一种隔热屏设计方法及隔热屏的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及航空发动机强迫混合加力燃烧室结构设计领域，具体涉及一种隔热屏设计方法及隔热屏。
【背景技术】
[0002]航空发动机加力燃烧室作为高温部件，其核心流温度通常高达2000K以上，必须对加力燃烧室外壁采取有效的冷却措施以避免发生烧蚀，保证具有足够的可靠性和使用寿命。采用纵向波纹薄板的隔热屏结构是目前通用的冷却方式，同时在隔热屏表面周向均布气膜冷却孔对其进行冷却。
[0003]对于涡扇发动机加力燃烧室，常采用径向稳定器与环形稳定器组合的方式稳定火焰，最常见的是中间环形火焰稳定器并带有径向向外火焰稳定器的组合形式。这种组合方式保证了加力燃烧室具有较好的火焰稳定性和较高的燃烧效率。但同时也造成了稳定器后截面气流温度沿周向上的不均匀。这种温度的周向不均匀性随着气流的向后流动，造成了隔热屏也存在着周向的温度不均匀，形成高低间隔的温度条带。
[0004]随着隔热屏壁面温度分布不均匀现象的产生，会导致冷却气流量增加，降低了冷却效率，进而导致发动机性能下降；同时，还增加了隔热屏的周向热梯度，降低了使用寿命和可靠性。
【发明内容】
[0005]本发明的目的是提供一种隔热屏设计方法及隔热屏，以解决目前隔热屏冷却效率低，进而导致发动机性能下降的问题。
[0006]本发明的技术方案是:
[0007]—种隔热屏设计方法，所述隔热屏设置在加力燃烧室的火焰稳定器后方，所述隔热屏上开设有多组沿周向分布的冷却孔，所述隔热屏设计方法包括如下步骤:
[0008]步骤一、对所述加力燃烧室进行建模，其中包括所述隔热屏和所述火焰稳定器；
[0009]步骤二、设置所述加力燃烧室进口的边界条件，通过数值计算方法得到所述隔热屏表面温度分布；
[0010]步骤三、根据所述隔热屏表面温度分布来对所述隔热屏上的每一组所述冷却孔的分布进行设计，其中，在同一圆周内，所述冷却孔在温度较高位置处的开孔率大于温度较低位置处的开孔率。
[0011]优选地，所述隔热屏可以选自如下结构形式:
[0012]圆筒平板、横向波纹板、纵向波纹板或层板。
[0013]优选地，所述冷却孔的开孔形式可以选自如下结构形式:
[0014]搓板孔、斜孔、平孔或缝槽。
[0015]优选地，所述冷却孔的截面形状可以选自如下形状:
[0016]矩形、圆形、梯形或三角形。
[0017]本发明还提供了一种隔热屏，设置在加力燃烧室的火焰稳定器后方，所述隔热屏的上开设有多组沿周向分布的冷却孔，且每一组所述冷却孔的分布是根据所述隔热屏表面温度分布进行设计，其中，在同一圆周内，所述冷却孔在温度较高位置处的开孔率大于温度较低位置处的开孔率。
[0018]优选地，所述隔热屏可以选自如下结构形式:
[0019]圆筒平板、横向波纹板、纵向波纹板或层板。
[0020]优选地，所述冷却孔的开孔形式可以选自如下结构形式:
[0021 ] 搓板孔、斜孔、平孔或缝槽。
[0022]优选地，所述冷却孔的截面形状可以选自如下形状:
[0023]矩形、圆形、梯形或三角形。
[0024]本发明的有益效果:
[0025]本发明的隔热屏设计方法及隔热屏，是根据隔热屏表面温度分布来对隔热屏上的每一组冷却孔的分布进行设计，在同一圆周内，温度较高位置的冷却孔的开孔率大于温度较低位置的所述冷却孔的开孔率，能够在保证冷却效果的前提下，节省冷却气流量，进而提高发动机性能；同时，能够减少隔热屏的周向热梯度，提高寿命和可靠性。
【附图说明】
[0026]图1是现有平行进气式加力燃烧室的部分结构示意图；
[0027]图2是现有的火焰稳定器的结构示意图；
[0028]图3是现有的隔热屏展开后的主视图；
[0029]图4是现有的隔热屏展开后的仰视图；
[0030]图5是本发明的隔热屏展开后的主视图；
[0031]图6是本发明的隔热屏展开后的仰视图。
【具体实施方式】
[0032]这里将详细地对示例性实施例进行说明，其示例表示在附图中。下面的描述涉及附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。
[0033]如图1至图4所示，现有的平行进气式加力燃烧室，包括环形混合器1、中心锥2、火焰稳定器3、筒体外壁4以及隔热屏5。其中火焰稳定器3结构上分为径向稳定器31和环形稳定器32，径向稳定器31和环形稳定器32共同产生低速回流区，并对前方的油气混合物起引燃作用，最终油气混合物燃烧产生可高达2000K的燃烧产物。
[0034]通常采用隔热屏5对筒体外壁4进行隔热保护，隔热屏5与筒体外壁4之间流通外涵气流，同时隔热屏5上开有冷却孔6，通过气膜冷却方式对隔热屏5进行冷却保护。并且，隔热屏5上冷却孔6的传统分布方式为周向均匀布置。
[0035]本发明提供了一种隔热屏设计方法，隔热屏设置在加力燃烧室火焰稳定器后方，隔热屏上开设有多组沿周向分布的冷却孔。隔热屏设计方法包括如下步骤:
[0036]步骤一、对加力燃烧室进行建模，建模目标包括隔热屏和火焰稳定器。其中，模型的建立可以采用多种已知的软件，例如UG软件，具体建模过程此处不再赘述。
[0037]步骤二、设置加力燃烧室进口的边界条件，通过数值计算方法得到隔热屏表面温度分布；其中，加力燃烧室进口的边界条件包括温度、压力以及速度；同样，进行数值计算方法也可以采用多种已知的软件，此处优选为Ansys软件，具体计算过程此处不再赘述。
[0038]步骤三、根据隔热屏表面温度分布来对隔热屏上的每一组冷却孔的分布进行设计，其中，在同一圆周内，温度较高位置的冷却孔的开孔率大于温度较低位置的冷却孔的开孔率；够能够在保证冷却效果的前提下，节省冷却气流量，进而提高发动机性能；同时，能够减少隔热屏的周向热梯度，提高寿命和可靠性。
[0039]本发明隔热屏设计方法中的隔热屏的结构形式可以根据需要进行适合的选择，例如圆筒平板、横向波纹板、纵向波纹板或层板(两层板)等。同样，隔热屏上的冷却孔的开孔形式可以根据需要进行适合的选择，例如搓板孔、斜孔、平孔或缝槽等。进一步，冷却孔的截面形状可以根据需要选择为矩形、圆形、梯形或三角形等。
[0040]如图5和图6所示，本发明还提供了一种根据上述隔热屏设计方法设计得到的隔热屏，隔热屏设置在加力燃烧室火焰稳定器后方，隔热屏的上开设有多组沿周向分布的冷却孔，且每一组冷却孔的分布是根据隔热屏表面温度分布进行设计，其中，在同一圆周内，温度较高位置的冷却孔的开孔率大于温度较低位置的冷却孔的开孔率；隔热屏能够在保证冷却效果的前提下，节省冷却气流量，进而提高发动机性能；同时，能够减少隔热屏的周向热梯度，提高寿命和可靠性。
[0041]同样，隔热屏的结构形式可以根据需要选择为圆筒平板、横向波纹板、纵向波纹板或层板(两层板)等；隔热屏上的冷却孔的开孔形式可以根据选择为搓板孔、斜孔、平孔或缝槽等；冷却孔的截面形状可以根据需要选择为矩形、圆形、梯形或三角形等。
[0042]以上所述，仅为本发明的【具体实施方式】，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
【主权项】
1.一种隔热屏设计方法，隔热屏设置在加力燃烧室的火焰稳定器后方，所述隔热屏上开设有多组沿周向分布的冷却孔，其特征在于，所述隔热屏设计方法包括如下步骤: 步骤一、对所述加力燃烧室进行建模，其中包括所述隔热屏和所述火焰稳定器； 步骤二、设置所述加力燃烧室进口的边界条件，通过数值计算方法得到所述隔热屏表面温度分布； 步骤三、根据所述隔热屏表面温度分布来对所述隔热屏上的每一组所述冷却孔的分布进行设计，其中，在同一圆周内，所述冷却孔在温度较高位置处的开孔率大于温度较低位置处的开孔率。2.根据权利要求1所述的隔热屏设计方法，其特征在于，所述隔热屏可以选自如下结构形式: 圆筒平板、横向波纹板、纵向波纹板或层板。3.根据权利要求1所述的隔热屏设计方法，其特征在于，所述冷却孔的开孔形式可以选自如下结构形式: 搓板孔、斜孔、平孔或缝槽。4.根据权利要求3所述的隔热屏设计方法，其特征在于，所述冷却孔的截面形状可以选自如下形状: 矩形、圆形、梯形或三角形。5.一种隔热屏，设置在加力燃烧室的火焰稳定器后方，其特征在于，所述隔热屏的上开设有多组沿周向分布的冷却孔，且每一组所述冷却孔的分布是根据所述隔热屏表面温度分布进行设计，其中，在同一圆周内，所述冷却孔在温度较高位置处的开孔率大于温度较低位置处的开孔率。6.根据权利要求5所述的隔热屏，其特征在于，所述隔热屏可以选自如下结构形式: 圆筒平板、横向波纹板、纵向波纹板或层板。7.根据权利要求6所述的隔热屏，其特征在于，所述冷却孔的开孔形式可以选自如下结构形式: 搓板孔、斜孔、平孔或缝槽。8.根据权利要求7所述的隔热屏法，其特征在于，所述冷却孔的截面形状可以选自如下形状: 矩形、圆形、梯形或三角形。
【专利摘要】本发明涉及航空发动机强迫混合加力燃烧室结构设计领域，具体涉及一种隔热屏设计方法及隔热屏，以解决目前隔热屏冷却效率低，进而导致发动机性能下降的问题。隔热屏设置在加力燃烧室火焰稳定器后方，隔热屏上开设有多组沿周向分布的冷却孔，隔热屏设计方法包括如下步骤：对加力燃烧室进行建模，其中包括隔热屏和火焰稳定器；通过数值计算方法得到隔热屏表面温度分布；根据隔热屏表面温度分布情况，在同一圆周内，温度较高位置的冷却孔的开孔率大于温度较低位置的冷却孔的开孔率；本发明的隔热屏能够在保证冷却效果的前提下，节省冷却气流量，进而提高发动机性能；同时，能够减少隔热屏的周向热梯度，提高寿命和可靠性。
【IPC分类】F23R3/18, F23M9/00
【公开号】CN105135470
【申请号】CN201510591330
【发明人】孙雨超
【申请人】中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所
【公开日】2015年12月9日
【申请日】2015年9月17日