条件下工作而被烧坏。

目前，燃烧室火焰筒的冷却方式主要有如下几种：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。这些冷却方式的一个基本共同点在于，它们都是将冷却气体引入火焰筒中，并在火焰筒内壁的表面上形成一层冷却气膜，该冷却气膜紧贴火焰筒的内壁流动，在对火焰筒的筒壁进行冷却的同时，还能起到将火焰筒的筒壁与火焰筒中的燃气隔离开的作用。

图2中示出了将火焰筒200展开为平板形式的示意图，其中，箭头C表示火焰筒的周向，箭头L表示火焰筒的纵向或轴向。如图2所示，在火焰筒的筒壁上形成有多个孔，从而冷却空气可以经这些孔从火焰筒的外壁和燃烧室的内壁之间的环向空间流入火焰筒中的空间中，以形成冷却气膜，其中，这些孔被称为“气膜孔”。

图3～5示出了现有技术中的层板冷却结构的示意图。其中，图3示出了火焰筒的筒壁的一部分的立体图，图4是图3所示筒壁部分的俯视图，而图5则示出了图3和图4所示筒壁部分的截面图。从图3～5中可见，该层板结构包括进气板230a和出气板230b，至少在进气板230a上设置有多个气膜孔210。进一步地，在出气板230b上形成有多个扰流柱220，在扰流柱之间形成气流通道，供来自气膜孔210的冷却气流通过。这些扰流柱通常呈圆柱形，且均匀布置。

图6示出了图5所示双层冷却结构的火焰筒筒壁的工作原理。从图6中可见，进气板230a呈阶梯状，与之相对应，出气板230b由多个板件相连而形成同样的阶梯状，且每个板件在其沿着火焰筒轴向的端部处与火焰筒的内部连通。在图6中，实线箭头所示的冷却空气从进气板230a一侧经进气板230a上的多个气膜孔流入进气板230a和出气板230b之间的空间中，并在扰流柱220之间所形成的气流通道流动。随后，冷却空气在出气板230b的各板件沿轴向的端部处流入火焰筒的内部，并且沿着火焰筒的内壁流动，从而形成气膜，将火焰筒的内壁与虚线所示的热燃气隔离开。

随着航空发动机技术的发展，上述火焰筒筒壁的冷却结构的局限性也日益显现。具体来说，当前的航空发动机随技术的发展，其压气机的增压比大幅提高，而燃烧室的进出口温度也大幅提高。具体来说，随着设计参数的提高，压气机出口处的空气温度可达800～900K，若要将如此高温的空气用作冷却气体，其冷却能力将有所下降，因而需要加大冷却气体量的供应。而与此同时，燃烧室的进出口温度也大幅提高，如燃烧室出口的燃气温度可高达1300～1800K。为此，涡轮叶片冷却所需的冷却气体用量也增加。由于涡轮叶片冷却气体是直接进入涡轮，而没有通过火焰筒，因此这导致用作火焰筒气膜冷却的空气流量降低。目前的燃烧室冷却空气的气量只占总空气量的20～30％。火焰筒冷却所需冷却空气量的上升以及实际可供冷却空气量的下降构成了一对矛盾。

此外，传统的气膜冷却结构在冷却效率方面也存在一些问题。以图1所示的火焰筒筒壁为例。沿着火焰筒的轴向、即气流方向，从火焰筒上的气膜孔进入火焰筒的气流会逐渐叠加，从而引起火焰筒的筒壁附近冷却气膜沿火焰筒的轴向逐渐变厚。这一方面使火焰筒沿轴向的下游部分聚集较多的冷却空气，造成冷却空气的浪费，降低火焰筒的整体冷却效率，另一方面，火焰筒下游的冷却气膜变厚，导致该部分中的有效燃烧容积减小。同时。上述两种因素相结合，导致沿火焰筒轴向的筒壁温度迅速下降，从而产生较高的火焰筒温度梯度，引起较高的热应力，从而影响火焰筒的使用寿命。而且，为了形成气膜，在火焰筒的筒壁上设置多个气膜孔，这会导致火焰筒筒壁的结构强度降低，而加工成本则上升。

实用新型内容