CN113266428B - 一种航空发动机用错排孔板旋转活塞冷却结构 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种航空发动机用错排孔板旋转活塞冷却结构，包括均布设置在燃烧室火焰筒壁，燃烧室火焰筒壁的上侧为冷流侧，下侧为热流侧，其中：燃烧室火焰筒壁上开设有上下贯通的安装槽，安装槽中安装有旋转活塞，旋转活塞限位在安装槽中，并能在安装槽中旋转，旋转活塞上表面安装扇叶，扇叶在燃烧室火焰筒壁上侧的冷流作用下，带动旋转活塞转动，旋转活塞上开设有上下贯穿的斜孔流道，斜孔流道倾斜设置，使得经斜孔流道进入热流侧的冷流贴于燃烧室火焰筒壁下壁面，同时，由于旋转活塞的转动，使得经斜孔流道进入热流侧的冷流向斜孔流道四周均匀布散。本发明能大大提高孔板下表面孔四周冷却效率，避免冷气浪费。
Description
技术领域
本发明涉及发动机的技术领域，尤其涉及一种航空发动机用错排孔板旋转活塞冷却结构。
背景技术
随着航空发动机和燃气轮机的不断发展，其推重比的需求不断提高，为提高其循环效率，压气机的增压比和涡轮进口燃气温度也不断被提高。目前，推重比为10的发动机压气机增压比已达到30，涡轮进口燃气温度接近2000K，超过航空材料的耐温极限。而航空材料的发展又难以跟上所需温度的上升，故对燃烧室火焰筒壁及涡轮叶片的冷却提出了更高的要求，特别是在燃烧室的主燃孔中，气膜往下覆盖不长，孔板也较短，因此发展高效冷却技术成为航空领域的研究热点问题之一。气膜冷却是燃气涡轮发动机高温部件的主要冷却措施，其主要原理是通过缝隙或孔以一定角度引入一股温度较低的二次流体，将高温主流与壁面隔离开来，借以对紧接喷吹处下游表面进行保护的一种冷却方法。相较于内部冷却（如射流冲击、肋壁通道、扰流柱等），气膜射流冷却能力的提高对冷却结构总体冷却效果的提升意义更为明显。
而在气膜冷却中错排多斜孔冷却是一种较为常见的冷却技术。其主要建立在平板模型的基础上，传统的圆孔气膜射流在孔下游会形成肾型涡对，加剧冷气与热气掺混，引起冷却性能的降低。并且当吹风比较高时因射流脱壁，下游无法稳定气膜覆盖，另外在周向也很难达到均匀冷却效果。并且难以控制冷气进气量，容易造成进气比过大冷气浪费而进气比过小冷却效果不好等结果。
发明内容
本发明的目的是为了解决背景技术中提及的问题，提供一种航空发动机用错排孔板旋转活塞冷却结构。
为实现上述技术目的，本发明采取的技术方案为：
一种航空发动机用错排孔板旋转活塞冷却结构，包括均布设置在燃烧室火焰筒壁，燃烧室火焰筒壁的上侧为冷流侧，下侧为热流侧，其中：燃烧室火焰筒壁上开设有上下贯通的安装槽，安装槽中安装有旋转活塞，旋转活塞限位在安装槽中，并能在安装槽中旋转，旋转活塞上表面安装扇叶，扇叶在燃烧室火焰筒壁上侧的冷流作用下，带动旋转活塞转动，旋转活塞上开设有上下贯穿的斜孔流道，斜孔流道倾斜设置，使得经斜孔流道进入热流侧的冷流贴于燃烧室火焰筒壁下壁面，同时，由于旋转活塞的转动，使得经斜孔流道进入热流侧的冷流向斜孔流道四周均匀布散。
为优化上述技术方案，采取的具体措施还包括：
上述的安装槽的上侧还设置有限制槽，限制槽内能固定安装盖板，盖板接触旋转活塞上表面时，盖板与旋转活塞摩擦配合，降低旋转活塞转速，从而降低扇叶造成的噪声。
上述的限制槽的槽壁上设置有螺纹，盖板的四周设置有对应的螺纹体，盖板通过螺纹固定安装在限制槽中，并通过螺纹调整与旋转活塞之间的距离。
上述的旋转活塞与安装槽侧壁之间的间隙宽度为旋转活塞圆面直径的3%-5%。
上述的安装槽为双阶梯形槽结构，其中，上层阶梯的直径大于下层阶梯，相应的旋转活塞由上部活塞体和下部活塞体组成，上部活塞体的直径大于下部活塞体，斜孔流道的上端开口开设在上部活塞体上表面，斜孔流道的下端开口开设在下部活塞体的下表面。
上述的上部活塞体下表面与上层阶梯的下表面之间间隙配合，上部活塞体上开设有周向引流孔，周向引流孔一端与斜孔流道连通，另一端开设在上部活塞体的周面上，使得斜孔流道内的冷流能经周向引流孔进入旋转活塞与安装槽之间的间隙中，托起旋转活塞。
上述的燃烧室火焰筒壁的下侧沿着安装槽设置有上窄下宽的无顶锥形流道，从斜孔流道流出的冷流经无顶锥形流道进入燃烧室火焰筒壁的热流侧。
上述的周向引流孔的数量为四个，等间距布设在上部活塞体上。
本发明的新型多斜孔板椭球摆冷却结构，具有以下优点：
1、本发明创新性地在燃烧室火焰筒壁上设置了旋转活塞，并在旋转活塞上设置扇叶和斜孔流道，利用扇叶带动旋转活塞转动， 从而使斜孔流道的出口角度一直变化，经斜孔流道进入热流侧的冷流向斜孔流道四周均匀布散，大大提高孔板下表面孔四周冷却效率，避免冷气浪费。
2、旋转活塞结构可以根据吹风比的不同自动调整转速，将冷气散布到传统气膜冷却无法冷却到的区域，增大冷气覆盖面积。
3、螺纹盖板结构保证了旋转活塞不会由于冷气量的波动而随意摆动，并且可以根据螺纹盖板的旋入深入程度不同控制冷却效果和产生噪音的情况。
4、活塞上部分流道内壁打通四个互相垂直且周向排布的引流孔，引一小部分气流到下层阶梯并使气流充满整个安装槽，使旋转活塞浮起从而减少旋转阻力。旋转活塞的转速可以随着沿程冷气量的变化而自动调节，斜孔流道冷气出气旋转速度也对应的得到调节，构成一个无需外界供能的自适应引流***。
5、旋转活塞下部和孔板下表面沿流道开出无顶锥形流道，使气流流动过程损失减小。在阶梯孔和活塞间留出约占圆直径3%到5%的空隙，既可以保证流道内气体通过小孔充满腔室保证旋转活塞的自由转动又不至于从间隙大量流出影响主流流动。
附图说明
图1是传统的孔板冷却区域结构示意图；
图2是本发明的错排孔板旋转活塞冷却区域结构示意图；
图3是传统错排多斜孔板整体冷却结构的示意图；
图4是第一实例旋转活塞结构示意图；
图5是第二实例旋转活塞结构示意图；
图6是第一实例旋转活塞结构剖视图；
图7是第二实例旋转活塞结构剖视图；
图8是第一实例扇叶结构图；
图9是第二实例扇叶结构图；
图10是安装槽的结构示意图；
图11是盖板的结构示意图；
图12是旋转活塞的立体图一；
图13是旋转活塞的立体图二。
图中标记名称：燃烧室火焰筒壁1、安装槽11、限制槽12、盖板13、旋转活塞2、上部活塞体2a、下部活塞体2b、扇叶21、斜孔流道22、周向引流孔23、无顶锥形流道3。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的实施例作进一步详细描述。
本实施例的一种航空发动机用错排孔板旋转活塞冷却结构，包括均布设置在燃烧室火焰筒壁1，燃烧室火焰筒壁1的上侧为冷流侧，下侧为热流侧，其中：燃烧室火焰筒壁1上开设有上下贯通的安装槽11，安装槽11中安装有旋转活塞2，旋转活塞2限位在安装槽11中，并能在安装槽11中旋转，旋转活塞2上表面安装扇叶21，扇叶21在燃烧室火焰筒壁1上侧的冷流作用下，带动旋转活塞2转动，旋转活塞2上开设有上下贯穿的斜孔流道22，斜孔流道22倾斜设置，使得经斜孔流道22进入热流侧的冷流贴于燃烧室火焰筒壁1下壁面，同时，由于旋转活塞2的转动，使得经斜孔流道22进入热流侧的冷流向斜孔流道22四周均匀布散。
实施例中，安装槽11的上侧还设置有限制槽12，限制槽12内能固定安装盖板13，盖板13接触旋转活塞2上表面时，盖板13与旋转活塞2摩擦配合，降低旋转活塞2转速，从而降低扇叶21造成的噪声。
实施例中，限制槽12的槽壁上设置有螺纹，盖板13的四周设置有对应的螺纹体，盖板13通过螺纹固定安装在限制槽12中，并通过螺纹调整与旋转活塞2之间的距离。
实施例中，旋转活塞2与安装槽11侧壁之间的间隙宽度为旋转活塞2圆面直径的3%-5%。
实施例中，安装槽11为双阶梯形槽结构，其中，上层阶梯的直径大于下层阶梯，相应的旋转活塞2由上部活塞体2a和下部活塞体2b组成，上部活塞体2a的直径大于下部活塞体2b，斜孔流道22的上端开口开设在上部活塞体2a上表面，斜孔流道22的下端开口开设在下部活塞体2b的下表面。
实施例中，上部活塞体2a下表面与上层阶梯的下表面之间间隙配合，上部活塞体2a上开设有周向引流孔23，周向引流孔23一端与斜孔流道22连通，另一端开设在上部活塞体2a的周面上，使得斜孔流道22内的冷流能经周向引流孔23进入旋转活塞2与安装槽11之间的间隙中，托起旋转活塞2。
实施例中，燃烧室火焰筒壁1的下侧沿着安装槽11设置有上窄下宽的无顶锥形流道3，从斜孔流道22流出的冷流经无顶锥形流道3进入燃烧室火焰筒壁1的热流侧。
实施例中，周向引流孔23的数量为四个，等间距布设在上部活塞体2a上。
本发明在壁面打出错排排布的三级阶梯孔(限制槽12为一级，安装槽11的双阶梯形槽为两级)，阶梯孔自上而下的高度比例为4:4:7，每一级阶梯都是圆孔，孔径比为15:11:7。在此比例下可以保证螺纹盖板13和旋转活塞2的合理布置，并且在旋转活塞2下方布置了与斜孔流道22方向一致的无顶锥形流道3，使气流向孔四周布散更加容易，且气流损失减小。
在第一层阶梯孔安装螺纹盖板13，螺纹盖板13和阶梯孔内壁依靠细螺纹连接，可以通过旋转螺纹盖板13控制其与旋转活塞2之间的距离。又由于是细螺纹连接，具有一定的位置自锁性能。当盖板13与活塞面距离较近时，缩小两者间距会增大阻力，削弱活塞的旋转性能，从而影响到冷气冷却的性能，但是可以大幅减小噪音。相对的，当两者距离大时，此时噪音较大但旋转性能较佳且冷却效率高。可以根据实际的应用场景去调整两者之间的距离，增加了设备的适用性。在第二，三层阶梯孔安装旋转活塞2，并与阶梯孔内表面保持旋转活塞2圆面直径3%-5%的间隙。活塞与阶梯孔内壁的间隙低于3%会影响引流孔的引流效果，而导致气流不能充满腔室托起活塞使之自由转动；高于5%则会增加冷流的耗散率导致冷却范围和冷却效率都有所下降。综合考虑两者间隙应维持在圆孔径3%-5%最佳。在旋转活塞2内部布置一条斜孔流道，孔径约为活塞上部分表面圆直径的1/4。斜孔与进气方向呈一定的角度，该角度系数可以影响冷流的流量系数，从而可以引导冷流更好进气，同时也可以让冷流在下壁面较容易朝四周形成贴壁气膜。在活塞上部布置了互相垂直贯通斜孔流道22的周向引流孔23，周向引流孔23孔径约为斜孔流道22孔径的1/20。通过周向引流孔23将气流引导至腔室，推动旋转活塞2上浮，减少旋转时的摩擦损失。在旋转活塞2下部开出无顶锥形流道3，在减小进气损失的同时在气流流向的另一侧有一个弯折角，可以一定程度的防止冷流参混。实例一安装的附面扇叶21共有六片叶片，叶片周向300度均匀排布，避开了斜孔流道22的开孔位置，最小限度减小了对进气的影响。实例二选取的风扇由一根轴体和三片圆弧叶片组成，三片圆弧叶片在轴体上部周向360度均匀排布并且叶片长度较为合理不影响进气。实例一的叶片迎风面积更广并且与活塞表面的有效接触面积更大，可以更好地带动活塞旋转，但同时由于其迎风面积大，同时造成的冷气损失相比于实例二较大。而实例一虽然带动活塞旋转的性能有所欠缺但其冷却损失小。实例一和实例二具有的风扇叶片结构都有沿程随着冷气量减小而减小转速的自适应调节功能。可以根据具体的使用场景选择性的使用实例一和实例二。
以上仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，应视为本发明的保护范围。
Claims (8)
1.一种航空发动机用错排孔板旋转活塞冷却结构，包括均布设置在燃烧室火焰筒壁(1)上的安装槽(11)，所述的燃烧室火焰筒壁(1)的上侧为冷流侧，下侧为热流侧，其特征是：所述的燃烧室火焰筒壁(1)上开设有上下贯通的安装槽(11)，所述的安装槽(11)中安装有旋转活塞(2)，所述的旋转活塞(2)限位在安装槽(11)中，并能在安装槽(11)中旋转，所述的旋转活塞(2)上表面安装扇叶(21)，所述的扇叶(21)在燃烧室火焰筒壁(1)上侧的冷流作用下，带动旋转活塞(2)转动，所述的旋转活塞(2)上开设有上下贯穿的斜孔流道(22)，所述的斜孔流道(22)倾斜设置，使得经斜孔流道(22)进入热流侧的冷流贴于燃烧室火焰筒壁(1)下壁面，同时，由于旋转活塞(2)的转动，使得经斜孔流道(22)进入热流侧的冷流向斜孔流道(22)四周均匀布散。
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机用错排孔板旋转活塞冷却结构，其特征是：所述的安装槽(11)的上侧还设置有限制槽(12)，所述的限制槽(12)内能固定安装盖板(13)，所述的盖板(13)接触旋转活塞(2)上表面时，盖板(13)与旋转活塞(2)摩擦配合，降低旋转活塞(2)转速，从而降低扇叶(21)造成的噪声。
3.根据权利要求2所述的一种航空发动机用错排孔板旋转活塞冷却结构，其特征是：所述的限制槽(12)的槽壁上设置有螺纹，所述的盖板(13)的四周设置有对应的螺纹体，所述的盖板(13)通过螺纹固定安装在限制槽(12)中，并通过螺纹调整与旋转活塞(2)之间的距离。
4.根据权利要求3所述的一种航空发动机用错排孔板旋转活塞冷却结构，其特征是：所述的旋转活塞(2)与安装槽(11)侧壁之间的间隙宽度为旋转活塞(2)圆面直径的3%-5%。
5.根据权利要求4所述的一种航空发动机用错排孔板旋转活塞冷却结构，其特征是：所述的安装槽(11)为双阶梯形槽结构，其中，上层阶梯的直径大于下层阶梯，相应的旋转活塞(2)由上部活塞体(2a)和下部活塞体(2b)组成，所述的上部活塞体(2a)的直径大于下部活塞体(2b)，所述的斜孔流道(22)的上端开口开设在上部活塞体(2a)上表面，斜孔流道(22)的下端开口开设在下部活塞体(2b)的下表面。
6.根据权利要求5所述的一种航空发动机用错排孔板旋转活塞冷却结构，其特征是：所述的上部活塞体(2a)下表面与上层阶梯的下表面之间间隙配合，所述的上部活塞体(2a)上开设有周向引流孔(23)，所述的周向引流孔(23)一端与斜孔流道(22)连通，另一端开设在上部活塞体(2a)的周面上，使得斜孔流道(22)内的冷流能经周向引流孔(23)进入旋转活塞(2)与安装槽(11)之间的间隙中，托起旋转活塞(2)。
7.根据权利要求6所述的一种航空发动机用错排孔板旋转活塞冷却结构，其特征是：所述的燃烧室火焰筒壁(1)的下侧沿着安装槽(11)设置有上窄下宽的无顶锥形流道(3)，从斜孔流道(22)流出的冷流经无顶锥形流道(3)进入燃烧室火焰筒壁(1)的热流侧。
8.根据权利要求7所述的一种航空发动机用错排孔板旋转活塞冷却结构，其特征是：所述的周向引流孔(23)的数量为四个，等间距布设在上部活塞体(2a)上。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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