一种新型冷却结构的火焰筒的制作方法

本发明属于航空发动机技术领域，具体是一种新型冷却结构的火焰筒。

背景技术：

随着航空发动机推重比(功重比)的不断提高，未来航空发动机燃烧室将向高温升、高热容方向发展，燃烧室的热防护问题日趋严峻。一方面，高温升燃烧室要求大幅度提高参与燃烧的空气比例，可用于冷却的气量必然减少；另一方面，为了提高发动机循环效率、降低油耗，压气机的增压比也将大幅度提高，燃烧室进口温度随之升高，进而导致冷却空气的冷却潜力下降。在冷却气量愈来愈少、冷却潜力逐渐下降的条件下，进一步保持甚至提高火焰筒的耐久性将是高温升燃烧室面临的一项关键技术挑战。

目前，燃烧室火焰筒常用的冷却结构包括气膜冷却、发散冷却、冲击冷却、冲击+发散冷却、强对流冷却等结构，(1)膜冷却结构包括气膜槽(机械环)、z型环等多种形式的结构，气膜槽冷却原理：在总压差、静压差或者两者共同作用下，将燃烧室二股通道环腔空气通过成排进气孔导入气膜槽，在气膜槽出口下游形成贴壁气膜以对下游火焰筒壁面进行冷却保护；当冷气到达气膜孔下游时，与燃气混合，温度升高，冷却气膜有效性很快降低，导致火焰筒壁温很快上升，必须引入新的冷却环，典型结构见图1所示；z型环结构：气流在总压作用下，通过小孔形成贴壁式冷却气膜，对下游壁面进行保护，典型结构见图2所示；

(2)发散冷却又称全覆盖气膜冷却或多斜孔冷却，多采用电火花、电子束数控打孔或激光打孔等工艺在火焰筒壁面上加工出大量密布的小孔，冷气利用火焰筒内外环的压差以一定倾斜角度入射到高温燃气中，将燃气与壁面隔离，起到保护壁面的作用，典型的发散冷却结构如图3所示；

(3)冲击冷却：早期多用于涡轮叶片冷却，属于强迫对流换热。冷却气通过小孔直接冲击到目标冷却壁面，形成极薄的局部边界层，提高了表面传热系数，冲击冷却结构简图如图4所示；

冲击+发散复合冷却常用于回流燃烧室大小弯管壁面冷却，集成了冲击冷却、对流冷却、气膜冷却、发散冷却多种冷却方式的流动特性与换热特征，其冷却机理示意图如图5所示。

而现有技术的冷却结构，主要缺点如下：

(1)这些类型的冷却结构，需要在火焰筒面的多个不同位置加工成百上千个冷却孔结构，冷却孔口位置壁面薄，易形成应力集中，是造成火焰筒裂纹的原因之一；

(2)现有的冷却结构，均需要大量的冷却气量，且基本大部分气量只用于冷却火焰筒壁面，而不参与火焰筒内部的燃烧组织，且只有少部分气量可以用于调节出口温度场分布，造成了大量的气量浪费，而无法满足参与组织燃烧的气量需求，随着温升需求的升高，油气比增加，参与燃烧的气量需求量逐步增加，用于冷却的气量越来越少，现有的结构在一定程度上较难满足需求。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种新型冷却结构的火焰筒，在火焰筒壁面内部设计多个曲折的小孔径圆形气流通道，从燃烧室二股通道引入高压冷气进入火焰筒壁面内部，增加气流与壁面的接触面积及停留时间，强化对流换热，并最后进入火焰筒内部，参与组织燃烧及调节出口温度场分布，以解决上述背景技术中提出的问题。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

一种新型冷却结构的火焰筒，包括燃烧室机匣，所述燃烧室机匣内设有火焰筒筒体和大弯管，所述燃烧室机匣的一侧设有进口扩压器，所述燃烧室机匣的内部在所述火焰筒筒体和大弯管之间设置有搭接段，所述搭接段开设有搭接段进气孔，所述搭接段进气孔与大弯管连通，所述火焰筒筒体的外环开设有外环主燃掺混孔，所述火焰筒筒体的头部环开设有头部涡流器安装孔，所述火焰筒筒体的内环开设有内环主燃掺混孔，所述火焰筒筒体包括外环、头部环、内环和小弯管，所述火焰筒筒体的外环、头部环、内环和小弯管为一体结构，所述火焰筒筒体的外环、头部环、内环和小弯管的壁面内部及大弯管的壁面内部均开设有曲折小孔径圆形冷却通道。

作为本发明再进一步的方案：所述火焰筒筒体外环壁面内部的小孔径圆形冷却通道包括外环冷却通道进口和外环冷却通道出口，所述外环冷却通道进口开设在火焰筒筒体外壁冷气侧，所述外环冷却通道出口开设在火焰筒筒体外壁尾端燃气侧。

作为本发明再进一步的方案：所述外环冷却通道出口开设有一个或多个。

作为本发明再进一步的方案：所述火焰筒筒体外环的壁厚尺寸为1.0-2.0mm，所述火焰筒筒体外环壁面内部的小孔径圆形冷却通道直径d1为0.1-0.8mm。

作为本发明再进一步的方案：所述火焰筒筒体外环壁面内部的小孔径圆形冷却通道形状为“s”型或“l”型或“u”型，初始位置夹角α°为0-3°，周向分布数量为100-300个。

作为本发明再进一步的方案：所述火焰筒筒体头部环壁面内部的小孔径圆形冷却通道包括头部环冷却通道进口和小弯管冷却通道出口，所述头部环冷却通道进口开设在头部环上端冷气侧，所述小弯管冷却通道出口开设在小弯管尾端燃气侧。

作为本发明再进一步的方案：所述小弯管冷却通道出口开设有一个或多个。

作为本发明再进一步的方案：所述火焰筒筒体头部环及内环壁厚尺寸为1.0-2.0mm，火焰筒筒体头部环壁面内部的小孔径圆形冷却通道直径d2为0.1-0.8mm。

作为本发明再进一步的方案：所述火焰筒筒体头部环壁面内部的小孔径圆形冷却通道形状为“s”型或“l”型或“o”型，初始位置夹角为γ°为0-10°，两两通道夹角β°为0.5-3°，周向分布数量为100-300个。

作为本发明再进一步的方案：所述大弯管壁面内部的小孔径圆形冷却通道包括大弯管冷却通道进口和大弯管冷却通道出口，所述大弯管冷却通道进口开设在大弯管上端冷气侧，所述大弯管冷却通道出口开设在大弯管尾端燃气侧。

作为本发明再进一步的方案：所述大弯管冷却通道出口开设有一个或多个。

作为本发明再进一步的方案：所述大弯管的壁厚尺寸为1.0-2.0mm，所述大弯管壁面内部的小孔径圆形冷却通道直径d3为0.1-0.8mm。

作为本发明再进一步的方案：所述大弯管壁面内部的小孔径圆形冷却通道形状为“s”型或“l”型，初始位置夹角为δ°为0-3°，周向分布数量为100-200个。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

1、相较于传统的火焰筒，本发明将火焰筒筒体进行一体化设计，零件数目大大减少，加工手段可以采用增材制造等先进技术进行试制生产，一体成型，不需要焊接成型，有效地避免了焊接成型产生的火焰筒型面严重变形，对燃烧室的气动性能有了很好保障；

2、本发明采用的曲折小孔径圆形冷却通道，利用曲折小孔径圆形冷却通道进出口的压差，形成了贯穿壁面的流动气流，一股冷却空气可以冷却火焰筒筒体的多个部分，增加了气流与火焰筒筒体壁面内部的接触面积以及停留时间，增强了冷却气流的对流换热，从而保证了火焰筒筒体壁面的冷却；

3、本发明中通过对曲折小孔径圆形冷却通道出口位置的设计，对需要加强冷却的位置进行强冷却，并且有效利用冷却气流，调节出口温度场的分布，改善燃烧室出口温度分布，提高了冷却气量的利用率，节约冷却气量，有助于更多气量参与燃烧，提高燃烧室性能；

4、本发明采用的冷却结构为壁面内部的冷却通道，引气进口的开孔数量少，较传统冷却孔开孔数量大大降低，减少了应力集中风险，有效降低了火焰筒筒体裂纹的产生，提高火焰筒筒体使用寿命。

附图说明

为了便于本领域技术人员理解，下面结合附图对本发明作进一步的说明。

图1为现有技术气膜槽结构示意图。

图2为现有技术z型环的结构示意图。

图3为现有技术发散冷却孔的结构示意图。

图4为现有技术冲击冷却的结构示意图。

图5为现有技术冲击与发散冷却结构的结构示意图。

图6为本发明中航空发动机燃烧室中心截面的结构示意图。

图7为本发明中火焰筒筒体的结构示意图。

图8为本发明中火焰筒筒体半剖的结构示意图。

图9为本发明中火焰筒筒体壁厚小孔径曲折气流通道的结构示意图。

图10为本发明中火焰筒筒体俯视图的结构示意图。

图11为图10中p向视图的结构示意图。

图12为本发明中火焰筒筒体头部环的结构示意图。

图13为本发明中大弯管剖视图的结构示意图。

图14为本发明中大弯管小孔径曲折气流通道分布的结构示意图。

图中：1、燃烧室机匣；2、进口扩压器；3、火焰筒筒体；4、大弯管；5、搭接段；31、外环主燃掺混孔；32、头部涡流器安装孔；33、内环主燃掺混孔；341、外环冷却通道进口；342、外环冷却通道出口；343、头部环冷却通道进口；344、小弯管冷却通道出口；41、大弯管冷却通道进口；42、大弯管冷却通道出口；51、搭接段进气孔。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

请参阅图6～14，本发明实施例中，一种新型冷却结构的火焰筒，包括燃烧室机匣1，所述燃烧室机匣1内设有火焰筒筒体3和大弯管4，所述燃烧室机匣1的一侧设有进口扩压器2，所述燃烧室机匣1的内部在所述火焰筒筒体3和大弯管4之间设置有搭接段5，所述搭接段5开设有搭接段进气孔51，所述搭接段进气孔51与大弯管4连通，所述火焰筒筒体3的外环开设有外环主燃掺混孔31，所述火焰筒筒体3的头部环开设有头部涡流器安装孔32，所述火焰筒筒体3的内环开设有内环主燃掺混孔33，所述火焰筒筒体3包括外环、头部环、内环和小弯管，所述火焰筒筒体3的外环、头部环、内环和小弯管为一体结构，所述火焰筒筒体3的外环、头部环、内环和小弯管的壁面内部及大弯管4的壁面内部均开设有曲折小孔径圆形冷却通道。

使用时，来自压气机的高压空气流经进口扩压器2进入燃烧室机匣1内部，并在进口位置分为三股气流：

一部分高压空气通过外环冷却通道进口341流经整个火焰筒筒体3的外环壁面，在“u”型、“s”型的小孔径圆形冷却通道内充分与火焰筒筒体3外环壁面接触，停留时间增加，对流换热作用增强，充分冷却火焰筒筒体3外环壁面，并从外环冷却通道出口342流出，冲击至大弯管4燃气面，形成贴壁冷却气膜，冷却大弯管4上端面；

一大部分高压空气沿主流方向流动，分别通过外环主燃掺混孔31、头部涡流器安装孔32、内环主燃掺混孔33进入火焰筒筒体3内部，参与组织燃烧，其中一部分通过头部环冷却通道进口343流经火焰筒筒体3头部环壁面、火焰筒筒体3内环壁面、小弯管壁面，在“l”型、“s”型、“o”型的小孔径圆形冷却通道内充分与壁面接触，停留时间增加，对流换热增强，充分冷却火焰筒筒体3头部环壁面、火焰筒筒体3内环壁面以及小弯管壁面，最后从小弯管冷却通道出口344位置流出，并参与燃烧室出口叶尖位置的冷却；

一部分空气流经搭接段5的搭接段进气孔51进入大弯管4区域，并通过大弯管冷却通道进口41流经贯穿整个大弯管4，充分与大弯管4壁面接触，对流换热，冷却整个大弯管4，并从大弯管冷却通道出口42流出，参与燃烧室出口叶根位置的冷却；

所有气流最后从燃烧室出口流出，从小弯管冷却通道出口344和大弯管冷却通道出口42流出的两股壁面冷却气流有效用于调节燃烧室出口温度场的分布，在保证火焰筒筒体3壁面冷却效率的同时，冷却气量得到充分利用，提高了燃烧室内部气量的利用率，有助于提升燃烧室温升，从而提高燃烧室性能。

参阅图6-14，所述火焰筒筒体3外环壁面内部的小孔径圆形冷却通道包括外环冷却通道进口341和外环冷却通道出口342，所述外环冷却通道进口341开设在火焰筒筒体3外壁冷气侧，所述外环冷却通道出口342开设在火焰筒筒体3外壁尾端燃气侧，所述外环冷却通道出口342开设有一个或多个，所述火焰筒筒体3外环的壁厚尺寸为1.0-2.0mm,所述火焰筒筒体3外环壁面内部的小孔径圆形冷却通道直径d1为0.1-0.8mm，所述火焰筒筒体3外环壁面内部的小孔径圆形冷却通道形状为“s”型或“l”型或“u”型，初始位置夹角α°为0-3°，周向分布数量为100-300个。

使用时，外环冷却通道出口342的位置能够根据实际壁温冷却需要进行开设，同时火焰筒筒体3外环壁面内部的小孔径圆形冷却通道能够呈多种曲折形状，避开火焰筒筒体3外环开设的外环主燃掺混孔31，且火焰筒筒体3外环壁面内部的小孔径圆形冷却通道数量根据冷却需要进行设置，利用曲折小孔径圆形冷却通道进出口的压差，形成了贯穿壁面的流动气流，一股冷却空气可以冷却火焰筒筒体3的多个部分，增加了气流与火焰筒筒体3壁面内部的接触面积以及停留时间，增强了冷却气流的对流换热，从而保证了火焰筒筒体3壁面的冷却。

参阅图6-14，所述火焰筒筒体3头部环壁面内部的小孔径圆形冷却通道包括头部环冷却通道进口343和小弯管冷却通道出口344，所述头部环冷却通道进口343开设在头部环上端冷气侧，所述小弯管冷却通道出口344开设在小弯管尾端燃气侧，所述小弯管冷却通道出口344开设有一个或多个，所述火焰筒筒体3头部环及内环壁厚尺寸为1.0-2.0mm，火焰筒筒体3头部环壁面内部的小孔径圆形冷却通道直径d2为0.1-0.8mm，所述火焰筒筒体3头部环壁面内部的小孔径圆形冷却通道形状为“s”型或“l”型或“o”型，初始位置夹角为γ°为0-10°，两两通道夹角β°为0.5-3°，周向分布数量为100-300个。

使用时，小弯管冷却通道出口344的位置能够根据实际壁温冷却需要进行开设，同时火焰筒筒体3头部环壁面内部的小孔径圆形冷却通道能够呈多种曲折形状，其中“o”型主要应用于火焰筒筒体3头部环壁面冷却通道设计，直径为30-50mm，避开火焰筒筒体3头部环开设的头部涡流器安装孔32，且火焰筒筒体3头部环壁面内部的小孔径圆形冷却通道数量根据冷却需要进行设置，通过对曲折小孔径圆形冷却通道出口位置的设计，对需要加强冷却的位置进行强冷却，并且有效利用冷却气流，调节出口温度场的分布，改善燃烧室出口温度分布，提高了冷却气量的利用率，节约冷却气量，有助于更多气量参与燃烧，提高燃烧室性能。

参阅图6-14，所述大弯管4壁面内部的小孔径圆形冷却通道包括大弯管冷却通道进口41和大弯管冷却通道出口42，所述大弯管冷却通道进口41开设在大弯管4上端冷气侧，所述大弯管冷却通道出口42开设在大弯管4尾端燃气侧，所述大弯管冷却通道出口42开设有一个或多个，所述大弯管4的壁厚尺寸为1.0-2.0mm，所述大弯管4壁面内部的小孔径圆形冷却通道直径d3为0.1-0.8mm，所述大弯管4壁面内部的小孔径圆形冷却通道形状为“s”型或“l”型，初始位置夹角为δ°为0-3°，周向分布数量为100-200个。

使用时，大弯管冷却通道出口42的位置能够根据实际壁温冷却需要进行开设，同时火焰筒筒体3头部环壁面内部的小孔径圆形冷却通道能够呈多种曲折形状，且火焰筒筒体3头部环壁面内部的小孔径圆形冷却通道数量根据冷却需要进行设置，有效利用壁面内部冷却气流调节出口温度分布，节约冷却气量，有助于更多气量参与燃烧，提高燃烧室性能。

尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，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，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。