一种轴向浮动式回流环形燃烧室大弯管结构的制作方法

[0001]
一种轴向浮动式回流环形燃烧室大弯管结构，本发明属于航空动力技术领域，具体涉及燃气涡轮发动机微小型回流环形燃烧室技术领域。


背景技术：

[0002]
为了满足武装直升机、武器装备和辅助动力装置未来发展需要，航空涡轮发动机的性能也不断提高。80年代以来小型发动机的燃烧室一般都采用回流燃烧室。直流燃烧室中，空气均在火焰筒内直流而过，从进口到出口流动方向基本不变。而回流燃烧室中，气体的流程截然不同，图1给出了回流环形燃烧室气体流动示意图。来自压气机的高压空气从燃烧室末端进入火焰筒外环与燃烧室外套之间的二次流通道，并在流向火焰筒头部的同时，一部分空气经由火焰筒外环上的进气孔和冷却孔进入了火焰筒，而另一部分空气则需绕过火焰筒头部，回转180
°
后才能经由火焰筒内环上的进气孔和冷却孔进入火焰筒。此外，燃烧产物在燃气导管内也需回转180
°
才能最终进入涡轮。参照图1，回流燃烧室包括小弯管、大弯管、外机匣、火焰筒外环、燃油喷嘴、火焰筒内环、燃烧室内机匣、内二股通道、高压涡轮，冷气经进气道进入二股通道，然后进入火焰筒内部随燃油一起加热、燃烧后变为高温燃气，经火焰筒出口、排气弯管后进入高压涡轮膨胀做功。
[0003]
大弯管作为回流燃烧室特有的结构，其需要承受火焰筒内的高温燃气直接冲击，此时的燃气温度高、速度快，故其面临严峻的高温烧蚀问题，且因为其特殊的热冲击和位置，导致大弯管的冷却需要进行精心设计。一般回流燃烧室大弯管的冷却方式有双层壁结构、发散冷却、气膜冷却、冲击冷却以及将这几者相结合的冲击+气膜复合冷却结构、冲击+发散冷却结构等。以冲击+发散冷却结构，如图2所示，其双层壁为燃气外侧的冲击孔壁和燃气内侧的发散孔壁，大弯管外侧冷空气通过冲击孔壁上的冲击孔进入大弯管内腔，对发散孔壁面进行冲击冷却，发散孔壁面存在大量发散孔，大弯管内部的冷却气体通过发散孔在大弯管燃气侧壁面形成一层冷却气膜，用以对大弯管进行冷却。
[0004]
双层壁加工复杂，大量发散孔、冷却孔会使加工成本上升。且双层壁结构起始端的冷却效果较差，温度分布呈“前热后冷”。针对微小型回流燃烧室，若采用传统大弯管冷却方式，会增加制造成本和加工复杂性，且对于日益提高的燃烧室温升不再适合。
[0005]
针对微小型回流燃烧室，现有的大弯管冷却方式存在的缺陷有，第一，不能根据发动机的不同工况来实现自主调节大弯管内壁的温度，大弯管的使用寿命短，第二加工复杂，制造成本高，第三，双层壁结构起始端的冷却效果较差，温度分布呈“前热后冷”。


技术实现要素：

[0006]
本发明的目的在于：提供一种轴向浮动式回流环形燃烧室大弯管结构，以解决现有的冷却方式不能根据发动机的不同工况来实现自主调节大弯管内壁的温度，大弯管的使用寿命短的缺陷。
[0007]
本发明采用的技术方案如下：
[0008]
一种轴向浮动式回流环形燃烧室大弯管结构，包括扩压器组件，火焰筒组件，涡轮导向器组件，所述扩压器组件上设置有多个弹性支撑件，所述弹性支撑件与所述火焰筒组件之间设置有大弯管，所述大弯管固定在所述涡轮导向器组件上，所述大弯管与所述火焰筒组件之间形成冷却间隙。
[0009]
本申请的技术方案中，弹性支撑件安装于扩压器组件上，大弯管安装于涡轮导向器组件上，弹性支撑件与大弯管无固定连接，与大弯管仅为表面接触，用于限制大弯管轴向伸缩，伸缩量提供的支撑力与火焰筒高温燃气气动力变化近似或一致，大弯管依靠涡轮导向器组件和弹性支撑件限制轴向运动，大弯管与火焰筒组件之间的冷却间隙由弹性支撑件提供的支撑力和火焰筒组件内燃气冲力大弯管形成的气动力共同作用下形成，发动机不同工况下，高温燃气冲击形成的气动力不同，使大弯管与火焰筒组件之间形成不同大小的冷却间隙，空气通过冷却间隙在大弯管燃气侧壁形成贴壁射流，贴壁射流的作用，一是避免高温燃气与大弯管壁面直接接触，二是与壁面进行对流换热，降低大弯管壁面附近的燃气温度，减少高温燃气的热辐射，增加了大弯管的使用寿命，不同间隙值进入的冷却空气不同，冷却效果不同；大弯管与火焰筒组件分体式设置，同时大弯管与弹性支撑件之间也是分体式设置，均无固定连接，大弯管为单独成型加工，简化了加工工艺，并能够降低制造成本。通过大弯管与火焰筒组件的分体设置，二者之间无固定连接，同时弹性支撑件与大弯管之间无固定连接，与大弯管仅为表面接触，用于限制大弯管轴向运动，使大弯管与火焰筒组件之间形成冷却间隙，在发动机不同工况下，燃气冲击气动力不同，弹性支撑件的支撑力随压缩量变化而变化，两个力形成动态平衡，随之出现不同大小的冷却间隙，不同间隙值进入的冷却空气不同，冷却效果不同，实现了自主调节大弯管内壁的温度的效果，同时增加了大弯管的使用寿命。
[0010]
优选的，所述火焰组件包括火焰筒外壳和火焰筒内壳，所述大弯管与所述火焰筒外壳尾部壁面相吻合且形成所述冷却间隙。大弯管与火焰筒外壳尾部壁面局部贴合，贴合部位的形状一致。
[0011]
优选的，所述冷却间隙的范围为0-1.5mm。更为优选的，所述冷却间隙可以是0mm、0.2mm、0.4mm、0.6mm、0.8mm、1mm、1.2mm、1.3mm、1.5mm。
[0012]
优选的，所述大弯管外环最远端设置有小翻边。大弯管与火焰筒外壳尾部壁面局部贴合，贴合部位的形状一致，在大弯管外环最远端设置有小翻边结构，用于高效引入冷却气流。
[0013]
优选的，所述大弯管靠近所述涡轮导向器组件的一侧设置有多排小孔，每排所述小孔均沿所述大弯管周向分布。
[0014]
更为优选的，所述小孔在所述大弯管壁面的间隔为4-8mm，每个所述小孔的射流角为0-20
°
。
[0015]
更为优选的，每排所述小孔在所述大弯管壁面的间隔为6mm，每个所述小孔的射流角为10
°
。优选为三排小孔，每排小孔沿壁面间隔一致，用以引入冷却空气对大弯管后段和涡导叶根进行冷却。
[0016]
优选的，所述弹性支撑件设置有3-6个。
[0017]
优选的，每个所述弹性支撑件的中心轴线过所述大弯管曲度的最大点，弹性支撑件的中心轴过大弯管曲度最大点，使大弯管可以沿轴向进行伸缩，伸缩量提供的支撑力与
火焰筒高温燃气气动力变化近似或一致。
[0018]
本发明的大弯管应用于回流燃烧室，燃烧室上有本领域常规的燃烧室进口、喷嘴等。
[0019]
综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：
[0020]
1、通过大弯管与火焰筒组件及大弯管与弹性支撑件的分体设置，使大弯管与火焰筒组件之间形成冷却间隙，在发动机不同工况下，燃气冲击气动力不同，弹性支撑件的支撑力随压缩量变化而变化，两个力形成动态平衡，随之出现不同大小的冷却间隙，不同间隙值进入的冷却空气不同，冷却效果不同，实现了自主调节大弯管内壁的温度的效果，同时增加了大弯管的使用寿命；
[0021]
2、大弯管在轴向上受到两个力作用，一个是弹性支撑件提供的支撑力，一个是高温燃气冲击大弯管形成的气动力，发动机不同工况下，燃气冲击气动力不同，弹性支撑件的支撑力随压缩量变化而变化，两个力形成动态平衡，随之出现不同大小的冷却间隙，以获得和高温燃气相匹配的冷却空气；
[0022]
4、大弯管与火焰筒外壳尾部壁面局部贴合，贴合部位的形状一致，在大弯管外环最远端设置有小翻边结构，用于高效引入冷却气流；
[0023]
5、大弯管与火焰筒组件之间的冷却间隙形成的贴壁气流随射流深度增加而逐渐减弱，对大弯管后段冷却效果差，容易产生“前冷后热”的温度分布，开三排小孔引入冷却空气，对贴壁射流无法提供有效冷却效果的大弯管后段和涡导叶根进行冷却，减小大弯管整体温度梯度，提高大弯管使用寿命；
[0024]
6、本发明的大弯管应用于回流燃烧室时具有良好的壁面冷却效果和高温燃气掺混效果，可有效降低大弯管壁面温度梯度，改善高温烧蚀问题，从而提高大弯管的强度和使用寿命，同时该大弯管结构简单、强度高、加工简便且成本低。
附图说明
[0025]
图1为现有技术中回流燃烧室的结构示意图；
[0026]
图2为现有技术中冲击+发散冷却结构示意图；
[0027]
图3为本发明大弯管结构的结构示意图；
[0028]
图4为本发明图3中i的放大图；
[0029]
图5为本发明冷却间隙的结构示意图；
[0030]
图6为本发明大弯管上三排小孔的结构示意图。
具体实施方式
[0031]
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
[0032]
实施例1
[0033]
如图3-5所示，一种轴向浮动式回流环形燃烧室大弯管结构，包括扩压器组件，火焰筒组件，涡轮导向器组件，所述扩压器组件上设置有多个弹性支撑件，所述弹性支撑件与所述火焰筒组件之间设置有大弯管，每个所述弹性支撑件的中心轴线过所述大弯管曲度的
最大点，所述大弯管固定在所述涡轮导向器组件上，所述大弯管与所述火焰筒组件之间形成冷却间隙。
[0034]
本申请的技术方案中，弹性支撑件安装于扩压器组件上，大弯管安装于涡轮导向器组件上，弹性支撑件与大弯管无固定连接，与大弯管仅为表面接触，用于限制大弯管轴向伸缩，伸缩量提供的支撑力与火焰筒高温燃气气动力变化近似或一致，大弯管依靠涡轮导向器组件和弹性支撑件限制轴向运动，大弯管与火焰筒组件之间的冷却间隙由弹性支撑件提供的支撑力和火焰筒组件内燃气冲力大弯管形成的气动力共同作用下形成，发动机不同工况下，高温燃气冲击形成的气动力不同，使大弯管与火焰筒组件之间形成不同大小的冷却间隙，空气通过冷却间隙在大弯管燃气侧壁形成贴壁射流，贴壁射流的作用，一是避免高温燃气与大弯管壁面直接接触，二是与壁面进行对流换热，降低大弯管壁面附近的燃气温度，减少高温燃气的热辐射，增加了大弯管的使用寿命，不同间隙值进入的冷却空气不同，冷却效果不同；大弯管与火焰筒组件分体式设置，同时大弯管与弹性支撑件之间也是分体式设置，均无固定连接，大弯管为单独成型加工，简化了加工工艺，并能够降低制造成本。通过大弯管与火焰筒组件的分体设置，二者之间无固定连接，同时弹性支撑件与大弯管之间无固定连接，与大弯管仅为表面接触，用于限制大弯管轴向运动，使大弯管与火焰筒组件之间形成冷却间隙，在发动机不同工况下，燃气冲击气动力不同，弹性支撑件的支撑力随压缩量变化而变化，两个力形成动态平衡，随之出现不同大小的冷却间隙，不同间隙值进入的冷却空气不同，冷却效果不同，实现了自主调节大弯管内壁的温度的效果，同时增加了大弯管的使用寿命。
[0035]
本发明的大弯管应用于回流燃烧室，燃烧室上有本领域常规的燃烧室进口、喷嘴等。
[0036]
实施例2
[0037]
如图3-5所示，在实施例1的基础上，所述火焰组件包括火焰筒外壳和火焰筒内壳，所述大弯管与所述火焰筒外壳尾部壁面相吻合且形成所述冷却间隙。大弯管与火焰筒外壳尾部壁面局部贴合，贴合部位的形状一致。
[0038]
实施例3
[0039]
如图3-5所示，在实施例1或2的基础上，所述冷却间隙的范围为0-1.5mm。更为优选的，所述冷却间隙可以是0mm、0.2mm、0.4mm、0.6mm、0.8mm、1mm、1.2mm、1.3mm、1.5mm。
[0040]
实施例4
[0041]
如图4-5所示，在实施例1或2的基础上，所述大弯管外环最远端设置有小翻边。大弯管与火焰筒外壳尾部壁面局部贴合，贴合部位的形状一致，在大弯管外环最远端设置有小翻边结构，用于高效引入冷却气流。
[0042]
实施例5
[0043]
如图6所示，在实施例1或2的基础上，所述大弯管靠近所述涡轮导向器组件的一侧设置有多排小孔，每排所述小孔均沿所述大弯管周向分布。
[0044]
实施例6
[0045]
如图6所示，在实施例5的基础上，所述小孔在所述大弯管壁面的间隔为4-8mm，每个所述小孔的射流角为0-20
°
。
[0046]
实施例7
[0047]
如图6所示，在实施例6的基础上，每排所述小孔在所述大弯管壁面的间隔为6mm(每排小孔之间的距离)，每个所述小孔的射流角为10
°
。优选为三排小孔，每排小孔沿壁面间隔一致，用以引入冷却空气对大弯管后段和涡导叶根进行冷却。
[0048]
实施例8
[0049]
如图3所示，在实施例1的基础上，所述弹性支撑件设置有3-6个。
[0050]
实施例9
[0051]
如图3所示，在实施例1的基础上，每个所述弹性支撑件的中心轴线过所述大弯管曲度的最大点，弹性支撑件的中心轴过大弯管曲度最大点，使大弯管可以沿轴向进行伸缩，伸缩量提供的支撑力与火焰筒高温燃气气动力变化近似或一致。
[0052]
本发明的大弯管应用于回流燃烧室，燃烧室上有本领域常规的燃烧室进口、喷嘴等。
[0053]
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

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