阅读说明：本技术 一种带有尾部冷却结构的燃烧室 (Combustion chamber with tail cooling structure ) 是由 张群 李小龙 胡凡 程祥旺 于 2020-03-25 设计创作，主要内容包括：本发明提供一种带有尾部冷却结构的燃烧室。基于传统燃烧室产生的大量热会对涡轮叶片产生较大的影响,本结构主要特征是在火焰筒尾部设置导向器冷却装置并对燃烧室机匣与火焰筒壁面采用楔形连接方式,一方面对火焰筒前方过来的燃气流产生一个偏转角度,为后面涡轮结构对燃气流的偏转做准备；另一方面将导向器设置为空心结构,且导向器上设置冷却孔,将机匣与火焰筒壁面间的空气流引入火焰筒对燃气流进行冷却作用,这种冷却结构可以对火焰筒中所产生的高温燃气流及时冷却,达到较好的冷却效果,减小高温燃气流对燃烧室及涡轮组的持续损耗,间接缩短发动机长度,减轻发动机总重量,延长发动机寿命。(The invention provides a combustion chamber with a tail cooling structure. Based on the fact that a large amount of heat generated by a traditional combustion chamber can generate great influence on turbine blades, the structure is mainly characterized in that a guider cooling device is arranged at the tail part of a flame tube, a combustion chamber casing is connected with the wall surface of the flame tube in a wedge-shaped mode, and on one hand, a deflection angle is generated for gas flow coming from the front of the flame tube, so that preparation is made for the deflection of the gas flow by a rear turbine structure; on the other hand sets up the director to hollow structure, and sets up the cooling hole on the director, introduces the air current between machine casket and flame tube wall and carries out the cooling action to the flame tube, and this kind of cooling structure can in time cool off the high temperature gas stream that produces in the flame tube, reaches better cooling effect, reduces the continuous loss of high temperature gas stream to combustion chamber and turbine group, indirectly shortens engine length, alleviates engine total weight, extension engine life.)

一种带有尾部冷却结构的燃烧室

技术领域

本发明属于航空发动机燃烧室领域，具体涉及一种带有尾部冷却结构的燃烧室。

背景技术

航空燃气轮机作为热动力装置中的先进代表，其性能的优劣直接代表一个国家的工业科技水平，所以提高其整机性能是不断发展的重要方向。而现代燃气轮机主要由压气机、燃烧室、涡轮透平三大部件组成，所以对燃烧室的研究也主要是对这三大部件的改进。压气机作为燃气轮机前端装置，其在产生热量方面作用很小，对其冷却研究也并非必要。燃烧室及涡轮透平作为发动机高温部件，一直是冷却研究中的重点。相较之下，对涡轮机组降温冷却研究较多，而燃烧室的降温冷却一直是个很大的问题，很难满足从燃烧室流出的气流符合涡轮前燃气温度极限。

目前研究中，燃烧室的冷却方式主要分为被动热防护和主动热防护，被动热防护技术(如隔热层烧蚀冷却)主要用于在燃烧室温度很高的飞行器中，如航天发动机燃烧室中，对航空发动机主要采用主动热防护技术，即利用压气机流出的冷气流流过火焰筒壁面，通过避免对火焰筒内部燃气进行冷却，由于燃气轮机发展中逐渐要求高温升及低污染，所以要求冷气流流过火焰筒壁面前部用气量少，因此缺乏高效的冷却方式迅速降低火焰筒后部温度。

目前，燃烧室冷却方式主要有四种：对流冷却、气膜冷却、冲击冷却和发散冷却，其他新型的冷却技术也都是上述四种方式的符合形势。对流冷却即低温冷空气通过对流换热方式带走火焰筒壁面热量，冷空气不与热燃气发生掺混，虽然这种方式加工简单，但是冷却效果有限，因此适用性很差，只能作为辅助冷却作用。气膜冷却在目前的燃气轮机中应用最广，它将冷空气通过某种进气形式进入火焰筒后沿着火焰筒壁面向下流动，在内壁面和热燃气之间形成气膜，以此进行冷却。多孔发散冷却在火焰筒冷却壁面上分布发散孔，冷空气通过小孔从火焰筒外壁进入，并在内壁上形成持续均匀的气膜毯，可以使冷却面积增大。冲击冷却采用双层火焰筒壁面，冷空气垂直于壁面从外壁进入，冲击到内壁温度较高的壁面上，但是只适用于火焰筒局部热点降温，气流压降损失大。燃气轮机冷却是一个很重大的课题，目前火焰筒冷却技术主要掌握在美、德、意、英、法几个航空技术较为前沿的国家中，我国由于燃气轮机技术起步较晚，技术较为落后，对燃烧室冷却技术的研究还在不断发展中，上述单一的冷却方法都有一定的局限性，冷却效果也受到限制。

本发明通过对航空发动机燃烧室火焰筒及壳体机构进行改进，可以有效地达到冷却要求，在火焰筒外壁的冷空气流通过掺混孔后，由于燃烧室壳体与火焰筒外壁逐渐靠拢，气流逐渐流入导向器，再通过导向器壁面上小孔流入火焰筒内，与掺混区来的热燃气流充分混合并形成带一定角度的混合气流，实现火焰筒尾部的气流冷却。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提出一种带有尾部冷却结构的燃烧室。与现有的燃烧室结构相比，本发明的优点是在原有火焰筒结构的基础上，对火焰筒掺混区以后部分及燃烧室壳体进行合理的改变。在火焰筒掺混区以后部分添加一排导向器，导向叶片数量与涡轮叶片数相当，在火焰筒壁面上呈一定角度的周向分布，导向器壁面上开有规则形状小孔，从导向器流出的冷空气流与火焰筒前部流来的热燃气流充分混合，增大气流掺混面积，缩短燃气流流经路径对燃烧室造成的耗损，形成的混合气流随导向器呈一角度流入涡轮组，为混气流后续膨胀加速过程做准备。在火焰筒外壁，燃烧室壳体逐渐内缩，向火焰筒外壁面靠近，在接近位置以一弧度连接，将外壁面冷空气逐渐导入导向器，增加冷空气量，增强冷却效果。

技术方案

本发明的目的在于提供一种带有尾部冷却结构的燃烧室。

本发明技术方案如下：

一种带有尾部冷却结构的燃烧室，其结构包括燃烧室壳体、扩压器、火焰筒、旋流器、喷嘴等基本结构及掺混区后导向器。其特征在于：基于传统燃烧室在掺混区的贫氧燃烧及在预燃区、中间区所产生的大量热会对涡轮叶片的结构及应力强度产生较大的影响，本结构采用在火焰筒掺混区后设置一组导向器装置，一方面是对火焰筒前方过来的燃气流产生一个偏转角度，为后面涡轮结构对燃气流的偏转做准备；另一方面将导向器设置为空心结构，且导向器上设置通气孔，与燃烧室机匣与火焰筒壁面间流过的空气流相连接，且机匣与火焰筒尾部呈楔形闭合结构，主要起到将机匣与火焰筒壁面间的空气流引入火焰筒对燃气流进行冷却作用，这种冷却结构应起到很好的冷却效果。

所述火焰筒内导向器，其特征在于：导向器设计在火焰筒内部即掺混区后，对火焰筒中所产生的高温燃气流及时冷却，未将高温气流持续流到涡轮机组，减小高温燃气流对燃烧室的持续损耗，间接缩短发动机长度，减轻发动机总重量。所设计导向器具有一定角度偏斜，设计角度与涡轮结构偏斜角度相当，绕火焰筒呈周向分布，导向器个数依据压气机-涡轮组确定。所述导向器为空心结构，其材料足以承受在火焰筒中生成的燃气流的高温极限而不产生蠕变，同时减轻整个导向器组重量。所述导向器壁面排列有规则形状小孔，呈插排排列，且导向器空心装置与火焰筒壁面与燃烧室机匣间空气流连通，导向器与火焰筒壁面以焊接方式连接，用以将火焰筒外空气流从导向器引入，再通过导向器壁面小孔流出，同掺混区流出的高温燃气流充分混合。

所述火焰筒壁面及燃烧室壳体结构，其特征在于：该结构将火焰筒壁面与燃烧室机匣间后段空气流大部分通入导向器，燃烧室机匣逐步向火焰筒壁面收缩，呈楔形结构，在收缩角处有较小弧度，减小空气流进入导向器阻力。

本发明具有以下有益效果：

这种带有尾部冷却结构的燃烧室，优势在于整个火焰筒燃烧室前端位置，包括燃烧室入口、扩压器、旋流器、喷嘴部分同传统燃烧室主要结构基本不变，仅对后段部分改进，达到较好的冷却效果，使得涡轮前燃气温度达到合适状态，对涡轮结构的耗损降到最低，延长发动机寿命。

附图说明

图1：环形燃烧室局部轮廓图

图2：导向器冷却装置细节图

图3：火焰筒局部细节图

图4：环形燃烧室整体结构图

图中：1-燃烧室机匣，2-旋流器，3-火焰筒壁面，4-导向器冷却装置，5-燃烧室机匣与火焰筒连接部分，6-冷却孔，7-空气导入区。

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、图4，本发明为一种带有尾部冷却结构的燃烧室。图1为环形燃烧室局部轮廓图，图2为导向器冷却装置细节图，图3为火焰筒局部细节图，图4为环形燃烧室整体结构图。

为了使燃烧室内燃烧完全后出来的温度符合涡轮前最高温度极限，在火焰筒末端添加一组导向器冷却装置。从压气机出来的冷空气流流过扩压器，进入燃烧室内部，依靠旋流器2及火焰筒作用，一部分气流穿过旋流器，在火焰筒内与燃油混合燃烧，另一部分气流沿燃烧室机匣壁1和火焰筒外壁面3流动，经主燃孔、中间孔、掺混孔流入一部分气体进入燃烧室，起到掺混、局部冷却的作用，到到达火焰筒掺混区后部，冷却效果不明显，在其后部添加一组导向器冷却装置4，并通过焊接与火焰筒壁面相连，流过掺混孔的剩余气流靠燃烧室机匣与火焰筒连接部分5，内缩楔形结构向火焰筒外壁面靠近，在接近位置以一弧度连接，将外壁面冷空气逐渐从空气导入区7导入导向器，增加冷空气量，大量冷空气流靠冷却孔6进入火焰筒，与来流的高温热燃气混合，一方面可能对未完全燃烧的气体进行二次燃烧，增大燃烧效率，保证燃烧室出口气流无污染物，另一方面增大气流掺混面积，缩短燃气流流经路径对燃烧室造成的耗损。冷却装置的导向结构促使形成的混合气流随导向器呈一角度流入涡轮组，为混气流后续膨胀加速过程做准备，使燃烧室设计最优化。