一种具有复合异型槽气膜冷却结构的燃烧室的制作方法

本发明涉及航空发动机、燃气轮机等动力领域的燃烧室，具体涉及一种具有复合异型槽气膜冷却结构的燃烧室。

背景技术：

燃烧室是将燃油的化学能转变为热能的装置，是航空发动机和燃气轮机的核心部件之一，产生的高温燃气可用于推动涡轮叶片等的工作。

燃烧室的燃烧过程主要发生在燃烧室的火焰筒内，火焰筒壁面需承受高温火焰引起的热应力和热腐蚀，苛刻的使用环境对其使用寿命和可靠性提出了巨大挑战。通常，采用耐高温材料提高燃烧室的许用工作温度，除此之外，还采取高效冷却技术对火焰筒进行有效冷却。

目前，燃烧室的冷却方式主要包括层叠环带狭缝气膜冷却、多斜孔气膜冷却、层板多孔冷却等。早期的气膜冷却是由壁面狭缝或者小孔吹出的冷流来阻隔主燃气，如美国专利US4896510所示，具有整体机构刚性好、冷却流量可控性好等优势，但存在冷气需求量大，对火焰筒壁面冷却不均匀等问题。多斜孔气膜冷却通过斜孔结构以一定的角度射出冷气，在火焰筒壁面形成隔离气膜，起到保护壁面的作用。早期斜孔多为直圆孔，存在单孔保护面积偏小，吹风比大时气膜剥离严重等问题，需要很密集的气膜孔。更为先进的扩散孔和复杂三维异型孔已被用于燃烧室的气膜冷却，相对于简单直圆孔可以大幅度增加单孔降温保护面积和在各种吹风比下的气膜贴附度，如美国专利US 2008/0271457A1所示。但是，使用气膜孔时，火焰筒壁面的表面气膜均匀度与孔的分布和形状密切相关，气膜覆盖的均匀性不足是制约燃烧室最大降温防护的主要技术瓶颈。

结合先进气膜冷却孔技术的双层壁冷却或多层壁冷却是目前燃烧室前沿的冷却技术，如美国专利US4109459，US 2002/0174658A1，中国专利CN 103968418B以及文献：商体松，赵明，涂冰怡.航空发动机燃烧室冷却结构的发展及浮动壁结构的关键技术，航空工程进展，2013,4(4):407～413。目前的多层壁冷却结构采用“冲击冷却+致密气膜孔冷却+叠层间隙冷却”结合的复合冷却结构，文献中有多种结构的变化，如扰流柱、微织构、中间层等等。用双层或多层壁结构，面向燃气的一面(内层)一般为多斜孔壁，面向冷气的一面(外层)为直孔壁。从外层壁开孔进入的冷却空气冲击到内层壁进行冲击冷却，然后进入扰流腔或斜孔内，内层壁先经受冷却的内部对流换热防护，再尽可能地通过斜孔形成保护气膜，和阶梯状层叠环带结构缝隙喷出的冷气气膜一起，降低燃烧室壁面温度。这类技术方案存在的不足是：阶梯状结构间隙气流喷射耗气量大；燃烧室内壁上的气膜形成需要冷却孔，而离散的冷却孔很难保证冷却效率的均匀性；双层或多层壁结构复杂，导致燃烧室制造成本高昂，进一步减重困难。

随着航空发动机和燃气轮机性能的提升，工作温度需要进一步提升，上述燃烧室的冷却能力面临挑战。业内急需具有能够形成连续、均匀气膜的冷却结构的燃烧室。

技术实现要素：

针对上述技术现状，本发明旨在提供一种燃烧室，其火焰筒内壁面能够形成连续、均匀的冷却气膜，可以实现高效冷却，对提高燃烧室的耐高温能力具有重要意义。

为了实现上述技术目的，本发明人经过长期的研究探索，在燃烧室的火焰筒的筒壁设置包括离散孔与槽体的气膜冷却结构，并且将槽体设计为由两部分形成的复合异型槽，即，沿着槽体深度方向，第一部分为中间扩展槽，用于将来自离散孔进入的冷却气体充分发展，形成连续、均匀的正压气体；第二部分为横向扩张槽，用于使该正压气体偏向基体表面一侧流出，在火焰筒的内壁面形成连续的均匀贴附的冷却气膜。

即，本发明的技术方案为：一种具有复合异型槽气膜冷却结构的燃烧室，包括火焰筒，燃烧过程主要发生在所述火焰筒内；所述火焰筒的内壁具有若干内凹的槽体，所述槽体包括槽体底部，以及沿着槽体长度方向的两侧壁；每个槽体底部设置若干贯穿至所述火焰筒外壁的离散孔A，所述离散孔A大体沿着该槽体的长度方向排列；

所述槽体的深度为H，所述槽体沿深度方向至少由两部分组成，自槽体底部深度为H1的部分为第一部分，剩余的部分为第二部分，即，第二部分深度为H2＝H- H1；第二部分的至少一侧壁是由第一部分的同侧壁横向扩张形成。

作为优选，所述槽体沿深度方向的开口端部102的轴线与所述火焰筒内壁面的法线夹角为α，10°≤α≤90°，优选为30°≤α≤80°，进一步优选为45°≤α≤70°。

作为优选，所述槽体的沿着槽体宽度方向的垂直截面中，第一部分的两侧壁为存间隔的两条直线段。每条直线段与槽底夹角优选为10°-170°，进一步优选为 30°-150°，更优选为60°-120°。两条直线段可以互相平行，也可以形成一定夹。第二部分的侧壁可以是平直线段，也可以是弧线段，作为优选，第二部分的至少一侧壁为的弧线段。另外，作为优选，第一部分的至少一侧壁与第二部分的同侧壁的连接处为倒角过渡连接，或者为圆弧过渡连接，以实现平滑连接。

所述离散孔A的最大直径为d，所述槽体的最小宽度为D。作为优选，D≥d。作为优选，H≥2d，进一步优选为H≥3d，更优选为H≥4d。

在上述结构的燃烧室中，火焰筒外壁面的冷却气体自离散孔A进入槽体，在第一部分充分扩散、混合，形成均匀的正压气体后经第二部分传输至开口端部偏向所述火焰筒内壁面流出，在火焰筒内壁面形成均匀、连续的冷却气膜。

作为优选，H1>H2；进一步优选为H1：H2≥2：1；更优选为H1：H2≥3：1，最优选为H1：H2≥4：1。

所述火焰筒的内壁面与外壁面可以互相平行，与可以呈一定夹角。

所述的离散孔A可以是直圆孔，也可以是扩散孔，也可以是复杂的三维异型孔。作为优选，所述的离散孔A的中心轴线与所述火焰筒外壁面的夹角为θ。夹角α与夹角θ可以不同。作为优选，夹角θ以减少孔加工厚度为主，一般优选为0°≤θ≤60°，更优选为10°≤θ≤45°；夹角α以保障良好气膜贴附为主。作为优选，所述的离散孔A的开口端设置倒角过渡结构或者圆弧过渡结构，以避免尖锐结构造成应力集中现象，以及气体流通不畅等问题。

各个槽体在所述火焰筒内壁的设置不限，根据火焰筒内壁面的实际形状可以是存间距平行排列，也可以是交错排列等，以使各个槽体形成的连续气膜对火焰筒内壁面形成全覆盖为主。

本发明中，火焰筒的制备方法不限，例如，利用3D打印技术制得，利用整体加工技术制得等。本发明还提供了一种制备火焰筒的方法，首先，将所述火焰筒分为至少两部分；然后，在每部分的内壁制备所述第一槽体，在每部分的外壁制备所述离散孔A；最后，将各部分组合，形成所述火焰筒。或者，在所述火焰筒的内壁依次加工形成第一槽体的第二部分、第一部分，以及离散孔A，得到所述的火焰筒。

所述加工工艺不限，包括机械加工、激光加工、电化学加工等。

与现有技术相比，本发明在燃烧室的火焰筒壁设置离散孔与槽体，形成气膜冷却结构，并且槽体是由两部分形成的复合异型槽，沿着槽体深度方向，第一部分深度为H1，形成中间扩展槽，第二部分深度为H2，形成横向扩张槽，这样的结构具有如下有益效果：

(1)冷却气体自离散孔进入槽体后，由于槽体为两段形成的复合异型槽，具有较大深度，沿着槽体宽度方向的垂直截面呈狭长结构，来自各离散孔的扩散气体不仅会沿槽体长度方向扩展、混合，而且能够沿着槽体深度方向扩散、混合、相互叠加，即，能够在槽体的第一部分充分发展，从而形成连续、均匀的正压气体，然后经由槽体的第二部分传输至开口端，按照气膜贴附的气动需要对开口端的形状进行优化设计，使气体偏向基体表面一侧流出，在火焰筒内壁形成连续的均匀贴附的冷却气膜，并且由于槽体深度较大，由槽体开口端流出的冷却气体具有强大的气压，因此在火焰筒内壁形成的连续均匀的冷却气膜强力贴附在火焰筒内壁面。即，本发明中，复合异型槽结构的设置为连续、均匀、强力贴附的冷却气膜提供了必要条件。冷却气体自离散孔A进入槽体，在第一部分充分扩散、混合，形成均匀的正压气体后经第二部分传输至开口端部偏向火焰筒内壁面流出，在火焰筒内壁面形成均匀连续气膜。

(2)冷却气体经过本发明的燃烧室中的火焰筒壁的气动仿真图如1所示，证实了本发明中冷却气体可以经离散孔喷射至槽体，在槽体内扩展、混合，形成连续、均匀的正压气体，然后在火焰筒内壁表面形成全气膜覆盖。

(3)为了进一步提高冷却气体的连续、均匀以及贴附性，本发明还提出以下三种优化的燃烧室结构。

第一种是在上述火焰筒壁结构基础上结合空心腔体。即，在所述火焰筒的内壁与外壁之间设置空心腔体；所述火焰筒的外壁设置若干贯穿至所述空心腔体的离散孔B；所述火焰筒的内壁具有若干内凹的槽体，所述槽体包括槽体底部，以及沿着槽体长度方向的两侧壁；每个槽体底部设置若干贯穿至所述空心腔体的离散孔，所述离散孔大体沿着该槽体的长度方向排列；所述槽体的深度为H，所述槽体沿深度方向至少由两部分组成，自槽体底部深度为H1的部分为第一部分，剩余的部分为第二部分，即，第二部分深度为H2＝H-H1；第二部分的至少一侧壁是由第一部分的同侧壁横向扩张形成。

冷却气体首先经离散孔B进入空心腔体进行对流冷却，形成正压，然后经第二离散孔进入所述槽体。

所述空心腔体的高度W的选择以高效溅射冷却气体，形成正压为优化目标。

作为优选，所述离散孔B与离散孔A错位分布。

所述的离散孔B可以是直圆孔，也可以是扩散孔，也可以是复杂的三维异型孔。

作为优选，所述的离散孔B的开口端设置倒角过渡结构或者圆弧过渡结构，以避免尖锐结构造成应力集中现象，以及气体流通不畅等问题。

上述结构的火焰筒的制备方法不限，例如，利用3D打印技术制得，利用整体加工技术制得等。本发明还提供了一种制备该结构的火焰筒的方法，首先，将所述火焰筒分为至少两部分；然后，在每部分的内壁制备所述槽体与离散孔A，在每部分的外壁制备所述离散孔B；最后，将各部分组合，形成所述火焰筒。

所述加工工艺不限，包括机械加工、激光加工、电化学加工等。

第二种是在上述火焰筒壁外围设置浮动壁，所述浮动壁与火焰筒的外壁之间形成空腔；所述浮动壁的一侧设置若干贯穿至所述空心腔体的离散孔B；冷却气体首先经离散孔B进入空心腔体进行对流冷却，形成正压，然后经离散孔A进入所述槽体。

第三种是在上述火焰筒的外壁设置若干内凹的槽体，为了区分与火焰筒内壁设置的槽体，将设置在火焰筒内壁的槽体称为第一槽体，将设置在火焰筒外壁的槽体称为第二槽体；所述第一槽体包括槽体底部，以及沿着槽体长度方向的两侧壁；所述第二槽体包括槽体底部，以及沿着槽体长度方向的两侧壁；每个第一槽体底部设置若干贯穿至第二槽体底部的离散孔A，所述离散孔A大体沿着该第一槽体的长度方向排列。所述第一槽体的深度为H，所述第一槽体沿深度方向至少由两部分组成，自第一槽体底部深度为H1的部分为第一部分，剩余的部分为第二部分，即，第二部分深度为H2＝H-H1；第二部分的至少一侧壁是由第一部分的同侧壁横向扩张形成。

在该优化的结构中，所述火焰筒的外壁设置第二槽体，第二槽体的引入有利于冷却气流高效传输至离散孔A，并形成正压，降低离散孔A的加工深度。

所述第二槽体的高度的选择以高效溅射冷却气体，形成正压为优化目标。

上述结构的火焰筒的制备方法不限，例如，利用3D打印技术制得，利用整体加工技术制得等。本发明还提供了一种制备该结构的火焰筒的方法，首先，将所述火焰筒分为至少两部分；然后，在每部分的内壁制备所述第一槽体，在每部分的外壁制备所述第二槽体与离散孔A；最后，将各部分组合，形成所述具有复合异型槽气膜冷却结构的涡轮叶片。

所述加工工艺不限，包括机械加工、激光加工、电化学加工等。

(4)实验证实，当本发明的燃烧室中火焰筒处于高温热气环境中时，冷却气体能够在火焰筒内壁面形成的全气膜覆盖，具有良好的冷却效果，等效冷却效率＝(燃气温度-火焰筒内距离火焰筒内壁面一定距离处测得的温度)/(燃气温度-冷却气体温度)时，在冷却气体的吹风比M＝1.5情况下，本发明的燃烧室中，距离火焰筒内壁面十毫米以上的距离处等效冷却效率为0.5以上，当冷却气体吹风比增大，等效冷却效率可提高至0.7以上。

(5)本发明的燃烧室应用广泛，包括用于航空发动机和燃气轮机飞机、飞行汽车和发电系统等。

附图说明

图1是冷却气体经过本发明的燃烧室中的火焰筒壁的气动仿真图；

图2是本发明实施例1、2中的航空发动机燃烧室结构示意图；

图3是本发明实施例1中火焰筒壁的局部结构放大图；

图4是本发明实施例2中火焰筒壁的局部结构放大图；

图5是图4的局部放大图；

图6是本发明实施例3中的航空发动机燃烧室的局部结构示意图；

图7是本发明实施例4中的航空发动机燃烧室的局部结构示意图。

具体实施方式

下面结合实施例对本发明作进一步详细描述，需要指出的是，以下所述实施例旨在便于对本发明的理解，而对其不起任何限定作用。

图1-5中的附图标记为：1-冷却气体、2-冷气入口端、3-燃油通道、4-燃油喷嘴、5-火焰筒、6-高温燃气、7-连续冷却气膜、8-气膜冷却结构、10-高压气体； 14-离散孔B；15-空心腔体；16-火焰筒壁的局部；17-浮动壁；18-离散孔C；30-槽体；40- 离散孔A；50-槽体底部；60，70-槽体的两侧壁；80-槽体的第二部分；90-槽体的第一部分；100-火焰筒的内壁；101-火焰筒的外壁；102-开口端部102；105- 第一槽体；107-第二槽体；301-第一槽体的第二部分；302-第一槽体的第一部分； 500-第一槽体底部；501-第二槽体底部；600、700-第一槽体的两侧壁；601、701- 第二槽体的两侧壁。

实施例1：

本实施中，航空发动机燃烧室的结构如图2、3所示，包括火焰筒5，燃烧过程主要发生在火焰筒5内。火焰筒壁设置复合气膜冷却结构8。

图2中火焰筒壁的局部A处的结构放大图如图3所示，火焰筒5的内壁100 具有若干内凹的槽体30，槽体30包括槽体底部50，以及沿着槽体长度方向的两侧壁60与70。每个槽体底部50设置若干贯穿至火焰筒外壁101的离散孔A 40，离散孔A40大体沿着该槽体30的长度方向排列。

这些离散孔A的最大直径为d，槽体的最小宽度为D，D≥d，并且H≥2d。

本实施例中，槽体30的深度为H，槽体30沿深度方向至少由两部分组成，如图3所示，自槽体底部深度为H1的部分为第一部分90，剩余的部分为第二部分80，即，第二部分深度为H2＝H-H1。

本实施例中，第一部分90呈倾斜的柱体结构，在如图3所示的垂直截面中，第一部分90的两侧壁呈存间隔的两条直线段，两条直线段互相平行，每条直线段与槽底夹角为70°。第二部分80的一个侧壁也为直线段，是由第一部分的同侧壁延伸形成，另一个侧壁呈弧线段，是由第一部分的同侧壁横向扩张形成。本实施例中，第二部分90沿深度方向的开口端部102的轴线与火焰筒内壁100的法线之间的夹角α为30°。

本实施例中，H1略大于H2。

本实施例中，离散孔A 40的中心轴线与火焰筒外壁101的法向之间的夹角θ为15°，并且孔的开口端设置圆弧过渡结构，以避免尖锐结构应力集中现象。

本实施例中，冷却气体1通过冷气入口端2进入燃烧室分流，一部分用于形成冷却气膜7，一部分进入燃烧室中心参与燃烧。燃油通过燃油通道3和燃油喷嘴4喷射而出，在火焰筒5内燃烧。冷却气体经过气膜冷却结构8穿越火焰筒壁，并形成连续气膜7覆盖火焰筒内壁100，将高温燃气6隔离在火焰筒中央，形成高压气体10冲出燃烧室，作用于涡轮部件。

其中，冷却气体在气膜冷却结构8内的传输如图1所示，火焰筒5的外壁101 侧的冷却气体自离散孔A进入槽体后，由于槽体为两段形成的复合异型槽，具有较大深度，沿着槽体宽度方向的垂直截面呈狭长结构，来自各离散孔的扩散气体不仅会沿槽体长度方向扩展、混合，而且能够沿着槽体深度方向扩散、混合、相互叠加，即，能够在槽体的第一部分充分发展，从而形成连续、均匀的正压气体，然后经由槽体的第二部分传输至开口端，由于开口端的形状设计，冷却气体偏向火焰筒内壁面一侧流出，在火焰筒内壁形成连续的均匀贴附的冷却气膜，并且由于槽体深度较大，由槽体开口端流出的冷却气体具有强大的气压，因此在火焰筒内壁形成的连续均匀的冷却气膜强力贴附在火焰筒内壁面。

本实施例中，制备上述火焰筒的方法为：首先，将该火焰筒分为两部分，由分体Ⅰ和分体Ⅱ组合而成，其中分体Ⅰ和分体Ⅱ连结为一个完整的火焰筒；然后，在分体Ⅰ的内壁制备所述槽体，在外壁制备离散孔A，在分体Ⅱ的内壁制备所述槽体，在外壁制备离散孔A；最后，将分体Ⅰ和分体Ⅱ组合在一起，连结为一个完整的火焰筒。

实施例2：

本实施中，航空发动机燃烧室的结构如图2所示，包括火焰筒5，燃烧过程主要发生在火焰筒5内。

火焰筒壁的结构放大图如图4所示，火焰筒的内壁100与外壁101之间设置空心腔体15。火焰筒的外壁101设置若干贯穿至空心腔体15的离散孔B 14。

火焰筒壁的局部16的放大图如图5所示，火焰筒5的内壁100具有若干内凹的槽体30，槽体30包括槽体底部50，以及沿着槽体长度方向的两侧壁60与70。每个槽体底部50设置若干贯穿至空心腔体15的离散孔A 40，离散孔A 40大体沿着该槽体30的长度方向排列。

本实施例中，离散孔A的最大直径为D为0.5毫米，槽体的最小宽度为D， D≥d，并且H≥2d。

本实施例中，离散孔B的最大直径与离散孔A的最大直径相当。

本实施例中，空心腔体15的高度W约为0.5～5毫米。

本实施例中，离散孔B与离散孔A错位分布。

本实施例中，槽体30的深度为H，槽体30沿深度方向至少由两部分组成，如图5所示，自槽体底部深度为H1的部分为第一部分，剩余的部分为第二部分，即，第二部分深度为H2＝H-H1。

本实施例中，第一部分呈倾斜的柱体结构，在如图3所示的垂直截面中，第一部分90的两侧壁呈存间隔的两条直线段，两条直线段互相平行，每条直线段与槽底夹角为70°。第二部分80的一个侧壁也为直线段，是由第一部分的同侧壁延伸形成，另一个侧壁呈弧线段，是由第一部分的同侧壁横向扩张形成。本实施例中，第二部分90沿深度方向的开口端部102的轴线与火焰筒内壁100的法线之间的夹角α为30°。

本实施例中，H1略大于H2。

本实施例中，离散孔A 40的中心轴线与空心腔体15的法向之间的夹角θ为15°，并且孔的开口端设置圆弧过渡结构，以避免尖锐结构应力集中现象。

本实施例中，冷却气体1通过冷气入口端2进入燃烧室分流，一部分用于形成冷却气膜7，一部分进入燃烧室中心参与燃烧。燃油通过燃油通道3和燃油喷嘴4喷射而出，在火焰筒5内燃烧。冷却气体经过气膜冷却结构8穿越火焰筒壁，并形成连续气膜7覆盖火焰筒内壁100，将高温燃气隔6离在火焰筒中央，形成高压气体10，冲出燃烧室，作用于涡轮部件。

其中，冷却气体在气膜冷却结构8内的传输为：火焰筒5的外壁101侧的冷却气体首先经离散孔B进入空心腔体15进行对流冷却，形成正压，然后经离散孔A进入槽体，由于槽体为两段形成的复合异型槽，具有较大深度，沿着槽体宽度方向的垂直截面呈狭长结构，来自各离散孔的扩散气体不仅会沿槽体长度方向扩展、混合，而且能够沿着槽体深度方向扩散、混合、相互叠加，即，能够在槽体的第一部分充分发展，从而形成连续、均匀的正压气体，然后经由槽体的第二部分传输至开口端，由于开口端的形状设计，冷却气体偏向火焰筒内壁面一侧流出，在火焰筒内壁形成连续的均匀贴附的冷却气膜，并且由于槽体深度较大，由槽体开口端流出的冷却气体具有强大的气压，因此在火焰筒内壁形成的连续均匀的冷却气膜强力贴附在火焰筒内壁面。

本实施例中，制备上述火焰筒的方法为：首先，将该火焰筒分为两部分，由分体Ⅰ和分体Ⅱ组合而成，其中分体Ⅰ和分体Ⅱ连结为一个完整的火焰筒；然后，在分体Ⅰ的内壁制备所述槽体与离散孔A，在外壁制备离散孔B，在分体Ⅱ内壁制备所述槽体与离散孔A，在外壁制备离散孔B；最后，将分体Ⅰ和分体Ⅱ组合在一起，连结为一个完整的火焰筒。

实施例3：

本实施中，航空发动机燃烧室的局部结构示意图如图6所示。燃烧室包括火焰筒5，燃烧过程主要发生在火焰筒5内。火焰筒壁外围设置浮动壁17，浮动壁17 与火焰筒5的外壁之间形成空心腔体15；浮动壁17的一侧设置若干贯穿至所述空心腔体15的离散孔C 18。

火焰筒壁的局部20的放大图如图3所示，火焰筒5的内壁100具有若干内凹的槽体30，槽体30包括槽体底部50，以及沿着槽体长度方向的两侧壁60与70。每个槽体底部50设置若干贯穿至火焰筒外壁101的离散孔A 40，离散孔A 40 大体沿着该槽体30的长度方向排列。

这些离散孔A的最大直径为d，槽体的最小宽度为D，D≥d，并且H≥2d。

本实施例中，槽体30的深度为H，槽体30沿深度方向至少由两部分组成，如图3所示，自槽体底部深度为H1的部分为第一部分，剩余的部分为第二部分，即，第二部分深度为H2＝H－H1。

本实施例中，第一部分呈倾斜的柱体结构，在如图3所示的垂直截面中，第一部分的两侧壁呈存间隔的两条直线段，两条直线段互相平行，每条直线段与槽底夹角为70°。第二部分的一个侧壁也为直线段，是由第一部分的同侧壁延伸形成，另一个侧壁呈弧线段，是由第一部分的同侧壁横向扩张形成。本实施例中，第二部分沿深度方向的开口端部102的轴线与火焰筒内壁100的法线之间的夹角α为30°。

本实施例中，H1略大于H2。

本实施例中，离散孔A 40的中心轴线与火焰筒外壁101的法向之间的夹角θ为15°，并且孔的开口端设置圆弧过渡结构，以避免尖锐结构应力集中现象。

本实施例中，冷却气体通过冷气入口端进入燃烧室分流，一部分用于形成冷却气膜，一部分进入燃烧室中心参与燃烧。燃油通过燃油通道和燃油喷嘴喷射而出，在火焰筒5内燃烧。冷却气体穿越火焰筒壁，形成连续气膜7覆盖火焰筒内壁，将高温燃气6隔离在火焰筒中央，形成高压气体冲出燃烧室，作用于涡轮部件。

其中，用于形成冷却气膜的冷却气体首先经浮动壁的离散孔C进入空心腔体进行对流冷却，形成正压，然后经离散孔A进入槽体。由于槽体为两段形成的复合异型槽，具有较大深度，沿着槽体宽度方向的垂直截面呈狭长结构，来自各离散孔的扩散气体不仅会沿槽体长度方向扩展、混合，而且能够沿着槽体深度方向扩散、混合、相互叠加，即，能够在槽体的第一部分充分发展，从而形成连续、均匀的正压气体，然后经由槽体的第二部分传输至开口端，由于开口端的形状设计，冷却气体偏向火焰筒内壁面一侧流出，在火焰筒内壁形成连续的均匀贴附的冷却气膜，并且由于槽体深度较大，由槽体开口端流出的冷却气体具有强大的气压，因此在火焰筒内壁形成的连续均匀的冷却气膜强力贴附在火焰筒内壁面。

实施例4：

本实施中，航空发动机燃烧室的结构如图2所示，包括火焰筒5，燃烧过程主要发生在火焰筒5内。

火焰筒壁的局部结构放大图如图7所示，火焰筒5的内壁100具有若干内凹的第一槽体105，火焰筒5的外壁101具有若干内凹的第二槽体107。第一槽体 105包括第一槽体底部500，以及沿着第一槽体长度方向的两侧壁600与700。第二槽体107包括第二槽体底部501，以及沿着第二槽体长度方向的两侧壁601 与701。每个第一槽体底部500设置若干贯穿至第二槽体底部501的离散孔A 40，离散孔A40大体沿着该第一槽体105的长度方向排列。

这些离散孔A的最大直径为d，槽体的最小宽度为D，D≥d，并且H≥2d。

本实施例中，第一槽体105的深度为H，第一槽体105沿深度方向至少由两部分组成，如图7所示，自槽体底部深度为H1的部分为第一部分302，剩余的部分为第二部分301，即，第二部分深度为H2＝H-H1。

本实施例中，第一部分302呈倾斜的柱体结构，在如图7所示的垂直截面中，第一部分302的两侧壁呈存间隔的两条直线段，两条直线段互相平行，每条直线段与槽底夹角为70°；第二部分301的一个侧壁也为直线段，是由第一部分的同侧壁延伸形成，另一个侧壁呈弧线段，是由第一部分的同侧壁横向扩张形成。本实施例中，第二部分沿深度方向的开口端部的轴线与基体表面101的法线之间的夹角α为30°。

本实施例中，H1略大于H2。

本实施例中，离散孔A的中心轴线与火焰筒外壁101的法向之间的夹角θ为15°，并且孔的开口端设置圆弧过渡结构，以避免尖锐结构应力集中现象。

冷却气体在本实施例中的传输为：火焰筒外壁101侧的冷却气体首先传输至第二槽体，在第二槽体高效传输并形成正压后经离散孔A进入第一槽体，来自各离散孔A的冷却气体不仅会沿第一槽体长度方向扩展、混合，而且能够沿着第一槽体深度方向扩散、混合、相互叠加，即，能够在第一槽体的第一部分内充分发展，从而形成连续、均匀的正压气体，然后经由第一槽体的第二部分传输至开口端偏向涡轮叶片外壁一侧流出，在涡轮叶片外壁形成连续的均匀贴附的气膜，并且由于槽体深度较大，由槽体开口端流出的气体具有强大的气压，因此在火焰筒内壁形成的连续均匀的气膜强力贴附在火焰筒内壁。

本实施例中，制备上述火焰筒的方法为：首先，将火焰筒分为两部分，由分体Ⅰ和分体Ⅱ组合成为一个完整的火焰筒；然后，在分体Ⅰ的内壁制备第一槽体，在外壁制备第二槽体与离散孔A，在分体Ⅱ的内壁制备第一槽体，在外壁制备第二槽体与离散孔A；最后，将分体Ⅰ和分体Ⅱ组合，连结为一个完整的火焰筒。

以上所述的实施例对本发明的技术方案进行了详细说明，应理解的是以上所述仅为本发明的具体实施例，并不用于限制本发明，凡在本发明的原则范围内所做的任何修改、补充或类似方式替代等，均应包含在本发明的保护范围之内。