一种冷却结构、火焰筒及航空燃气涡轮发动机的制作方法

1.本发明涉及火焰筒冷却技术领域，具体涉及一种陶瓷基复合材料火焰筒冷却结构、火焰筒及航空燃气涡轮发动机。


背景技术：

2.火焰筒是燃气涡轮发动机燃烧室的关键部件，燃油在火焰筒内部燃烧，靠近火焰筒头部的主燃区燃气平均温度高达(2000-2500)k，而目前普遍采用的高温合金最高工作温度在1300k左右。为满足火焰筒使用要求，除采用先进火焰筒壁面冷却技术外，还需要采用新型耐高温、低密度、高强韧性的结构材料，这既是发动机性能不断提高的需要，也是提高航空发动机推重比的关键。sic纤维增强陶瓷基复合材料(cmc-sic)具有高比强、高比模、耐高温、抗烧蚀、抗氧化和低密度等特点,其密度为2～2.5g/cm3,仅是高温合金和铌合金的1/3～1/4,钨合金的1/9～1/10，该材料的长期使用温度为1350℃，可比高温合金提高150～350℃。目前陶瓷基复合材料被广泛应用于航空燃气涡轮发动机的火焰筒上，为保证陶瓷基复合材料火焰筒具有足够的强度和疲劳寿命，要求陶瓷基复合材料火焰筒的壁厚不小于3mm，远大于目前金属基火焰筒的壁厚(0.8～1.2)mm。受发动机尺寸限制，在保证陶瓷基复合材料火焰筒腔体尺寸与金属基火焰筒腔体尺寸相当的情况下，金属基火焰筒上常采用的气膜槽、双层壁冲击以及复合冷却结构难以应用到陶瓷基复合材料火焰筒上。因此需要研究一种适用于陶瓷基复合材料火焰筒上的冷却结构。


技术实现要素：

3.因此，本发明要解决的技术问题在于克服现有技术中金属基火焰筒上的冷却结构难以应用到陶瓷基符合材料火焰筒上，导致缺乏适用于陶瓷基复合材料火焰筒上的冷却结构的缺陷，从而提供一种陶瓷基复合材料火焰筒冷却结构、火焰筒及航空燃气涡轮发动机。
4.根据本发明第一方面提供的一种冷却结构，应用于陶瓷基复合材料火焰筒上，所述冷却结构包括若干个冷却孔组，每个所述冷却孔组均包括沿径向依次贯穿火焰筒的筒面的第一冷却孔和第二冷却孔，所述第二冷却孔连通设置于所述第一冷却孔朝向火焰筒的燃烧通道的一端，且所述第一冷却孔与所述第二冷却孔沿轴向部分错开设置形成台阶状的截面。
5.根据本发明的一种冷却结构，至少具有如下技术效果：通过将每个冷却孔组的第一冷却孔和第二冷却孔在保持相连通的同时沿轴向部分错开设置，使得每个冷却孔组均形成台阶状的截面，相对于采用相同直径的气膜孔沿径向贯穿火焰筒的筒面，本冷却结构既可以增大换热面积又可以延长冷气气流的流经路径，提高冷却效率；同时因为每个冷却孔组的第一冷却孔和第二冷却孔的连接处的通槽是整个冷却孔组的最小孔径处，所以使得冷气经过第一冷却孔进入第一冷却孔和第二冷却孔的连接处的通槽时流速加快，相对于相同直径的气膜孔，便于更多的冷气进入到第一冷却孔内并经过第一冷却孔和第二冷却孔的连接处的通槽更快的进入第二冷却孔内，且冷气从第一冷却孔和第二冷却孔的连接处的通槽
进入到第二冷却孔内后流速会逐渐下降恢复，确保冷气在第二冷却孔内的流动时间，可以对沿径向靠近火焰筒的轴线且温度相对更高的火焰筒壁面部分更好的进行换热，进一步提高冷却效率；冷气在经过第一冷却孔和第二冷却孔并以冷却气流的方式进入到火焰筒的内部后，在燃气的压迫下沿着火焰筒的内壁面形成一层冷却气膜保护火焰筒壁，并配合冷气在流经第一冷却孔和第二冷却孔的过程中的较好的换热冷却作用，能够更加有效的延长陶瓷基复合材料火焰筒的使用寿命。
6.优选地，所述第一冷却孔的孔径与所述第二冷却孔的孔径相同。
7.优选地，所述第一冷却孔与所述第二冷却孔的连通处的孔径设置为所述第一冷却孔的孔径的二分之一。
8.优选地，所述第一冷却孔的孔深与所述第二冷却孔的孔深相同。
9.优选地，所述第一冷却孔和所述第二冷却孔的中心线相平行，所述第一冷却孔的中心线倾斜设置，以与火焰筒内壁形成锐角。
10.优选地，所述第二冷却孔的孔径大于所述第一冷却孔的孔径。
11.优选地，所述冷却孔组沿周向间隔设置有多排，相邻两排所述冷却孔组的排布方式为叉排分布。
12.优选地，所述第一冷却孔和所述第二冷却孔的中心线相平行，所述第一冷却孔的中心线与火焰筒内壁相垂直。
13.根据本发明第二方面提供的一种火焰筒，采用陶瓷基复合材料，所述火焰筒包括筒面以及设置在所述筒面上的冷却结构，所述冷却结构采用上述第一方面提供的冷却结构。
14.根据本发明的一种陶瓷基复合材料火焰筒，至少具有如下技术效果：
15.通过在陶瓷基复合材料火焰筒的筒面上设置有冷却结构，且将每个冷却孔组的第一冷却孔和第二冷却孔在保持相连通的同时沿轴向部分错开设置，使得每个冷却孔组均形成台阶状的截面，相对于采用相同直径的气膜孔沿径向贯穿火焰筒的筒面连通内部的燃烧通道，本火焰筒采用的冷却结构既可以增大换热面积又可以延长冷气气流的流经路径，提高冷却效率；同时因为每个冷却孔组的第一冷却孔和第二冷却孔的连接处的通槽是整个冷却孔组的最小孔径处，所以使得冷气经过第一冷却孔进入第一冷却孔和第二冷却孔的连接处的通槽时流速加快，相对于相同直径的气膜孔，便于更多的冷气进入到第一冷却孔内并经过第一冷却孔和第二冷却孔的连接处的通槽更快的进入第二冷却孔内，且冷气从第一冷却孔和第二冷却孔的连接处的通槽进入到第二冷却孔内后流速会逐渐下降恢复，确保冷气在第二冷却孔内的流动时间，可以对沿径向靠近火焰筒的轴线且温度相对更高的火焰筒壁面部分更好的进行换热，进一步提高冷却效率；冷气在经过第一冷却孔和第二冷却孔并以冷却气流的方式进入到火焰筒的内部后，在燃气的压迫下沿着火焰筒的内壁面形成一层冷却气膜保护火焰筒壁，并配合冷气在流经第一冷却孔和第二冷却孔的过程中的较好的换热冷却作用，能够更加有效的延长陶瓷基复合材料火焰筒的使用寿命。
16.根据本发明第三方面提供的一种航空燃气涡轮发动机，包括陶瓷基复合材料火焰筒以及设置在所述火焰筒的筒面上的冷却结构，所述冷却结构采用上述第一方面提供的冷却结构。
17.根据本发明的一种航空燃气涡轮发动机，至少具有如下技术效果：
18.通过在陶瓷基复合材料火焰筒的筒面上设置有冷却结构，且将每个冷却孔组的第一冷却孔和第二冷却孔在保持相连通的同时沿轴向部分错开设置，使得每个冷却孔组均形成台阶状的截面，相对于采用相同直径的气膜孔沿径向贯穿火焰筒的筒面连通内部的燃烧通道，本发动机采用的冷却结构既可以增大换热面积又可以延长冷气气流的流经路径，提高冷却效率；同时因为每个冷却孔组的第一冷却孔的第二冷却孔的连接处的通槽是整个冷却孔组的最小孔径处，所以使得冷气经过第一冷却孔进入第一冷却孔和第二冷却孔的连接处的通槽时流速加快，相对于相同直径的气膜孔，便于更多的冷气进入到第一冷却孔内并经过第一冷却孔和第二冷却孔的连接处的通槽更快的进入第二冷却孔内，且冷气从第一冷却孔和第二冷却孔的连接处的通槽进入到第二冷却孔内后流速会逐渐下降恢复，确保冷气在第二冷却孔内的流动时间，可以对沿径向靠近火焰筒的轴线且温度相对更高的火焰筒壁面部分更好的进行换热，进一步提高冷却效率；冷气在经过第一冷却孔和第二冷却孔并以冷却气流的方式进入到火焰筒的内部后，在燃气的压迫下沿着火焰筒的内壁面形成一层冷却气膜保护火焰筒壁，并配合冷气在流经第一冷却孔和第二冷却孔的过程中的较好的换热冷却作用，能够更加有效的延长陶瓷基复合材料火焰筒的使用寿命；从而延长发动机的使用寿命。
19.本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。
附图说明
20.为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
21.图1为本发明实施例的冷却结构装配在陶瓷基复合材料火焰筒的筒面上的剖视的主视结构示意图；
22.图2为本发明实施例的冷却结构装配在陶瓷基复合材料火焰筒的筒面上的展开状态的俯视结构示意图；
23.图3为本发明实施例的装配有冷却结构的陶瓷基复合材料火焰筒的立体结构示意图；
24.图4为图3的剖视结构示意图；
25.图5为图3的另一视角的结构示意图。
26.附图标记说明：
27.1-火焰筒、11-筒面、12-火焰筒内环、13-火焰筒外环、14-旋流器；
28.2-冷却孔组、21-第一冷却孔、22-第二冷却孔。
具体实施方式
29.下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
30.在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“垂直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
31.在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
32.此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。
33.sic纤维增强陶瓷基复合材料(cmc-sic)具有高比强、高比模、耐高温、抗烧蚀、抗氧化和低密度等特点,其密度为2～2.5g/cm3,仅是高温合金和铌合金的1/3～1/4,钨合金的1/9～1/10，该材料的长期使用温度为1350℃，可比高温合金提高150～350℃。目前陶瓷基复合材料被广泛应用于航空燃气涡轮发动机的火焰筒上制作成陶瓷基复合材料火焰筒。
34.陶瓷基复合材料火焰筒由于自身材料的原因，为保证陶瓷基复合材料火焰筒具有足够的强度和疲劳寿命，要求陶瓷基复合材料火焰筒的筒面的壁厚不小于3mm，远大于目前金属基火焰筒的壁厚(0.8～1.2)mm。受发动机尺寸限制，在保证陶瓷基复合材料火焰筒腔体尺寸与金属基火焰筒腔体尺寸相当的情况下，金属基火焰筒上常采用的气膜槽、双层壁冲击以及复合冷却结构难以应用到陶瓷基复合材料火焰筒上。若在陶瓷基复合材料火焰筒上采用全发散冷却结构，由于陶瓷基复合材料火焰筒的筒面的壁厚大，为使冷却气贴着火焰筒的内壁面流动以形成冷却保护气膜，保证冷却效果，则要求发散孔与火焰筒的内壁面的夹角≤30
°
，导致发散孔的孔深大，加工成型困难。
35.实施例一
36.如图1和图2所示为本实施例提供的一种冷却结构，应用于陶瓷基复合材料火焰筒1上，所述冷却结构包括若干个冷却孔组2，每个所述冷却孔组2均包括沿径向依次贯穿火焰筒1的筒面11的第一冷却孔21和第二冷却孔22，所述第二冷却孔22连通设置于所述第一冷却孔21朝向火焰筒1的燃烧通道的一端，且所述第一冷却孔21与所述第二冷却孔22沿轴向部分错开设置形成台阶状的截面。可以理解的是，本发明实施例表述的径向和轴向是指图1中所示的径向和轴向。需要说明的是，此处的若干个是指一个或二个及以上。
37.通过将每个冷却孔组2的第一冷却孔21和第二冷却孔22在保持相连通的同时沿轴向部分错开设置，使得每个冷却孔组2均形成台阶状的截面，相对于采用相同直径的气膜孔沿径向贯穿火焰筒1的筒面11，本冷却结构既可以增大换热面积又可以延长冷气气流的流经路径，提高冷却效率；同时因为每个冷却孔组2的第一冷却孔21和第二冷却孔22的连接处的通槽是整个冷却孔组2的最小孔径处，所以使得冷气经过第一冷却孔21进入第一冷却孔21和第二冷却孔22的连接处的通槽时流速加快(此处的压强变小，并与第一冷却孔21的入口处产生更大的压力差)，相对于相同直径的气膜孔，便于更多的冷气进入到第一冷却孔21内并经过第一冷却孔21和第二冷却孔22的连接处的通槽更快的进入第二冷却孔22内，且冷
气从第一冷却孔21和第二冷却孔22的连接处的通槽进入到第二冷却孔22内后流速会逐渐下降恢复，确保冷气在第二冷却孔22内的流动时间，可以对沿径向靠近火焰筒1的轴线且温度相对更高的火焰筒1壁面部分更好的进行换热，进一步提高冷却效率；冷气在经过第一冷却孔21和第二冷却孔22并以冷却气流的方式进入到火焰筒1的内部后，在燃气的压迫下沿着火焰筒1的内壁面形成一层冷却气膜保护火焰筒壁，并配合冷气在流经第一冷却孔21和第二冷却孔22的过程中的较好的换热冷却作用，能够更加有效的延长陶瓷基复合材料火焰筒1的使用寿命。可以理解的是，由于沿径向靠近火焰筒1的轴线的火焰筒壁面部分更加靠近火焰筒1内的燃烧通道，导致该部分的温度略高于火焰筒壁面其它部分的温度。
38.在本发明的一些实施例中，所述第一冷却孔21的孔径与所述第二冷却孔22的孔径相同。这样设置，实现本实施例的冷却结构在陶瓷基复合材料火焰筒1上起到的冷却保护效果与全发散冷却结构在陶瓷基复合材料火焰筒1上起到的冷却保护效果基本相同的基础上，大大降低了加工成型的难度。
39.在本发明的一些实施例中，所述第一冷却孔21与所述第二冷却孔22的连通处的孔径设置为所述第一冷却孔21的孔径的二分之一。这样结构的冷却孔组2能够在确保陶瓷基复合材料火焰筒1具有足够的强度的基础上充分的利用第一冷却孔21和第二冷却孔22的连接处的通槽对冷气气流流入冷却孔组2和流经冷却孔组2的过渡作用，达到较大的换热面积以及达到较佳的冷却效果，进一步提高对陶瓷基复合材料火焰筒1起到的冷却保护效果，从而进一步延长陶瓷基复合材料火焰筒1的使用寿命。
40.在本发明的一些实施例中，所述第一冷却孔21的孔深与所述第二冷却孔22的孔深相同。实现在确保陶瓷基复合材料火焰筒1的筒面11沿径向的厚度的各个位置的强度基本保持一致的基础上进一步降低本实施例的冷却结构的加工成型的难度。
41.在本发明的一些实施例中，所述第一冷却孔21和所述第二冷却孔22的中心线相平行，所述第一冷却孔21的中心线倾斜设置，以与火焰筒1内壁形成锐角。因为第一冷却孔21和第二冷却孔22均与火焰筒1的内壁形成小于九十度的夹角，所以使得第一冷却孔21入口处的冷气不仅仅是受到静压进气，还受到动压进气，相当于总压进气；同时冷气气流从对应的冷却孔组2流出后更贴近火焰筒1的内壁面，并在燃气的压迫下沿着轴向在火焰筒1的内壁面形成一层冷却气膜，且冷却气膜的流动状态也更加稳定，可以进一步提高冷却效率，减少开孔面积。
42.在本发明的一些实施例中，所述第二冷却孔22的孔径大于所述第一冷却孔21的孔径。这种结构的冷却孔组2相对于采用相同的进出口的直径的气膜孔可以减小压力损失，冷却效率更高，进一步提高冷却效果。
43.如图2所示，在本发明的一些实施例中，所述冷却孔组2沿周向等间隔优设有十一排，每排所述冷却孔组2均包括五个沿轴向等间隔布置在所述火焰筒1的筒面11上的冷却孔组2，相邻两排所述冷却孔组2的排布方式为叉排分布。相对于顺排分布，叉排分布的冷却孔组2的对流效果更佳，冷气更便于流入冷却孔组2内，冷却效率更高。可以理解的是，本实施例所述的周向是指图2中的周向。
44.在本发明的一些实施例中，所述第一冷却孔21和所述第二冷却孔22的中心线相平行，所述第一冷却孔21的中心线与火焰筒1内壁相垂直。含有这种结构的冷却孔组2的冷却结构在陶瓷基复合材料火焰筒1上起到的冷却保护效果与全发散冷却结构在陶瓷基复合材
料火焰筒1上起到的冷却保护效果基本相同的基础上，大大降低了加工成型的难度。
45.实施例二
46.如图1至图5所示为本实施例中提供的一种陶瓷基复合材料火焰筒1，包括筒面11以及设置在所述筒面11上的冷却结构，所述冷却结构采用实施例一所述的冷却结构。
47.本发明实施例通过在陶瓷基复合材料火焰筒1的筒面11上设置有冷却结构，且将每个冷却孔组2的第一冷却孔21和第二冷却孔22在保持相连通的同时沿轴向部分错开设置，使得每个冷却孔组2均形成台阶状的截面，相对于采用相同直径的气膜孔沿径向贯穿火焰筒1的筒面11连通内部的燃烧通道，本火焰筒1采用的冷却结构既可以增大换热面积又可以延长冷气气流的流经路径，提高冷却效率；同时因为每个冷却孔组2的第一冷却孔21和第二冷却孔22的连接处的通槽是整个冷却孔组2的最小孔径处，所以使得冷气经过第一冷却孔21进入第一冷却孔21和第二冷却孔22的连接处的通槽时流速加快，相对于相同直径的气膜孔，便于更多的冷气进入到第一冷却孔21内并经过第一冷却孔21和第二冷却孔22的连接处的通槽更快的进入第二冷却孔22内，且冷气从第一冷却孔21和第二冷却孔22的连接处的通槽进入到第二冷却孔22内后流速会逐渐下降恢复，确保冷气在第二冷却孔22内的流动时间，可以对沿径向靠近火焰筒1的轴线且温度相对更高的火焰筒壁面部分更好的进行换热，进一步提高冷却效率；冷气在经过第一冷却孔21和第二冷却孔22并以冷却气流的方式进入到火焰筒1的内部后，在燃气的压迫下沿着火焰筒1的内壁面形成一层冷却气膜保护火焰筒壁，并配合冷气在流经第一冷却孔21和第二冷却孔22的过程中的较好的换热冷却作用，能够更加有效的延长陶瓷基复合材料火焰筒1的使用寿命。
48.可以理解的是，如图3至图5所示，陶瓷基复合材料火焰筒1包括有火焰筒内环12和火焰筒外环13，所述火焰筒内环12和所述火焰筒外环13的壁厚相同，且所述火焰筒内环12和所述火焰筒外环13上均设置有实施例一所述的冷却结构。
49.实施例三
50.如图1至图5所示为本实施例中提供的一种航空燃气涡轮发动机，包括陶瓷基复合材料火焰筒1以及设置在所述火焰筒1的筒面11上的冷却结构，所述冷却结构采用实施例一所述的冷却结构。
51.本发明实施例通过在陶瓷基复合材料火焰筒1的筒面11上设置有冷却结构，且将每个冷却孔组2的第一冷却孔21和第二冷却孔22在保持相连通的同时沿轴向部分错开设置，使得每个冷却孔组2均形成台阶状的截面，相对于采用相同直径的气膜孔沿径向贯穿火焰筒1的筒面11连通内部的燃烧通道，本发动机采用的冷却结构既可以增大换热面积又可以延长冷气气流的流经路径，提高冷却效率；同时因为每个冷却孔组2的第一冷却孔21和第二冷却孔22的连接处的通槽是整个冷却孔组2的最小孔径处，所以使得冷气经过第一冷却孔21进入第一冷却孔21和第二冷却孔22的连接处的通槽时流速加快，相对于相同直径的气膜孔，便于更多的冷气进入到第一冷却孔21内并经过第一冷却孔21和第二冷却孔22的连接处的通槽更快的进入第二冷却孔22内，且冷气从第一冷却孔21和第二冷却孔22的连接处的通槽进入到第二冷却孔22内后流速会逐渐下降恢复，确保冷气在第二冷却孔22内的流动时间，可以对沿径向靠近火焰筒1的轴线且温度相对更高的火焰筒壁面部分更好的进行换热，进一步提高冷却效率；冷气在经过第一冷却孔21和第二冷却孔22并以冷却气流的方式进入到火焰筒1的内部后，在燃气的压迫下沿着火焰筒1的内壁面形成一层冷却气膜保护火焰筒
壁，并配合冷气在流经第一冷却孔21和第二冷却孔22的过程中的较好的换热冷却作用，能够更加有效的延长陶瓷基复合材料火焰筒1的使用寿命；从而延长发动机的使用寿命。
52.显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。

技术特征：
1.一种冷却结构，应用于陶瓷基复合材料火焰筒(1)上，其特征在于，所述冷却结构包括若干个冷却孔组(2)，每个所述冷却孔组(2)均包括沿径向依次贯穿火焰筒(1)的筒面(11)的第一冷却孔(21)和第二冷却孔(22)，所述第二冷却孔(22)连通设置于所述第一冷却孔(21)朝向火焰筒(1)的燃烧通道的一端，且所述第一冷却孔(21)与所述第二冷却孔(22)沿轴向部分错开设置形成台阶状的截面。2.根据权利要求1所述的一种冷却结构，其特征在于，所述第一冷却孔(21)的孔径与所述第二冷却孔(22)的孔径相同。3.根据权利要求2所述的一种冷却结构，其特征在于，所述第一冷却孔(21)与所述第二冷却孔(22)的连通处的孔径设置为所述第一冷却孔(21)的孔径的二分之一。4.根据权利要求1所述的一种冷却结构，其特征在于，所述第一冷却孔(21)的孔深与所述第二冷却孔(22)的孔深相同。5.根据权利要求1所述的一种冷却结构，其特征在于，所述第一冷却孔(21)和所述第二冷却孔(22)的中心线相平行，所述第一冷却孔(21)的中心线倾斜设置，以与火焰筒(1)内壁形成锐角。6.根据权利要求1所述的一种冷却结构，其特征在于，所述第二冷却孔(22)的孔径大于所述第一冷却孔(21)的孔径。7.根据权利要求1所述的一种冷却结构，其特征在于，所述冷却孔组(2)沿周向间隔设置有多排，相邻两排所述冷却孔组(2)的排布方式为叉排分布。8.根据权利要求1所述的一种冷却结构，其特征在于，所述第一冷却孔(21)和所述第二冷却孔(22)的中心线相平行，所述第一冷却孔(21)的中心线与火焰筒(1)内壁相垂直。9.一种火焰筒，采用陶瓷基复合材料，其特征在于，所述火焰筒包括筒面(11)以及设置在所述筒面(11)上的冷却结构，所述冷却结构采用权利要求1至8任一项所述的冷却结构。10.一种航空燃气涡轮发动机，其特征在于，包括陶瓷基复合材料火焰筒(1)以及设置在所述火焰筒(1)的筒面(11)上的冷却结构，所述冷却结构采用权利要求1至8任一项所述的冷却结构。

技术总结
本发明公开了一种冷却结构、火焰筒及航空燃气涡轮发动机，其中冷却结构应用于陶瓷基复合材料火焰筒上，冷却结构包括若干个冷却孔组，每个冷却孔组均包括沿径向依次贯穿火焰筒的筒面的第一冷却孔和第二冷却孔，第二冷却孔连通设置于第一冷却孔朝向火焰筒的燃烧通道的一端，且第一冷却孔与第二冷却孔沿轴向部分错开设置形成台阶状的截面。本发明的冷却结构既可以增大换热面积又可以延长冷气气流的流经路径，提高冷却效率。提高冷却效率。提高冷却效率。


技术研发人员：宋阁 谢金贤 陈彬
受保护的技术使用者：中国航发湖南动力机械研究所
技术研发日：2023.03.24
技术公布日：2023/6/28