燃烧室的制作方法

本发明涉及燃气轮机领域，具体涉及一种燃烧室。

背景技术：

在开展航空发动机燃烧室性能试验时，高温烟气从火焰筒出口喷射而出，直接加热与火焰筒出口相连接的挡板、测温耙、烟气采样耙及排气转接段。测温耙、烟气采样耙可通过内置的水冷结构进行冷却降温，排气转接段可以通过喷水或者内置水冷结构进行冷却降温。

发明人发现，现有技术中至少存在下述问题：火焰筒出口的挡板直接接触到高温的火焰筒壁，若直接采用水冷或通过排气转接段的导热冷却，较高的温度梯度会导致挡板的变形弯曲，进而破坏火焰筒结构。因此如何设置燃烧室火焰筒出口处良好的冷却结构是燃烧室设计的关键，也是业内亟需解决的难题。

技术实现要素：

本发明提出一种燃烧室，用以优化燃烧室的结构。

本发明一些实施例提供一种燃烧室，包括：

机匣；

火焰筒，设于所述机匣内部，所述火焰筒与所述机匣之间形成环形腔；以及

挡流件，设于所述火焰筒的出口处，且与所述机匣可拆卸连接；

其中，所述挡流件设有通孔，所述通孔与所述环形腔连通。

在一些实施例中，所述机匣设有凸台，所述挡流件的中部与所述火焰筒的出口接触，所述挡流件的边缘与所述凸台的底部接触；所述挡流件与所述机匣固定。

在一些实施例中，所述挡流件的厚度小于所述凸台的高度。

在一些实施例中，所述通孔的中轴线与所述挡流件呈夹角，且夹角不等于90度。

在一些实施例中，所述通孔包括第一通孔；沿着从所述火焰筒的头部到尾部的方向，存在至少一个所述第一通孔被构造为朝着所述火焰筒的出口处的中轴线的方向倾斜。

在一些实施例中，所述通孔包括第二通孔；沿着从所述火焰筒的头部到尾部的方向，存在至少一个所述第二通孔被构造为朝着背离所述火焰筒的出口处的中轴线的方向倾斜。

在一些实施例中，所述通孔的横截面的形状为下列其中之一：圆形、椭圆形。

在一些实施例中，沿着从所述火焰筒的头部到尾部的方向，所述通孔被构造为尺寸是增大的。

在一些实施例中，沿着从所述火焰筒的头部到尾部的方向，所述通孔被构造为从位于所述火焰筒头部到尾部的方向尺寸逐渐扩大。

在一些实施例中，所述通孔的数量为两个以上，且各所述通孔相对于所述火焰筒的出口处的中轴线对称设置。

在一些实施例中，存在至少两个所述通孔是交错设置的。

上述技术方案提供的燃烧室，其挡流件设有通孔，通孔使得挡流件两侧的气流是连通的，火焰筒和机匣之间形成的环形腔内的气流经由通孔喷射出去，该气流在挡流件的表面形成气膜覆盖，以减少火焰筒内的高温烟气冲击挡流件，从而有效降低挡流件的温度，使得挡流件尽量少地被火焰筒内的高温烟气加热，使得挡流件的温度与火焰筒壁体的温度之差在合理的范围内。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为本发明实施例提供的燃烧室的结构示意图；

图2为本发明实施例提供的燃烧室的挡流件上通孔的一种结构示意图；

图3为本发明实施例提供的燃烧室的挡流件上通孔的又一种结构示意图；

图4为本发明实施例提供的燃烧室的挡流件上通孔的另一种结构示意图；

图5为本发明实施例提供的燃烧室挡流件的结构示意图。

具体实施方式

下面结合图1～图5对本发明提供的技术方案进行更为详细的阐述。

本发明实施例提供的燃烧室，比如作为实验件，以测试燃烧室的相关参数。具体地，该燃烧室比如用于燃烧室单环试验件、扇形试验件及全环试验件，具体应用时可根据试验件实际情况进行调整。

参见图1，本发明一些实施例提供一种燃烧室，包括机匣1、火焰筒2以及挡流件3。火焰筒2设于机匣1内部，火焰筒2与机匣1之间形成环形腔7。挡流件3设于火焰筒2的出口处，且与机匣1可拆卸连接。挡流件3设有通孔30，通孔30与环形腔7连通。

参见图1，燃烧室包括机匣1，安装在机匣一端的扩压器4，安装于扩压器4下游的喷嘴5，喷嘴5也与机匣1安装固定。喷嘴5的出口连通燃烧室头部6，燃烧室头部6安装于火焰筒2内部。火焰筒2位于机匣1内部。火焰筒2的外壁与机匣1的内壁之间形成有环形腔7。该环形腔7与挡流件3上的通孔30连通。

环形腔7内的气流经由挡流件3上的通孔30喷出到环形腔7外部，以在挡流件3表面形成气膜覆盖，以减少挡流件3被火焰筒2喷出的高温气体冲击，使得挡流件2的温度在设定的范围内。

参见图1，火焰筒2的内壁为燃烧室性能试验的火焰筒壁，设置有进行冷却的气膜孔。

参见图1，挡流件3在火焰筒2出口对火焰筒2进行定位固定。挡流件3与火焰筒2的内、外环筒壁、机匣1一起组成燃烧室内、外环形腔。挡流件3比如采用平板式的结构。

参见图1，挡流件3与火焰筒2的筒壁通过搭接连接，与机匣1通过螺栓紧固连接

参见图1，带有凸台11的机匣1为燃烧室机匣，凸台11与挡流件3紧密相邻，凸台11高度高于挡流件3厚度，凸台11通过密封垫与排气转接段紧密相接，机匣1的其他部分通过螺栓与排气转接段紧固连接。

参见图1，通孔30的中轴线不垂直于挡流件3。带有角度的通孔30可以模拟燃烧室环形腔引气，使性能试验件更加接近航空发动机燃烧室真实情况。

在一些实施例中，通孔30的中轴线与挡流件3呈夹角，且夹角不等于90度。

参见图1和图5，在一些实施例中，通孔30包括第一通孔31。沿着从火焰筒2的头部到尾部的方向，存在至少一个第一通孔31被构造为朝着火焰筒2的出口处的中轴线(即l示意的方向)的方向倾斜。

参见图1，第一通孔31靠近火焰筒2烟气出口。第一通孔31的中轴线l1与烟气流动方向l夹角范围为15°～90°。比如为15°、25°、35°、40°、60°、75°、89°。

烟气流动方向l是指垂直于挡流件3表面的方向，该方向平行于火焰筒2的出口的中轴线。

参见图1，环形腔7引气从第一通孔31内流出，对挡流件3形成很好的气膜覆盖效果，避免火焰筒2高温烟气贴壁冲击挡流件3，从而有效地降低挡流件3温度，最终挡流件3温度与火焰筒壁温度梯度在合理范围。

参见图1和图5，在一些实施例中，通孔30包括第二通孔32。沿着从火焰筒2的头部到尾部的方向，存在至少一个第二通孔32被构造为朝着背离火焰筒2的出口处的中轴线(即l示意的方向)的方向倾斜。

参见图1，第二通孔32靠近试验件机匣1。第二通孔32的中轴线l2与烟气流动方向l夹角范围为90°～165°。具体比如为91°、95°、100°、120°、135°、150°、165°。

参见图1，环形腔7引气从第二通孔32内流出，对挡流件3与机匣1凸台11组成的直角区域a进行吹扫，避免直角区域a形成高温烟气回流区。

参见图1，在一些实施例中，以挡流件3上同时开设有上述两种带有角度的通孔30为例。

第一通孔31、第二通孔32的相对位置关系为：第一通孔31靠近火焰筒2的出口，第二通孔32靠近机匣1。第一通孔31的数量多于第二通孔32的数量。

参见图5，带有角度的通孔30在挡流件3上交错布置，第一通孔31和第二通孔32在挡流件3上一共有3～4排。

第一通孔31和第二通孔32交错设置，以在尽量大的范围内在挡流件3的表面形成气膜覆盖。

带有角度的第一通孔31、第二通孔32模拟了燃烧室环形腔7引气，使性能试验件更加接近航空发动机燃烧室真实情况。第一通孔31对挡流件3形成很好的气膜覆盖效果，减少火焰筒2高温烟气贴壁冲击挡流件3，从而有效地降低挡流件3温度。

环形腔7引气从第二通孔32内流出，对挡流件3与机匣1凸台11组成的直角区域a进行吹扫，避免直角区域a形成高温烟气回流区。

参见图2至图4，在一些实施例中，通孔30的横截面的形状为下列其中之一：圆形、椭圆形。第一通孔31、第二通孔32均可采用上述形状。

第一通孔31成排布置，且各排相互错开，以增加在挡流件3表面形成的气膜覆盖区域。第二通孔32成排布置，且各排相互错开，以吹扫上述的直角区域a。

参见图4，在一些实施例中，通孔30被构造为逐渐增大的。第一通孔31、第二通孔32均可采用上述形状。

在一些实施例中，通孔30被构造为从位于火焰筒2头部到尾部的方向尺寸逐渐扩大。

在一些实施例中，通孔30的数量为两个以上，且各通孔30相对于火焰筒2的出口处的中轴线(即l示意的方向)对称设置。

第一通孔31的数量为多个，多个第一通孔31相对于火焰筒2的出口处的中轴线对称设置。

第二通孔32的数量为多个，多个第二通孔32相对于火焰筒2的出口处的中轴线对称设置。

上述技术方案提供的燃烧室，一方面可以模拟燃烧室环形腔7引气，使性能试验件更加接近航空发动机燃烧室真实情况；另一方面在挡流件3上设置了两种带有角度的通孔30，实现了对挡流件3的有效冷却降温，满足了燃烧室性能试验的要求。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗指所指的装置或元件必须具有特定的方位、为特定的方位构造和操作，因而不能理解为对本发明保护内容的限制。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，但这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。