[发明专利]航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却定位结构

说明书

本发明是一种带角度的航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却定位结构，该结构适用于各类环形燃烧室，主要由旋流器安装座(12)、头部转接段(13)、挡溅盘(15)和自锁螺母(14)等组成。该结构使火焰筒头部结构简单可行，能有效降低头部各元件温度，冷却效果好；相较于传统焊接头部的燃烧室火焰筒，本发明火焰筒只需单独加工好旋流器安装座及挡溅盘，然后组装，可极大的提高生产效率；挡溅盘受热时可以向四周膨胀，释放热应力，提高了挡溅盘的寿命，从而增加火焰筒的寿命；同时，若挡溅盘受损，可以及时更换零件，有利于维护，具有较好的经济性和非常强的实际应用价值。

技术领域

本发明属于航空发动机领域，主要涉及航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却定位结构。

背景技术

燃烧室设计要求头部组件有一定的进气量，对于现代燃烧室的发展趋势，在流量分配方面，就是进入头部区域的百分数增加，大部分气流将从头部进入火焰筒。为改善污染排放特性和燃烧室的点火和熄火特性，火焰筒的头部高度比常规燃烧室设计更大，头部装置尺寸也更大，结构也更为复杂，因此选择恰当的火焰筒头部冷却结构形式对于保证燃烧室性能和火焰筒寿命非常重要。

航空发动机燃烧室的火焰筒一般由帽罩、火焰筒头部、火焰筒外环、火焰筒内环组成，其中火焰筒头部一般包括挡溅盘、头部转接段和旋流器安装座等。头部转接段将火焰筒帽罩及内外环连接形成火焰筒的气流通道，头部转接段一般位于旋流器安装座与挡溅盘之间。采用旋流器安装座是为了固定旋流器，采用挡溅盘的目的主要是使头部转接段与高温燃气隔绝，避免其受到燃气辐射而损坏。传统燃烧室火焰筒头部通常采用焊接结构将旋流器安装座和挡溅盘与头部转接段相连。然而，大尺寸头部焊接结构增加了头部的复杂性，不利于冷却；同时挡溅盘接触高温燃气，容易受损，焊接结构中任一一处挡溅盘受损，将影响整个火焰筒的使用，不利于维护。因此，需要采用一种结构简单，冷却效果及维护性更好头部连接结构。国际上已投入使用的V2500发动机采用了一种螺栓连接的火焰筒头部，该结构的挡溅盘通过螺栓与头部转接段相连接，在挡溅盘上开有冷却小孔。此种结构冷却效果好且装拆方便，即使挡溅盘局部受损，可以立即更换。

发明内容

本发明专利的目的：提供一种头部冷却定位结构方案，这种结构具有结构简单、可拆卸、维护性好的特点，可以改善头部冷却效果，有效提高头部的使用寿命和工作可靠性。

本发明专利的技术方案是：本发明提供航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却连接结构，包括旋流器安装座12、头部转接段13、挡溅盘15，所述挡溅盘15前端与头部转接段13后端连接，头部转接段13前端与旋流器安装座12后端连接，在旋流器安装座12与头部转接段13之间、头部转接段13与挡溅盘15之间形成冷却通道。

优选的，所述的航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却连接结构，所述头部转接段13上设有气膜孔19，所述气膜孔19为通孔，冷却气流从头部转接段13前端通过气膜孔19进入头部转接段13与挡溅盘15之间的冷却通道。

优选的，所述的航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却连接结构，所述气膜孔19有若干个；所述气膜孔19为直孔、斜孔或带复合倾角的多斜孔中的一种或多种。

优选的，所述的航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却连接结构，所述头部转接段13与挡溅盘15之间的冷却通道包括通向火焰筒承力壁的冷却通道和通向火焰筒头部的冷却通道。

优选的，所述的航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却连接结构，所述挡溅盘15前端设置T形凸台25与矩形导流槽26，头部转接段13后端设置环形凸台17，所述T形凸台25与环形凸台17对接固定，矩形导流槽26形成通向火焰筒头部的冷却通道。

优选的，所述的航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却连接结构，旋流器安装座12的凸耳22后端设置圆柱形凸台，凸台与头部转接段13前端对接固定，所述凸耳22与头部转接段13形成间隙，凸耳22不遮挡气膜孔19。