一种航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却结构的制作方法
【技术领域】
[0001]本实用新型专利涉及航空发动机领域，主要涉及一种航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却结构。
【背景技术】
[0002]随着航空发动机燃烧室温升、进口温度和进口压力的日益增加，参与燃烧的空气量增多，导致火焰筒可用于冷却的空气量减少，因此选择恰当的火焰筒冷却形式对于保证燃烧室性能和火焰筒寿命非常重要。现代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、转接段和旋流器安装座等，依据燃烧室喷嘴的数量，火焰筒头部需要布置对应数量的挡溅盘和旋流器安装座，这会导致火焰筒头部处的结构复杂且布局紧凑，由此带来的火焰筒头部冷却问题较为突出。
[0003]参阅图1，为一种航空发动机燃烧室示意图，描述了扩压器21、外机匣22、内机匣23、喷嘴24、电嘴25、帽罩26、火焰筒头部冷却结构27、旋流器组件28、火焰筒外环29、火焰筒内环30的相对位置。火焰筒头部冷却结构27位于帽罩后方，通过与火焰筒内环和火焰筒外环的连接构成火焰筒，火焰筒头部冷却结构27中间可以安装旋流器组件28，用以头部进气。
[0004]火焰筒头部结构中，旋流器安装座的作用主要是安装旋流器，转接段是火焰筒头部结构的主体，与火焰筒的帽罩、内环和外环连接，挡溅盘的作用是保护转接段不受燃气辐射。作为火焰筒内与燃气直接接触的零件，挡溅盘直接承受燃烧室主燃区高温燃气的辐射，工作温度高，同时火焰筒头部冷却空气量有限，因此挡溅盘是燃烧室火焰筒中易损坏件之一，挡溅盘的寿命会直接影响火焰筒的使用寿命。国内外航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却普遍采取开小孔的冷却形式，挡溅盘、转接段和旋流器安装座之间普遍采取焊接的结构形式，该种冷却结构所需的轴向距离较长，开小孔冷却形式会增加火焰筒头部结构复杂程度，弱化零件的结构强度，同时焊接的结构形式也带来了整体不可拆、不利于维护性等问题。
【发明内容】
[0005]本实用新型的目的:提供了一种结构简单、可拆卸、冷却可靠的航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却结构。
[0006]本发明的技术方案:一种航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却结构，所述的冷却结构包括转接段32和旋流器安装座33，其特征为:在转接段32和旋流器安装座33之间设置有空气冷却通道。
[0007]作为本技术方案的一种改进，在旋流器安装座33上，转接段32和旋流器安装座33固定安装的接触面上设置有矩形凹槽或凸台，凹槽的长度与旋流器安装座33的环形面宽度一 Sc ο
[0008]作为本技术方案的一种改进，所述的冷却结构还包括挡溅盘31，在挡溅盘31上，挡溅盘31与转接段32的固定安装面上设置有凸台。
[0009]作为本技术方案的一种改进，挡溅盘31、转接段32和旋流器安装座33通过螺栓连接固定在一起，螺栓37固定在挡溅盘31上，挡溅盘31上螺栓37的四周布置有圆柱形凸台38。
[0010]作为本技术方案的一种改进，转接段32上开有气膜孔40。
[0011 ]本发明的有益效果:本实用新型航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却结构，实现了挡溅盘、转接段和旋流器安装座之间的良好冷却。挡溅盘的矩形凸台所构成的冷却通道和旋流器安装座的矩形凹槽所构成的冷却通道，均为径向进气冷却，实现了在最短的轴向距离内，最大化增加冷却面积，提升冷却效率，有效的减低挡溅盘、转接段和旋流器安装座之间结合面的壁面温度，尤其是减低挡溅盘的壁面温度。与常规的开小孔冷却方式相比，本结构特征结构更简单，工艺实现性更强，结构强度更好，轴向距离更短，简化了头部结构，进一步的，本结构特征可维护性强，挡溅盘、转接段和旋流器安装座之间通过自锁螺母拧紧连接，易于拆卸，可以很好的实现对易损坏件的更换，有利于延长火焰筒的使用寿命。
【附图说明】
[0012]图1为一种航空发动机燃烧室示意图；
[0013]图2为火焰筒头部冷却结构示意图；
[0014]图3为火焰筒头部冷却结构组装示意图；
[0015]图4为旋流器安装座结构示意图。
[0016]图中:20为一种航空发动机燃烧室，21为扩压器、22为外机匣、23为内机匣、24为喷嘴、25为电嘴、26为帽罩、27为火焰筒头部冷却结构、28为旋流器组件、29为火焰筒外环、30为火焰筒内环，31为挡溅盘、32为转接段、33为旋流器安装座，34为自锁螺母，35为挡溅盘的中心孔，36为矩形凸台，37为螺栓，38为圆柱形凸台，39为转接段的中心孔，40为气膜孔，41为螺栓孔，42为挡溅盘背面，43为旋流器安装座的中心孔，44为矩形凹槽。
【具体实施方式】
[0017]参阅图2、3，为火焰筒头部冷却结构示意图和组装示意图，其特征在于，包括挡溅盘31、转接段32、旋流器安装座33和自锁螺母34，通过螺栓连接固定在一起。
[0018]挡溅盘31的中心孔35周围有均布的矩形凸台36，构成挡溅盘31和转接段32之间的空气冷却通道;挡溅盘31每处螺栓37根部周围有均布的圆柱形凸台38，用以确定挡溅盘31和转接段32之间的距离、承受自锁螺母34作用在挡溅盘31上的拧紧力，同时构成螺栓37根部处的绕流冷却通道;转接段32中心孔39周围有气膜孔40和螺栓孔41，气膜孔40用以对挡溅盘背面42进行冲击冷却，螺栓孔41用以安装挡溅盘31和旋流器安装座33;旋流器安装座33中心孔43周围有均布的矩形凹槽44，构成旋流器安装座33和转接段32之间的冷却通道；挡溅盘31上设置有数处螺栓37，通过自锁螺母34拧紧挡溅盘31上的螺栓37将挡溅盘31和旋流器安装座33安装在转接段32上，构成火焰筒头部冷却结构。
[0019]当自锁螺母34拧紧在挡溅盘31的螺栓37上时，螺纹的拧紧力通过自锁螺母34，依次作用在旋流器安装座33、转接段32、挡溅盘31上，螺栓37周围的圆柱形凸台38高度一般比矩形凸台36的高度大0.2mm?0.3mm,以确保挡派盘31和转接段32之间的轴向距离是由圆柱形凸台38的高度来确定，进一步的，可以保证螺纹的拧紧力直接作用在螺栓37周围的圆柱形凸台38上。
[0020]挡溅盘31的矩形凸台36所构成的空气冷却通道和旋流器安装座33的矩形凹槽44所构成的空气冷却通道，均为径向进气冷却，进一步的，也与发动机轴线成垂直的角度，可以实现在最短的轴向距离内，最大化增大冷却面积，提升冷却效率。
[0021]转接段32上的气膜孔40均布在中心孔43周围，为保证可靠冷却，一般孔数取20?40个，综合考虑冷却需要和工艺是线性，直径一般取0.4mm?1.7mm，气膜孔40为垂直于壁面的直孔，或者是斜孔，孔与转接段壁面的角度在45°?90°之间。转接段32上的螺栓孔41为圆形孔，或者是椭圆形孔，为保证可靠安装，一般孔数取3个?6个。
[0022]参阅图4，为旋流器安装座的结构细节，其特征在于，包括矩形凹槽44和中心孔43，矩形凹槽44贯穿旋流器安装座33的环体，构成旋流器安装座33和转接段32之间的空气冷却通道，为保证有效冷却，矩形凹槽44数量一般取20个?45个，长4mm?8mm，宽Imm?3mm，高
0.5mm?2mm;进一步的，为保证冷却有效性，旋流器安装座33的中心孔43大于转接段32的中心孔39，转接段32的中心孔39大于挡溅盘31的中心孔35。
【主权项】
1.一种航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却结构，所述的冷却结构包括转接段(32)和旋流器安装座(33)，其特征为:在转接段(32)和旋流器安装座(33)之间设置有空气冷却通道。2.根据权利要求1所述的一种航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却结构，其特征为:在旋流器安装座(33)上，转接段(32)和旋流器安装座(33)固定安装的接触面上设置有矩形凹槽或凸台，凹槽的长度与旋流器安装座(33)的环形面宽度一致。3.根据权利要求1所述的一种航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却结构，其特征为:所述的冷却结构还包括挡溅盘(31)，在挡溅盘(31)上，挡溅盘(31)与转接段(32)的固定安装面上设置有凸台。4.根据权利要求3所述的一种航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却结构，其特征为:挡溅盘(31)、转接段(32)和旋流器安装座(33)通过螺栓连接固定在一起，螺栓(37)固定在挡溅盘(31)上，挡溅盘(31)上螺栓(37)的四周布置有圆柱形凸台(38)。5.根据权利要求1所述的一种航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却结构，其特征为:转接段(32)上开有气膜孔(40)。
【专利摘要】本实用新型专利涉及航空发动机领域，主要涉及一种航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却结构。所述的冷却结构包括转接段(32)和旋流器安装座(33)，其特征为：在转接段(32)和旋流器安装座(33)之间设置有空气冷却通道。本实用新型航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却结构，实现了挡溅盘、转接段和旋流器安装座之间的良好冷却。
【IPC分类】F23R3/42
【公开号】CN205279157
【申请号】CN201521046339
【发明人】吴小飞, 房人麟, 邱伟, 杜小丽, 何鹏, 邓远灏, 黄顺洲
【申请人】中国燃气涡轮研究院
【公开日】2016年6月1日
【申请日】2015年12月15日