航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却定位结构.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN110925797A(43)申请公布日2020.03.27(21)申请号201911234824.4(22)申请日2019.12.05(71)申请人中国航发四川燃气涡轮研究院地址610500四川省成都市新都区新军路六号(72)发明人卢加平房人麟时远李九龙张伟桂韬邓远灏黄顺洲(74)专利代理机构北京清大紫荆知识产权代理有限公司11718代理人张梦龙(51)Int.Cl.F23R3/42(2006.01)F23R3/58(2006.01)F23R3/60(2006.01)权利要求书1页说明书4页附图2页(54)发明名称航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却定位结构(57)摘要本发明是一种带角度的航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却定位结构，该结构适用于各类环形燃烧室，主要由旋流器安装座(12)、头部转接段(13)、挡溅盘(15)和自锁螺母(14)等组成。该结构使火焰筒头部结构简单可行，能有效降低头部各元件温度，冷却效果好；相较于传统焊接头部的燃烧室火焰筒，本发明火焰筒只需单独加工好旋流器安装座及挡溅盘，然后组装，可极大的提高生产效率；挡溅盘受热时可以向四周膨胀，释放热应力，提高了挡溅盘的寿命，从而增加火焰筒的寿命；同时，若挡溅盘受损，可以及时更换零件，有利于维护，具有较好的经济性和非常强的实际应用价值。CN110925797ACN110925797A权利要求书1/1页1.航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却连接结构，其特征在于，包括旋流器安装座(12)、头部转接段(13)、挡溅盘(15)，所述挡溅盘(15)前端与头部转接段(13)后端连接，头部转接段(13)前端与旋流器安装座(12)后端连接，在旋流器安装座(12)与头部转接段(13)之间、头部转接段(13)与挡溅盘(15)之间形成冷却通道。2.根据权利要求1所述的航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却连接结构，其特征在于，所述头部转接段(13)上设有气膜孔(19)，所述气膜孔(19)为通孔，冷却气流从头部转接段(13)前端通过气膜孔(19)进入头部转接段(13)与挡溅盘(15)之间的冷却通道。3.根据权利要求2所述的航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却连接结构，其特征在于，所述气膜孔(19)有若干个；所述气膜孔(19)为直孔、斜孔或带复合倾角的多斜孔中的一种或多种。4.根据权利要求2所述的航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却连接结构，其特征在于，所述头部转接段(13)与挡溅盘(15)之间的冷却通道包括通向火焰筒承力壁的冷却通道和通向火焰筒头部的冷却通道。5.根据权利要求4所述的航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却连接结构，其特征在于，所述挡溅盘(15)前端设置T形凸台(25)与矩形导流槽(26)，头部转接段(13)后端设置环形凸台(17)，所述T形凸台(25)与环形凸台(17)对接固定，矩形导流槽(26)形成通向火焰筒头部的冷却通道。6.根据权利要求3所述的航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却连接结构，其特征在于，旋流器安装座(12)的凸耳(22)后端设置圆柱形凸台，凸台与头部转接段(13)前端对接固定，所述凸耳(22)与头部转接段(13)形成间隙，凸耳(22)不遮挡气膜孔(19)。7.根据权利要求6所述的航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却连接结构，其特征在于，旋流器安装座(12)、头部转接段(13)、挡溅盘(15)，通过螺栓和自锁螺母(14)固定连接，所述螺栓从凸耳(22)的孔内穿过。8.根据权利要求7所述的航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却连接结构，其特征在于，所述头部转接段(13)前端设置环形凸台(16)，旋流器安装座(12)后端设置环形凹槽(21)，所述环形凸台(16)与环形凹槽(21)为止口定位连接固定。9.根据权利要求1到8任意一项所述的航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却连接结构，其特征在于，所述头部转接段(13)中心线与发动机中心线成0°～30°。2CN110925797A说明书1/4页航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却定位结构技术领域[0001]本发明属于航空发动机领域，主要涉及航空发动机燃烧室火焰筒头部冷却定位结构。背景技术[0002]燃烧室设计要求头部组件有一定的进气量，对于现代燃烧室的发展趋势，在流量分配方面，就是进入头部区域的百分数增加，大部分气流将从头部进入火焰筒。为改善污染排放特性和燃烧室的点火和熄火特性，火焰筒的头部高度比常规燃烧室设计更大，头部装置尺寸也更大，结构也更为复杂，因此选择恰当的火焰筒头部冷却结构形式对于保证燃烧室性能和火焰筒寿命非常重要。[0003]航空发动机燃烧室的火焰筒一般由帽罩、火焰筒头部、火焰筒外环、火焰筒内环组成，其中火焰筒头部一般包括挡溅盘、头部转接段和旋流器安装座等。头部转接段将火焰筒帽罩及内外环连接形成火焰筒的