[发明专利]一种航空发动机燃烧室火焰筒壁面复合冷却结构

说明书

技术领域

本发明属于工程传热传质技术领域，具体涉及一种应用于航空发动机燃烧室火焰筒壁面复合冷却的瓦片状结构。

背景技术

燃烧室火焰筒是航空发动机组织燃烧的区域，该区域燃气温度最高。火焰筒的冷却技术直接关系到燃烧室的寿命和可靠性，并影响整个发动机的热效率。国内外有大量的设计研究。

早期的燃烧室火焰筒冷却结构一般采用单层壁结构，这样的结构总体冷却效率不高。现有技术中较为先进的燃烧室火焰筒多采用双层壁冷却结构，燃烧室火焰筒的整体布局采用浮动壁燃烧室常见的“承力框架+冷却瓦片”形式。冷却瓦片通过螺栓和挂钩等措施安装在承力框架上，并具有一定的延展空间以减小热应力的影响。

专利US2004/0050059公开了一种双层壁火焰筒强化冷却结构，在双层壁面之间沿轴向有大量的冷却通道，相邻冷却通道间有强化换热的凹坑结构。

专利US2014/0033726提出了一种双层壁火焰筒结构，双层壁之间有冷却空气流道。冷却气从火焰筒后部进入冷却通道，从火焰筒中前部的离散气膜孔注入主流。

国内也有相关专利文献。如CN202209695U提出了一种具有新型火焰筒冷却结构的涡轴发动机回流燃烧室,其在弯曲段采用冲击+逆向对流+气膜冷却结构；在直管段采用冲击+发散冷却结构。

CN203687097U设计了一种冲击发散扰流冷却火焰筒及燃烧室,包括承力壁及设置在承力壁内侧的浮动壁；浮动壁与承力壁相向的侧面设置有扰流柱。

CN202792105U公开了一种承力壳体以及位于承力壳体内的浮动瓦块冷却结构,壳体上的多个通孔的内径尺寸沿从外到内的方向逐渐缩小。该设计用于降低流经壳体的冷却气流的压力损失,进而提高火焰筒的冷却效率。

应用冲击/发散等复合冷却技术的浮动瓦块式冷却结构被广泛研究。在冷却气流形成均匀覆盖气膜之前，先进行冲击冷却以强化局部冷却能力。但冲击冷却的有效换热面积增加得不多，不能使冷却气流有效升温，对冷量的利用水平不高。

发明内容

本发明克服了现有技术的不足，提供一种用于航空发动机燃烧室壁面冷却的双层壁复合冷却结构，与发散气膜冷却相比，它能够有效提高对冷却空气的利用水平，在保证冷却效果的同时，降低对壁面冷却气量的需求。复合冷却结构采用“微细通道冷却”与“发散孔气膜冷却”相结合的思路，充分利用微细尺度结构强化传热，使冷却气流的冷却能力得到发挥。该结构设计、加工简单，易于在实际机型中实现。

考虑到现有技术的上述问题，根据本发明公开的一个方面，本发明采用以下技术方案：

一种航空发动机燃烧室火焰筒壁面复合冷却结构，由双层壁面组成：底板壁面(2)和盖板壁面(3)。

所述底板壁面(2)为3mm厚的高温合金板材，沿火焰筒流向长31mm，沿火焰筒周向长31mm，采用线切割的方法在所述底板壁面(2)内部沿火焰筒流向切割出6条并联的微细尺度通道槽(6)，微细尺度通道槽(6)宽4mm，高1mm，长29mm；并联的微细尺度通道槽(6)之间的肋(8)厚1mm，微细尺度通道槽(6)前后端壁厚1mm，在每条切割微细尺度通道槽(6)的中心线上，采用激光打孔方式做出6个小通孔(5)，作为冷却气体的出气口，孔径1mm，孔间距5mm。

所述盖板壁面(3)为2mm厚的高温合金板材，沿火焰筒流向长31mm，沿火焰筒周向长31mm，在所述盖板壁面(3)上对应所述底板壁面(2)每条切割微细尺度通道槽(6)的中心点的位置，均设有直径为4mm的大通孔(4)，作为冷却气体的进气口，共6个大通孔(4)。

底板壁面(2)和盖板壁面(3)使用钎焊、摩擦焊或扩散焊技术焊接成为一体，保证每个并联的微细尺度通道槽(6)的肋(8)都和盖板壁面(3)无缝相连，焊接完成后沿火焰筒周向进行弯曲处理，后采用热处理手段消除残余应力，以符合环形燃烧室火焰筒的轮廓。

底板壁面(2)的小通孔(5)侧壁面喷涂有热障涂层(7)。

本发明的一种航空发动机燃烧室火焰筒壁面复合冷却结构，具有以下特点：

1)采用微细尺度通道/发散孔结构作为火焰筒壁面的基本冷却结构；在已有专利文献中未见提及。

2)将本发明的冷却瓦片作为火焰筒壁面的单元结构，燃烧室环腔中的冷却气从盖板上的进气口进入冷却结构，经过微细尺度通道，沿途依次通过发散孔进入火焰筒内部。微细尺度通道强化了冷却气对固壁材料的降温能力，提高了对冷却气的利用率；而发散孔则保障了冷却气对火焰筒内部壁面的均匀完全覆盖。