本发明专利技术公开了一种航空燃气涡轮发动机，包括加力燃烧室，所述加力燃烧室的中心锥由前段、第一连接段、中段、第二连接段和后段依次连接组成，所述前段、中段和后段由高温合金制成，所述第一连接段和第二连接段由形状记忆合金制成，当中心锥的锥面温度达到形变温度时，第一连接段和第二连接段发生形变，前段与后段的倾斜角随着第一连接段和第二连接段的形变而改变，中心锥的锥体尺寸随之改变，中心锥在加力燃烧室中整体的型面姿态得到动态调整；所述前段、中段和后段上均开有气膜孔。本发明专利技术利用记忆合金的自适应变形能力改变中心锥的锥体型面，动态调整各段气膜的喷吹角度，改变流场分布与气膜覆盖效果，提升中心锥的气膜冷却的气动与热力性能。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航空发动机领域，尤其涉及一种航空燃气涡轮发动机。
技术介绍
1、在航空燃气涡轮发动机的发展过程中，为大幅且快速地提升发动机推力，一体化加力燃烧室得到广泛研究，尤其集中在军用涡喷和涡扇发动机。在新型一体化加力燃烧室中，涡轮后支板和喷油杆集成在一起，利用后支板尾部形成的回流涡旋实现稳焰，以减少流动损失和发动机整机重量。但是，加力燃烧在提升发动机推力的同时，也产生了高温燃气，极大的加剧了热端部件热负荷，急需高效冷却结构来解决上述问题。
2、中心锥作为一体化加力燃烧室重要的整流和扩压部件，对其气动与热力性能展开进一步优化设计是至关重要的。中心锥上方燃气温度接近2000k，因此必须使用有效的冷却措施对中心锥等燃烧室核心部件进行保护，避免受到高温腐蚀和损伤。
技术实现思路
1、专利技术目的：本专利技术旨在提供一种将记忆合金与气膜冷却结构相结合达到改变流场分布与气膜覆盖效果提升气膜冷却气动和热力性能的航空燃气涡轮发动机。
2、技术方案：本专利技术所述的航空燃气涡轮发动机，包括加力燃烧室本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种航空燃气涡轮发动机，其特征在于，包括加力燃烧室，所述加力燃烧室的中心锥由前段（1）、第一连接段（2）、中段（3）、第二连接段（4）和后段（5）依次连接组成，所述前段（1）、中段（3）和后段（5）由高温合金制成，所述第一连接段（2）和第二连接段（4）由形状记忆合金制成，当中心锥的锥面温度达到形变温度时，第一连接段（2）和第二连接段（4）发生形变，前段（1）与后段（5）的倾斜角随第一连接段（2）和第二连接段（4）的形变而改变，中心锥的锥体尺寸随之改变，中心锥在加力燃烧室中整体的型面姿态得到动态调整；所述前段（1）、中段（3）和后段（5）上均开有气膜孔。
>2.根据权利要求1...
【技术特征摘要】
1.一种航空燃气涡轮发动机，其特征在于，包括加力燃烧室，所述加力燃烧室的中心锥由前段（1）、第一连接段（2）、中段（3）、第二连接段（4）和后段（5）依次连接组成，所述前段（1）、中段（3）和后段（5）由高温合金制成，所述第一连接段（2）和第二连接段（4）由形状记忆合金制成，当中心锥的锥面温度达到形变温度时，第一连接段（2）和第二连接段（4）发生形变，前段（1）与后段（5）的倾斜角随第一连接段（2）和第二连接段（4）的形变而改变，中心锥的锥体尺寸随之改变，中心锥在加力燃烧室中整体的型面姿态得到动态调整；所述前段（1）、中段（3）和后段（5）上均开有气膜孔。
2.根据权利要求1所述航空燃气涡轮发动机，其特征在于，所述第一连接段（2）和第二连接段（4）上也开有气膜孔，当第一连接段（2）和第二连接段（4）发生形变时，第一连接段（2）和第二连接段（4）上的气膜孔随之改变大小。
3.根据权利要求1所述航空燃气涡轮发动机，其特征在于，所述前段（1）的倾斜角为40°~60°；中段（3）为水平设置，其倾斜角不随记忆合金改变；后段（5）的倾斜角为20°~30°。
4.根据权利要求1所述航空燃气涡轮发动机，其特征在于，所述第一连接段（2）和第二连接段（4）的形状记忆合金温度...
【专利技术属性】
技术研发人员：王春华，蔡克财，张靖周，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
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