壳体、火焰筒的冷却结构以及燃烧室制造技术

本实用新型专利技术公开了一种壳体、火焰筒的冷却结构以及燃烧室，涉及航空发动机技术领域。解决了现有技术存在火焰筒的冷却效率较低的技术问题。该壳体，包括壳状的本体部以及设置于本体部上的两个以上个通孔，通孔的内径尺寸沿从本体部外到本体部内的方向逐渐缩小。该火焰筒的冷却结构包括承力壳体以及位于承力壳体内的浮动瓦块，承力壳体为本实用新型专利技术提供的壳体。该燃烧室包括火焰筒以及本实用新型专利技术提供的火焰筒的冷却结构。本实用新型专利技术用于降低流经壳体的冷却气流的压力损失，进而提高火焰筒的冷却效率。（*该技术在2022年保护过期，可自由使用*）

【技术实现步骤摘要】

壳体、火焰筒的冷却结构以及燃烧室
本技术涉及航空发动机
，具体涉及一种壳体、一种设置该壳体的火焰筒的冷却结构以及一种设置该火焰筒的冷却结构的燃烧室。
技术介绍
航空发动机的燃烧室火焰筒在温度高达2000K甚至更高温度的燃气中工作，目前任何材料都不能长时间在如此恶劣的环境下工作，因此必须对燃烧室火焰筒进行冷却，以防止被高温燃气烧坏而减少燃烧室或发动机的寿命。目前，用于航空发动机燃烧室火焰筒的基本的冷却方式有气膜冷却、对流气膜冷却、冲击气膜冷却、发散冷却和层板冷却等，其中冲击-多斜孔发散冷却结构是现有技术中比较先进的一种复合冷却形式。冲击-多斜孔发散冷却结构形式为双层壁结构形式。如图I所示，图I中实线箭头表示应用该冲击-多斜孔发散冷却结构的燃烧室火焰筒工作过程中冷却气流的流动方向，虚线箭头表示应用该冲击-多斜孔发散冷却结构的燃烧室火焰筒工作过程中高温燃气的流动方向。 冲击-多斜孔发散冷却结构中外层称为冲击孔壁10，冲击孔壁10在燃烧室火焰筒双层壁结构中称为承力壳体，冲击孔壁10上分布着垂直于内层壁面的多个冲击孔101 ;冲击-多斜孔发散冷却结构中内层称为多斜孔壁20，多斜孔壁20在燃烧室火焰筒双层壁结构中称为浮动瓦块，多斜孔壁20与高温燃气接触，多斜孔壁20上密集分布着与壁面有一夹角的多斜孔 201。长远来看，航空发动机涡轮前燃气温度会越来越高。同时，为了满足燃烧室低污染要求，参与燃烧的空气·量增加，这将进一步降低冷却气量并使冷却气的品质降低。这都将对火焰筒的冷却提出更高的要求，因此需要进一步改进冷却结构以提高其冷却效率以及流量系数。现有技术至少存在以下技术问题由于现有技术中燃烧室的火焰筒的冷却效率较低，并且冷却气流的流量系数也较低，导致现阶段的不少发动机(例如CFM56发动机)所采用的机械加工环带气膜冷却方式无法满足该冷却气量的要求。
技术实现思路
本技术的目的是提出一种壳体、一种设置该壳体的火焰筒的冷却结构以及一种设置该火焰筒的冷却结构的燃烧室，解决了现有技术存在火焰筒的冷却效率较低的技术问题。另外，本技术的优选技术方案还提高了冷却气流的流量系数。为实现上述目的，本技术提供了以下技术方案本技术提供的壳体，包括壳状的本体部以及设置于所述本体部上的两个以上个通孔，其中所述通孔的内径尺寸沿从所述本体部外到所述本体部内的方向逐渐缩小。在一个实施例中，所述通孔的孔壁为曲面形或斜面形，或者，所述通孔的孔壁为曲面形与斜面形的结合。在一个实施例中，所述通孔的孔壁为流线形。在一个实施例中，所述通孔为切削加工而成。在一个实施例中，所述通孔为旋转体状。在一个实施例中，所述通孔所在的所述壳体表面的切面与所述通孔的轴心线之间存在夹角。在一个实施例中,所述夹角为直角、锐角或钝角。本技术提供的火焰筒的冷却结构，包括承力壳体以及位于所述承力壳体内的浮动瓦块，其中所述承力壳体为本技术任一技术方案提供的壳体。在一个实施例中，所述浮动瓦块上设置有两个以上个斜孔或直孔，所述浮动瓦块上的斜孔或直孔的内径尺寸沿背离所述承力壳体的方向逐渐缩小。本技术提供的燃烧室，包括火焰筒以及本技术任一技术方案提供的火焰筒的冷却结构。基于上述技术方案，本技术实施例至少可以产生如下技术效果由于本技术实施例提供的壳体(例如承力壳体)的本体部上的通孔的内径尺寸沿从本体部外到本体部内的方向逐渐缩小(优选为流线形的收缩孔)，所以使冷却气流从本体部外到本体部内的方向往壳体内流动的过程中，冷却气流的流速较高，进而增强了冲击冷却的效果，解决了现有技术存在火焰筒的冷却效率较低的技术问题。同时，由于冷却气流经过通孔从壳体外往壳体内流动的过程中，冷却气流的压力损失以及流动损失均比较小，流动分离的程度与现有技术相比也大为降低，故而冷却气流的流量系数较大，更为理想的满足了燃烧室火焰筒的冷却要求。附图说明此处所说明的附图用来提供对本技术的进一步理解，构成本申请的一部分， 本技术的示意性实施例及其说明用于解释本技术，并不构成对本技术的不当限定。在附图中图I为现有技术提供的火焰筒的冷却结构内承力壳体与浮动瓦块的位置关系的示意图；图2为本技术实施例所提供的燃烧室中设置的火焰筒的冷却结构内承力壳体与浮动瓦块的位置关系的示意图；图3为图2所示通孔的孔壁的形状的立体结构的示意图；图中标记I、壳体;10、冲击孔壁；101、冲击孔；11、本体部；12、通孔；13、切面；14、轴心线；2、浮动瓦块；20、多斜孔壁；201、多斜孔；21、斜孔。具体实施方式下面通过附图图2 图3以及列举本技术的一些可选实施例的方式，对本技术的技术方案(包括优选技术方案)做进一步的详细描述。需要说明的是本实施例中的任何技术特征、任何技术方案均是多种可选的技术特征或可选的技术方案中的一种或几种，为了描述简洁的需要本文件中无法穷举本技术的所有可替代的技术特征以及可替代的技术方案，也不便于每个技术特征的实施方式均强调其为可选的多种实施方式之一， 所以本领域技术人员应该知晓本实施例内的任何技术特征以及任何技术方案均不限制本技术的保护范围，本技术的保护范围应该包括本领域技术人员不付出创造性劳动所能想到的任何替代技术方案。本技术实施例提供了一种冷却气流流入过程中压力损失少、流量系数大的壳体、一种设置该壳体的冷却效果较为理想的火焰筒的冷却结构以及一种设置该火焰筒的冷却结构的燃烧室。下面结合图2 图3对本技术提供的技术方案进行更为详细的阐述，将本技术提供的任一技术手段进行替换或将本技术提供的两个或更多个技术手段互相进行组合而得到的技术方案均应该在本技术的保护范围之内。如图2 图3所示，本技术实施例所提供的壳体1，包括壳状的本体部11以及设置于本体部11上的两个以上个通孔12，其中通孔12的内径尺寸沿从本体部11外到本体部11内的方向逐渐缩小。这种结构的壳体I可以使冷却气流从本体部11外到本体部11内的方向往壳体I 内流动的过程中，冷却气流的流速较高，冷却气流的压力损失、流动损失均较小且流动系数较大。在一个实施例中，通孔12的孔壁为曲面形或斜面形，或者，通孔12的孔壁为曲面形与斜面形的结合。通孔12的孔壁优选为流线形。上述结构比较规则便于批量制造。流线形的孔壁能最大限度的减弱冷却气流经过通孔12时的压力损失以及流动损失。当然，通孔12的孔壁为台阶形等其他形状的技术方案也在本技术的保护范围之内。在一个实施例中，通孔12为切削加工而成。切削加工制造精度以及制造效率较 闻。当然，使用铸造、注塑、冲压等其他方法制造通孔12的技术方案也在本技术的保护范围之内。在一个实施例中，通孔12为旋转体状。旋转体状的通孔12便于加工制造，有利于提高制造效率，而且对冷却气流造成的压力损失、流动损失较小。当然，通孔12为非旋转体状的技术方案也在本技术的保护范围之内。在一个实施例中，通孔12所在的壳体I表面的切面13与通孔12的轴心线14之间存在夹角。可以根据冷却气流流动的方向来决定该夹角的大小，以最大程度的降低冷却气流经过通孔12时的压力损失以及流动损失。在一个实施例中,夹角可以为直角、锐角或钝角。图2和图3所示的夹角为直角。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种壳体，其特征在于，包括壳状的本体部以及设置于所述本体部上的两个以上个通孔，其中：所述通孔的内径尺寸沿从所述本体部外到所述本体部内的方向逐渐缩小。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：李校培，何跃龙，王智勇，范仁钰，陈毓卿，
申请(专利权)人：中航商用航空发动机有限责任公司，
类型：实用新型
国别省市：