[发明专利]一种冷却孔、发动机燃烧室及冷却孔加工方法

说明书

本发明的目的是提供一种冷却孔、发动机燃烧室及冷却孔加工方法。本发明提供的冷却孔，包括位于内壁面和外壁面之间的进口段、扩张转接段、扩张段和类圆柱段，其中类圆柱段扩大了发散壁上冷却通道的出口面积，从而提高了冷却孔的冷却效果。此外，扩张转接段、扩张段和类圆柱段由圆形截面在进口段的中心线方向(即孔轴方向)平移形成，使得冷却孔被激光加工时，激光的入射角度可以保持不变，从而能够显著提高激光加工的加工效率。本发明提供的发动机燃烧室，包括上述冷却孔，从而具有加工过程简单、加工效率高并且冷却效果好的优点。本发明提供的冷却孔加工方法，在加工复杂结构的冷却孔的过程中，激光的入射角度可以保持不变。

技术领域

本发明涉及航空发动机领域，具体涉及一种冷却孔、发动机燃烧室及冷却孔加工方法。

背景技术

航空发动机燃烧室为整个发动机中工作温度最高、压力最大的部件，其工作温度高达2000K甚至更高，对于现役高温合金材料来说，无法在该恶劣条件下长时间工作，因此必须通过冷却手段对燃烧室火焰筒进行冷却，以防止高温燃气破坏金属材料，同时提高燃烧室的可靠性及寿命。目前航空发动机燃烧室火焰筒的基本冷却方式有以下几种：发汗冷却、层板、瓦块结构、冲击/气膜冷却、冲击/发散冷却、发散冷却及气膜/发散冷却等。现代新型航空发动机对于排放及效率提出了更加苛刻的要求，这就需要用最少的空气量来冷却温度更高的火焰筒使其可靠性和耐久性达到技术性能指标，同时又要兼顾形式简单，加工方便以提高经济性。

图1A示出了常规的冲击/发散冷却的过程。常规的冲击发散冷却结构中，火焰筒的壁面结构200包括冲击壁100和发散壁101，冲击壁100上开设有冲击孔100a，发散壁上开设有冷却孔101a。冲击孔100a为圆柱孔，冷却孔101a为斜圆柱孔。冷气流动的一侧为火焰筒的壁面结构200的外侧，热气流动的一侧为火焰筒的壁面结构200的内侧。冷却孔101a贯通发散壁101，壁面结构200外侧的冷气从冲击孔100a穿过冲击壁100，再从冷却孔101a穿过发散壁101，到达壁面结构200外侧的内侧，实现对内侧的冷却降温过程。

由于冷却孔101a的出口面积较小，所以在气膜冷却流场中容易形成肾形涡对，从而导致高温气流从两侧卷入冷气射流底部，使得冷气与发散壁101的内壁面发生吹离，大大降低了冷却效果。为解决这个问题，现有技术中采用扩孔的形式来增大冷却孔101a的出口截面积来降低射流的动量，从而达到削弱肾形涡对的目的，但是该扩孔的形式仍然属于一种被动优化流场结构的形式，并未做到主动产生有利于冷却的流场结构。

近些年来，在冷却孔结构研究领域出现了多种主动优化冷却流场结构的冷却孔型，如双射流孔，三脚架孔等等，这些孔型都是利用两个或多个圆柱孔组合而成的孔型，对加工制造提出了巨大的挑战。由于火焰筒本身存在一定的倾角，对于这种采用多个圆柱孔复合而成的孔型来说，造成了壁面加工空间不足或激光加工光路干涉等问题，从而对冷却孔倾角造成了极大的限制。

本领域需要一种加工过程简单、加工效率高的燃烧室火焰筒的冷却孔、发动机燃烧室及冷却孔加工方法。

发明内容

本发明的目的在于提供一种冷却孔，所述冷却孔具有加工过程简单、加工效率高并且冷却效果好的优点。

本发明的目的还在于提供一种发动机燃烧室，所述发动机燃烧室的火焰筒的发散壁包括上述冷却孔，从而具有加工过程简单、加工效率高并且冷却效果好的优点。

本发明的目的还在于提供一种冷却孔加工方法，用于加工上述冷却孔，具有加工过程简单、加工效率高的优点。

为实现所述目的冷却孔，用于贯穿火焰筒的壁面结构的发散壁，以形成冷气通道；所述发散壁包括内壁面和外壁面，其特征在于，所述冷却孔包括位于所述内壁面和所述外壁面之间的进口段、扩张转接段、扩张段和类圆柱段；