一种用于中推航空发动机燃烧室火焰筒头部的冷却结构，包括导流孔板、导流护罩以及套筒；所述导流孔板、导流护罩以及套筒三者同轴设置，形成第一冷却间隙和第二冷却间隙，在导流孔板前段上设置有多个第一冷却孔，在导流孔板锥段上设置有多个第二冷却孔，在导流孔板出口段上设置有多个第三冷却孔；在导流护罩前段上设置有第四冷却孔；所述第一冷却孔与第四冷却孔同轴设置并连通至第二冷却间隙；第二冷却孔与第一冷却间隙连通。本发明专利技术可以避免燃气在燃烧室头部靠近壁面处无效高温驻涡区的产生，减少了火焰筒头部需要的冷却气量，增大了头部冷却气流的覆盖面积，提高了冷却效率，可以高效地降低火焰筒头部的壁温，提高火焰筒头部结构的可靠性。构的可靠性。构的可靠性。
【技术实现步骤摘要】
一种用于中推航空发动机燃烧室火焰筒头部的冷却结构
[0001]本专利技术涉及航空发动机燃烧室结构
，尤其涉及一种用于中推航空发动机燃烧室火焰筒头部的冷却结构。
技术介绍
[0002]发动机燃烧室火焰筒头部长期处于高温环境，易出现高温烧蚀、变形、裂纹、掉块等故障，因此火焰筒头部的冷却效果直接影响燃烧室头部结构的可靠性。
[0003]火焰筒冷却是保证其正常工作的基本要求，国内外的燃烧室火焰筒已由当初的纯气膜冷却发展到冲击、发散、气膜、层板等多种冷却的复合冷却形式，冷却结构也由最初的单层壁发展到双层壁、浮动壁等冷却结构形式，发展到目前应用最广的多斜孔冷却、复合角冷却和冲击/气膜冷却等。
[0004]目前常采用孔板+挡渐板的燃烧室头部冷却方式，但火焰筒头部由于其流场结构较复杂，易出现驻涡区等情况。另外，随着燃烧室技术的发展，火焰筒冷却气量将逐渐减少，火焰筒头部的冷却气量也将随之减少，为此火焰筒头部需采用高效的冷却结构；此外，火焰筒头部的冷却结构与火焰筒头部流场息息相关，为了不影响燃烧室的正常工作，火焰筒头部冷却结构还需结合流场结构进行设计，因此火焰筒头部冷却结构设计仍是目前的设计难点。
技术实现思路
[0005]本专利技术的主要目的是提出一种用于中推航空发动机燃烧室火焰筒头部的冷却结构，旨在解决上述技术问题。
[0006]为实现上述目的，本专利技术提出一种用于中推航空发动机燃烧室火焰筒头部的冷却结构，包括导流孔板、导流护罩以及套筒；
[0007]所述导流孔板包括锥状的导流孔板锥段、设置在导流孔板锥段左端的环状的导流孔板前段、设置在导流孔板锥段右端的导流孔板出口段；在导流孔板前段上设置有多个第一冷却孔，在导流孔板锥段上设置有多个第二冷却孔，在导流孔板出口段上设置有多个第三冷却孔；
[0008]所述导流护罩左端为环状的导流护罩前段、右端为锥状的导流护罩锥段；在导流护罩前段上设置有第四冷却孔；
[0009]所述套筒包括套筒直筒段以及设置在套筒直筒段左端的套筒安装边；
[0010]所述导流孔板、导流护罩以及套筒三者同轴设置；
[0011]所述导流护罩前段套在所述套筒直筒段外部，导流护罩前段内表面与套筒直筒段外表面之间间隔设置形成第二冷却间隙；
[0012]所述导流孔板前段套在所述导流护罩前段的外表面上，导流孔板前段的左端与套筒安装边的右端面连接；所述导流孔板锥段与所述导流护罩锥段之间间隔设置形成第一冷却间隙；
[0013]所述第一冷却孔与第四冷却孔同轴设置并连通至第二冷却间隙；第二冷却孔与第一冷却间隙连通。
[0014]优选的，在所述导流护罩前段与导流护罩锥段连接部位设置有多个第五冷却孔，所述第一冷却间隙与第二冷却间隙通过第五冷却孔连通。
[0015]优选的，所述导流护罩锥段的锥面与燃烧室中心轴线的夹角大于导流孔板锥段的锥面与燃烧室中心轴线的夹角，使得两者之间形成的第一冷却间隙为收敛结构，可以增大冷却气流的覆盖面积，加强对导流孔板下游的冷却效果，同时吹除导流孔板上、下两侧的无用角涡，防止燃气在靠近火焰筒壁面处产生高温区，从而减少火焰筒头部冷却需要的气量。
[0016]优选的，所述导流护罩锥段的锥面与燃烧室中心轴线的夹角为56度；所述导流孔板锥段的锥面与燃烧室中心轴线的夹角为55度。
[0017]优选的，在所述导流护罩的内表面涂覆有高温磁漆；在所述导流孔板的内表面涂覆有高温磁漆。
[0018]优选的，所述导流孔板前段套在所述导流护罩前段的外表面上并进行焊接固定。
[0019]优选的，所述套筒还包括套筒锥段，所述套筒锥段设置在套筒直筒段的出口端；所述套筒锥段的锥面燃烧室中心轴线的夹角为45度。
[0020]优选的，在所述导流孔板前段的左端设置有导流孔板前安装边；所述导流孔板通过导流孔板前安装边焊接在所述套筒安装边的右端面上。
[0021]优选的，在所述套筒安装边左端面上设置有用于对涡流器进行周向定位的定位槽；所述定位槽的数量至少两个。
[0022]优选的，所述导流孔板出口段的上边缘翻折形成用于与火焰筒外壁相连的导流孔板上安装边；导流孔板出口段的下边缘翻折形成用于与火焰筒内壁相连的导流孔板下安装边；所述导流孔板上安装边与火焰筒外壁采用焊接方式连接；所述导流孔板下安装边与火焰筒内壁采用焊接方式连接。
[0023]由于采用了上述技术方案，本专利技术的有益效果是：
[0024](1)可以避免燃气在燃烧室头部靠近壁面处无效高温驻涡区的产生，减少了火焰筒头部需要的冷却气量，增大了头部冷却气流的覆盖面积，提高了冷却效率，可以高效地降低火焰筒头部的壁温，提高火焰筒头部结构的可靠性。
[0025](2)气流通过第二冷却孔进入第一冷却间隙并冲击导流护罩，可以增强与导流护罩的对流换热，之后气流从第一冷却间隙出来的气流大部分沿着导流护罩锥段引导方向形成气膜，增大冷却气流的覆盖面积以保护导流孔板下游，提高火焰筒头部的冷却效率。
[0026](3)气流可以通过第一冷却孔与第四冷却孔共同形成的通孔进入到第二冷却间隙内，一是可以起到冷却套筒直的作用，二是可以吹除套筒和导流护罩之间的驻涡。
[0027](4)所述导流护罩锥段的锥面与燃烧室中心轴线的夹角大于导流孔板锥段的锥面与燃烧室中心轴线的夹角，使得两者之间形成的第一冷却间隙为收敛结构，可以增大冷却气流的覆盖面积，加强对导流孔板下游的冷却效果，同时吹除导流孔板上、下两侧的无用角涡，防止燃气在靠近火焰筒壁面处产生高温区，从而减少火焰筒头部冷却需要的气量。
附图说明
[0028]为了更清楚地说明本专利技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现
有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。
[0029]图1为本专利技术所提供的一种用于中推航空发动机燃烧室火焰筒头部的冷却结构的示意图；
[0030]图2为本专利技术中导流孔板的主剖视图；
[0031]图3为本专利技术中导流孔板的左视图；
[0032]图4为本专利技术中导流护罩的主剖视图；
[0033]图5为本专利技术中导流护罩的左视图；
[0034]图6为本专利技术中套筒的主剖视图；
[0035]图7为本专利技术中套筒的左视图；
[0036]图8为本专利技术中用于中推航空发动机燃烧室火焰筒头部的冷却结构安装在火焰筒时的示意图；
[0037]附图标号说明：
[0038]10
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导流孔板；101
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导流孔板前段；102
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导流孔板锥段；103
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导流孔板出口段；104
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第一冷却孔；105
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第二冷却孔；106
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第三冷却孔；107
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导流孔板前安装边本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种用于中推航空发动机燃烧室火焰筒头部的冷却结构，其特征在于，包括：导流孔板(10)、导流护罩(20)以及套筒(30)；所述导流孔板(10)包括锥状的导流孔板锥段(102)、设置在导流孔板锥段(102)左端的环状的导流孔板前段(101)、设置在导流孔板锥段(102)右端的导流孔板出口段(103)；在导流孔板前段(101)上设置有多个第一冷却孔(104)，在导流孔板锥段(102)上设置有多个第二冷却孔(105)，在导流孔板出口段(103)上设置有多个第三冷却孔(106)；所述导流护罩(20)左端为环状的导流护罩前段(201)、右端为锥状的导流护罩锥段(202)；在导流护罩前段(201)上设置有第四冷却孔(203)；所述套筒(30)包括套筒直筒段(301)以及设置在套筒直筒段(301)左端的套筒安装边(302)；所述导流孔板(10)、导流护罩(20)以及套筒(30)三者同轴设置；所述导流护罩前段(201)套在所述套筒直筒段(201)外部，导流护罩前段(201)内表面与套筒直筒段(201)外表面之间间隔设置形成第二冷却间隙(50)；所述导流孔板前段(101)套在所述导流护罩前段(201)的外表面上，导流孔板前段(101)的左端与套筒安装边(302)的右端面连接；所述导流孔板锥段(102)与所述导流护罩锥段(202)之间间隔设置形成第一冷却间隙(40)；所述第一冷却孔(104)与第四冷却孔(203)同轴设置并连通至第二冷却间隙(50)；第二冷却孔(105)与第一冷却间隙(40)连通。2.如权利要求1所述的一种用于中推航空发动机燃烧室火焰筒头部的冷却结构，其特征在于：在所述导流护罩前段(201)与导流护罩锥段(202)连接部位设置有多个第五冷却孔(204)，所述第一冷却间隙(40)与第二冷却间隙(50)通过第五冷却孔(204)连通。3.如权利要求1所述的一种用于中推航空发动机燃烧室火焰筒头部的冷却结构，其特征在于：所述导流护罩锥段(202)的锥面与燃烧室中心轴线的夹角大于导流孔板锥段(102)的锥面与...
【专利技术属性】
技术研发人员：赵婷杰，卢铭涛，何园源，于小兵，
申请(专利权)人：中国航发贵阳发动机设计研究所，
类型：发明
国别省市：
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