[实用新型]一种采用变截面台阶形多斜孔冷却结构的航空发动机燃烧室

说明书

技术领域

本实用新型涉及航空发动机领域，尤其涉及的是一种采用变截面台阶形多斜孔冷却结构的航空发动机燃烧室。

背景技术

随着航空发动机性能指标的不断提升，对火焰筒性能的要求也日益苛刻，目前火焰筒冷却面临着两大难点：(一)随着燃烧室出口温度要求的不断增加，在油气比一定的条件下，组织燃烧空气量逐渐增加。另外，为了保障燃烧室出口的温度分布满足设计的要求，适当的掺混空气量又是不可减少的，在头部进气量一定时，这就导致可用于冷却的空气量减少。如高温升燃烧室仍采用传统的气膜冷却技术，而冷却空气量保持不变或降低，火焰筒壁温将超过目前采用的高温耐热合金材料的许用极限。(二)航空发动机总增压比逐步提高，高推重比航空发动机总增压比将达到35～40，甚至更高，这时压气机出口的空气温度将达1000K左右，也就是说，冷却火焰筒壁面的燃烧室进口空气温度将随航空发动机增压比提高逐步上升，因此，燃烧室进口空气作为冷却剂的冷却能力在逐渐下降。

如何在更少冷却空气量和更高温度下可靠有效地冷却燃烧室火焰筒是非常重要且迫切需要解决的问题，该问题必须通过采取创新性的技术来解决。

目前，国外先进航空发动机上采用的先进冷却技术主要有：多斜孔壁冷却技术，与常规的气膜冷却相比，在进行冷却的壁面上开出大量非常密集的离散气膜孔，气膜孔密集得多，而且孔径也小得多。冷气流从这些孔中以一定的入射角射入流过壁面的热主流中，将主流与壁面隔离，起到保护壁面的作用，其冷却效率高达90％，可使冷却空气用量减少40％、燃烧室出口温度场比较均匀，其能够在热侧形成的气膜更均匀，对壁面的覆盖更完全，从而明显地提高冷却效果。

冲击加多斜孔冷却是一种先进的复合冷却方式，其结构为在多斜孔壁外侧加上一层冲击孔壁。主要特点是冷却空气先对多孔壁面冷侧进行冲击冷却，然后进入孔内进行对流换热，流出小孔后在热侧壁面形成保护气膜，成为多次冷却，使冷却空气的潜力得到充分应用。其最显著的换热特点是在多斜孔壁的冷侧存在强烈的冲击换热。而冲击加多斜孔冷却方式则进一步将冷却气量减少至25％。

国外多款先进发动机中分别采用了多斜孔冷却与冲击多斜孔冷却结构，GE90和军用的F414发动机均采用了由GTD222合金加工的这种火焰筒，缩短了燃烧室的长度，在推力级相当的发动机中，GE90发动机燃烧室的长度是最短的。

普惠公司生产的PW4000，PW6000发动机上则成功的应用了冲击多斜孔冷却结构，均取得了显著的效果，这种冷却结构一般采用浮动壁结构。20世纪90年代初，PW公司将浮动壁火焰筒应用到V2500发动机上，后来又应用到了F119军用发动机和PW4000、PW6000、PW8000系列等民用发动机上。典型的浮动瓦块结构如V2500发动机燃烧室的浮动瓦块结构，其头部采用浮动挡溅板多斜孔冷却结构。通过冲击、对流、气膜加热障涂层复合冷却方式可以满足瓦块冷却需要。PW的TALON系列燃烧室也采用冲击多斜孔加浮动壁的冷却方案，进一步增强了冷却性能，明显进步了燃烧室的工作寿命。

冲击加多斜孔冷却方式具有较高的冷却效率，消耗冷却气量较小，但是其采用浮动壁结构，使得结构复杂，使得加工难度进一步提高，另外，浮动壁结构为双层结构，重量提高，对于发动机重量造成不利影响。如何对冲击多斜孔结构进行优化设计，以达到在强化冷却的同时降低燃烧室的重量，是燃烧室设计中急需解决的问题之一。

实用新型内容

本实用新型所要解决的技术问题是针对现有技术的不足，提供了一种采用变截面台阶形多斜孔冷却结构的航空发动机燃烧室。

本实用新型的技术方案如下：

一种采用变截面台阶形多斜孔冷却结构的航空发动机燃烧室，包括第一燃烧室机匣1、第二燃烧室机匣2、第一帽罩3、第二帽罩4、火焰筒外环壁8、火焰筒内环壁9、火焰筒18，其特征在于：

1)火焰筒18前端采用轴向定位，火焰筒18后端与第一燃烧室机匣1和第二燃烧室机匣2配合；

2)火焰筒18包括火焰筒外环壁8和火焰筒内环壁9，连接段7连接火焰筒外环壁8和火焰筒内环壁9，且火焰筒外环壁8和火焰筒内环壁9固定安装在连接段7上；

3)第一帽罩3和第二帽罩4分别固定安装在火焰筒外环壁8、火焰筒内环壁9上；

4)连接段7包括旋流器5和挡溅盘6，旋流器5和挡溅盘6固定在连接段7上，并且旋流器5固定在第一帽罩3和第二帽罩4一侧，挡溅盘6安装在火焰筒内环壁9和火焰筒外环壁8一侧；

5)在火焰筒外环壁8和火焰筒内环壁9上开设大量密集分布的变截面台阶型斜孔，其孔内截面积沿流向为变面积分布；