航空发动机主燃烧室头部挡溅盘冷却结构的制作方法

本发明涉及航空发动机，具体涉及一种航空发动机主燃烧室头部挡溅盘冷却结构。

背景技术：

1、航空发动机主燃烧室头部结构通常由帽罩、喷嘴、涡流器，涡流器安装座、转接段、挡溅盘和火焰筒构成。发动机主燃烧室工作时，燃油从喷嘴处喷入火焰筒参与燃烧；头部空气一部分经涡流器进入火焰筒参与燃烧，一部分经涡流器安装座上的进气孔进入涡流器与涡流器安装座之间的间隙进入火焰筒参与燃烧，一部分经转阶段上的小孔、再经转接段和挡溅盘中间的间隙进入火焰筒7参与燃烧。其中挡溅盘的作用是防止燃油接触转阶段和防止高温燃气直接侵蚀转阶段。随着发动机技术的发展，主燃烧室热负荷日益升高，挡溅盘冷却压力越来越大，传统挡溅盘只有转阶段上的小孔中的空气对挡溅盘非接触燃气面进行冲击和对流冷却，挡溅盘燃气侧直面燃气，温度很高，容易发生烧蚀风险。

技术实现思路

1、有鉴于此，本说明书实施例提供一种航空发动机主燃烧室头部挡溅盘冷却结构，以达到防止挡溅盘的烧蚀的目的。

2、本说明书实施例提供以下技术方案：一种航空发动机主燃烧室头部挡溅盘冷却结构，包括：安装座；头部转接段，与安装座连接，且头部转接段设置有第一冷却气通孔和第二冷却气通孔；一级挡溅盘，与安装座连接，并具有第一集气腔，第一冷却气通孔与第一集气腔连通；二级挡溅盘，与头部转接段连接，且一级挡溅盘和二级挡溅盘之间形成缝槽间隙，缝槽间隙与第一集气腔连通；二级挡溅盘具有第二集气腔，第二冷却气通孔与第二集气腔连通。

3、与现有技术相比，本说明书实施例采用的上述至少一个技术方案能够达到的有益效果至少包括：本发明将挡溅盘设计为多段式的结构，引入气膜，将挡溅盘燃气侧表面与燃气隔开，降低挡溅盘燃气侧的温度，从而达到防止挡溅盘烧蚀的目的。

1.一种航空发动机主燃烧室头部挡溅盘冷却结构，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的航空发动机主燃烧室头部挡溅盘冷却结构，其特征在于，缝槽间隙(13)处设置有支板(17)。

3.根据权利要求2所述的航空发动机主燃烧室头部挡溅盘冷却结构，其特征在于，支板(17)呈环形结构且包括多个间隔设置的支板单元，相邻两个支板单元之间形成气流通道(18)。

4.根据权利要求3所述的航空发动机主燃烧室头部挡溅盘冷却结构，其特征在于，气流通道(18)沿气体流动方向直径逐渐增大，且扩张角小于15°。

5.根据权利要求1所述的航空发动机主燃烧室头部挡溅盘冷却结构，其特征在于，第一冷却气通孔(21)的流通面积与缝槽间隙(13)的流通面积比的范围是1.5:1至2:1。

6.根据权利要求1所述的航空发动机主燃烧室头部挡溅盘冷却结构，其特征在于，第二冷却气通孔(22)为多个，沿头部转接段(2)的延伸方向间隔设置。

7.根据权利要求1所述的航空发动机主燃烧室头部挡溅盘冷却结构，其特征在于，所述航空发动机主燃烧室头部挡溅盘冷却结构还包括文氏管()，设置在安装座(1)内侧，文氏管()与安装座(1)之间形成冷却腔(7)，安装座(1)设置有与冷却腔(7)连通的第三冷却通孔(6)，文氏管()与一级挡溅盘(3)之间形成冷却腔出口(8)，且冷却腔出口(8)能够朝向一级挡溅盘(3)的热侧面喷射冷却气体。

8.根据权利要求7所述的航空发动机主燃烧室头部挡溅盘冷却结构，其特征在于，第三冷却通孔(6)与安装座(1)的回转轴线之间的夹角大于或者等于45°。

9.根据权利要求1所述的航空发动机主燃烧室头部挡溅盘冷却结构，其特征在于，二级挡溅盘(4)的外侧设置有篦齿结构。。