[发明专利]一种双层壁冲击冷却装置及应用

说明书

本发明一种双层壁冲击冷却装置及应用，属于航空发动机领域；包括冷侧平板、热侧平板和中空扰流柱，所述冷侧平板位于冷气通道一侧，其上开有若干冲击孔；所述热侧平板位于高温燃气通道一侧；所述冷侧平板和热侧平板之间设置有若干中空扰流柱，形成含中空扰流柱的中间通道，并通过中空扰流柱内的中空孔将冷气通道与高温燃气通道连通。本发明充分利用了抽吸加强冲击对流冷却和中空孔易出流的形成气膜层的优点，减低隔热屏的温度分布以及温度梯度，达到高效冷却的目的。

技术领域

本发明属于航空发动机领域，具体涉及一种双层壁冲击冷却装置及应用。

背景技术

军用战机在短距起飞以及快速机动时，在发动机最大油门开度之外，往往通过加力燃烧来获得额外推力。由于加力燃烧室空间有限，还在燃烧的燃气以斜冲击形式作用在发动机收敛段喷管壁上，容易造成燃气倒灌，并引起严重后果。研究表明，此时尾喷管的燃气温度将高达2000K以上[1]。另外，发动机喷管入口到出口压力梯度较大，容易造成扩张段燃气的强烈抽吸，加剧了收敛段倒灌现象的发生。

冲击双层壁气膜冷却技术是现代发动机高温部件先进冷却方式之一，在冷气形成气膜之前，能够充分利用冲击换热系数高的优点，达到局部强化换热的效果。现有文献中对比了新型冲击/发散冷却层板隔热屏冷却性能，论证其应用于加力燃烧室的可行性，与波纹板隔热屏和单层平板隔热屏进行了相同工况的对比分析，结果表明冲击/发散冷却层板隔热屏具有较好的冷却效果。双层壁结构有结构强化作用，同时气膜孔出流的同时并具有一定的防振效果，能提升加力燃烧室的寿命和可靠性。

现有技术利用了冲击+气膜冷却结构，并利用贯穿两层壁面的柱内气膜孔增强换热效果。该结构虽然能达到较好的换热效果，但双层壁内部流动阻力较大，受主次流总压比变化的影响较大，在小压比情况下不容易出流，不适宜应用在发动机喷管的收敛段。现有技术中记载的扰流柱结构，虽然具有较高的冷却效果，但结构相对复杂，由于较大的开孔率，由此产生的热应力会比较大。

目前国内外均开始对降低双层壁内部流阻的方法进行研究，例如在靶面添加凹坑，以及改变扰流柱的形状等方法，但受限于流体在冲击-气膜情况下，气流经过的较大的转折和旋涡，流动损失较大，改进的效果尚不显著。先进航空发动机加力燃烧室较短，燃烧火焰斜冲击作用到喷管的收敛段上，用于壁面气膜冷却的冷却气不容易出流，难以对壁面形成有效保护，此时壁面温度超过金属材料耐温极限，容易对壁面造成烧蚀。传统多孔结构平板冷效较低，难以形成对收敛段壁面的有效保护，而冲击-气膜双层壁结构由于内部流动阻力较大，很容易发生燃气倒灌。此外，由于扩张段燃气的低压抽吸作用，导致大部分冷却气被抽吸到工作条件较温和的扩张段，一定程度上造成了冷气的浪费，同时加剧了收敛段的燃气倒灌的发生。

发明内容

要解决的技术问题：

为了避免现有技术的不足之处，本发明提供一种双层壁冲击冷却装置，采用双层壁结合中空扰流柱的结构，充分利用了抽吸加强冲击对流冷却和中空孔易出流的形成气膜层的优点，减低隔热屏的温度分布以及温度梯度，达到高效冷却的目的。

本发明的技术方案是：一种双层壁冲击冷却装置，包括冷侧平板、热侧平板和中空扰流柱，所述冷侧平板位于冷气通道一侧，其上开有若干冲击孔；所述热侧平板位于高温燃气通道一侧；

所述冷侧平板和热侧平板之间设置有若干中空扰流柱，形成含中空扰流柱的中间通道，并通过中空扰流柱内的中空孔将冷气通道与高温燃气通道连通。

本发明的进一步技术方案是：所述中空扰流柱和冲击孔为交错布置。

本发明的进一步技术方案是：所述中空扰流柱的中空孔孔径D_i在0.5-5mm之间，孔倾角为30°-90°。

本发明的进一步技术方案是：所述中空孔的展向孔间距P_z和流向孔间距S_z为3-10倍的中空孔孔径D_i，中空孔在流向上呈正菱形分布。