一种采用微通道冷却的火焰筒壁面结构的制作方法

本发明属于燃气涡轮发动机领域，具体涉及一种采用微通道冷却的火焰筒壁面结构。

背景技术：

现代航空发动机的发展要求燃烧室具有高温升的特性，未来先进航空发动机会进一步提高涡轮前温度，在油气比固定的情况下，必须增加参与燃烧用气量，从而减少了冷却用气量。燃烧室火焰筒壁面热负荷剧增，冷却用气量却下降，为了保证火焰筒的寿命和可靠性，发展高效的冷却技术刻不容缓。

早期机型采用单层火焰筒壁面冷却结构，如以f404、f110等为代表的气膜冷却，以ge90为代表的全发散气膜冷却还有被称为准发汗冷却的层板结构等。为了提高冷却效率，航空发动机中开始应用复合冷却技术，将对流冷却、发散冷却以及气膜冷却等冷却方式结合使用，虽然冷却效率有所提高，但这些方法中冷却气流在形成气膜前均不能与壁面很好的换热，对冷却气流的利用率不高。如何让冷却气流在形成气膜前与壁面充分换热降低壁面温度，是提升冷却效率的关键。

国内对于这方面的研究还限定在单一的横向肋、扰流柱等结构来强化对流换热，尚无使用微通道的火焰筒壁面冷却技术。微通道是指特征尺寸小于1.0mm的通道，微通道换热具有换热能力强、结构尺寸小、重量轻等特点，被广泛应用于高能流密度的热量传输。本发明提出一种采用微通道冷却的火焰筒壁面结构，利用大量微通道的布置来增加对流换热面积，让冷却气流在形成气膜前与壁面充分换热降低壁面温度，提高冷却气流的利用率。

技术实现要素：

本发明所要解决的技术问题是提出一种采用微通道冷却的火焰筒壁面结构，与现有的技术相比，本方案的优点是在传统火焰筒双层壁冷却结构基础上，在冷壁面与热壁面间布置大量相互垂直的肋结构，相邻肋之间形成大量特征尺寸小于1.0mm的气流通道，横向肋上开有扰流孔，纵向肋中也布置大量微通道，冷却气流在上述通道、孔隙中流动，极大增加了冷却气流与火焰筒壁面的换热面积，最大程度利用了冷却气流，提高了火焰筒表面的耐热强度与使用寿命。

技术方案

本发明的目的在于提供一种采用微通道冷却的火焰筒壁面结构。

本发明技术方案如下：

一种采用微通道冷却的火焰筒壁面结构，包括横向肋与纵向肋的尺寸与布置、横向肋的扰流孔的尺寸与布置、纵向肋微通道的尺寸与布置，冷壁面气流孔的尺寸与布置以及热壁面气膜孔的尺寸与布置。

所述的横向肋与纵向肋的尺寸与布置，其特征在于：横向肋与纵向肋垂直交叉布置，横向肋与纵向肋的肋厚为0.2～0.5mm，肋间距为0.5～1.0mm，横向肋与纵向肋的布置个数视燃烧室尺寸而定。

所述的横向肋的扰流孔的尺寸与布置，其特征在于：两个纵向肋之间的横向肋上布置有一排扰流孔，孔的直径为0.3～0.5mm，孔间距为0.6～1.0mm，扰流孔与水平方向的角度在30°～60°，相邻横向肋上扰流孔与水平方向的角度相反。

所述的纵向肋微通道的尺寸与布置，其特征在于：纵向肋微通道贯穿冷壁面、纵向肋与热壁面，直径为0.2～0.3mm，纵向肋微通道在热壁面内的部分与水平方向的夹角由90°逐渐减小到60°至30°。

所述的冷壁面气流孔的尺寸与布置，其特征在于：冷壁面气流孔与水平方向垂直，直径为0.3～0.5mm，孔间距为0.6～1.0mm，其连通冷壁面外侧与横向肋和纵向肋之间的气流通道。

所述的热壁面气膜孔的尺寸与布置，其特征在于：热壁面气膜孔直径为0.3～0.5mm，孔间距为0.6～1.0mm，其连通热壁面外侧与横向肋和纵向肋之间的气流通道，热壁面气膜孔与水平方向的夹角由90°逐渐减小到60°至30°。

本发明具有以下有益效果：

该方案设计的一种采用微通道冷却的火焰筒壁面结构，其优点在于通过布置大量肋结构以及在肋内部设计气流通道，达到该冷却结构上拥有大量特征尺寸小于1.0mm的孔隙、通道供冷却气流流动，极大增加冷却气流与火焰筒壁面的换热面积，充分利用冷却气流，提高了火焰筒表面的耐热强度与使用寿命。

附图说明

图1：一种采用微通道冷却的火焰筒壁面结构整体示意图

图2：纵向肋内部结构示意图

图3：横向肋内部结构示意图

图中：1-冷壁面，2-纵向肋，3-横向肋，4-热壁面，5-纵向肋微通道，6-冷壁面气流孔，7-扰流孔，8-热壁面气膜孔

具体实施方式

现结合附图对本发明作进一步描述：

结合图1、图2、图3，本发明提供了一种采用微通道冷却的火焰筒壁面结构。图1为一种采用微通道冷却的火焰筒壁面结构整体示意图，图2为纵向肋内部结构示意图，图3为横向肋内部结构示意图。

冷却气流一部分进入纵向肋微通道5，流经冷壁面1、纵向肋2、热壁面4，最终从热壁面4内侧流出并对热壁面4内侧进行气膜冷却。另一部分冷却气流由冷壁面气流孔6进入横向肋3与纵向肋2之间的气流通道，一股冷却气流沿气流通道横向流动进行换热，另一股通过横向肋3上的扰流孔7由冷壁面6向热壁面4流动，最终从热壁面气膜孔8流出，实现对热壁面4内侧的气膜冷却，如图3所示，相邻的横向肋3上的扰流孔7与水平方向的夹角相反，增大了冷却气流的湍流度，进而增大换热量。该发明中，冷却气流在进行气膜冷却前，流经了结构内布置的大量特征尺寸小于1.0mm的微通道，极大地增加了冷却气流与火焰筒壁面的换热面积，最大程度利用了冷却气流，可实现进一步降低航空发动机冷却气量，并获得更好的冷却效果，提高火焰筒表面的耐热度和使用寿命，有利于燃烧室实现高温升。

技术特征：

技术总结
本发明提供一种采用微通道冷却的火焰筒壁面结构，在火焰筒冷壁面与热壁面间布置大量横向肋与纵向肋。冷却气流一部分由冷壁面外侧进入纵向肋微通道，实现对流换热，最终从热壁面上的开孔流出并在热壁面实现气膜冷却，另一部分冷却气流由冷壁面上的开孔进入横向肋与纵向肋之间的气流通道，一股冷气沿气流通道横向流动，另一股通过横向肋上的扰流孔由冷壁面向热壁面流动，最终从热壁面流出，实现气膜冷却。该发明极大增加了火焰筒壁换热面积，冷却性能有很大提升，可满足未来高温升航空发动机燃烧室壁面的冷却需求。

技术研发人员：张群;李程镐;曹婷婷;杨福正;刘强;海涵;张鹏;王鑫
受保护的技术使用者：西北工业大学
技术研发日：2019.04.24
技术公布日：2019.08.02