【技術實現步驟摘要】
本專利技術涉及層板冷卻裝置，尤其是一種用于航空發動機火焰筒的層板冷卻裝置
技術介紹
1、在航空發動機誕生以來，人們對其的性能要求在逐步增高，尤其是在戰斗機上，為滿足高性能軍用飛機技術的要求，增強戰斗機的制空能力，航空發動機的推重比不斷增加；為了提高推重比，一方面通過增加壓氣機增壓比來提高循環熱效率，另一方面通過增加渦輪前溫度以提高單位推力，最新一代航空發動機的燃燒室出口溫度高達2150～2400k；由此帶來的問題是火焰筒內的燃氣溫度峰值遠遠超過火焰筒材料的熔點溫度，且隨著燃燒室溫升的不斷提高，參與燃燒的空氣量占比提高，用于壁面冷卻的空氣量越來越少；同時隨著壓氣機增壓比的不斷提高，燃燒室的進口溫度不斷提高，冷卻氣的冷卻潛力下降；因此使得火焰筒的冷卻設計面臨巨大挑戰。
2、目前國內外的燃燒室冷卻技術已經由單一冷卻方式到發展到綜合多種冷卻方式的復合冷卻方式；單一冷卻方式包含對流冷卻、沖擊冷卻、多斜孔冷卻等；其中，對流冷卻是應用較早的一種火焰筒冷卻形式，一般是通過在火焰筒壁面上設置凸起的肋使火焰筒壁面的對流換熱系數變大，來進一步提高換熱量；但由于其冷卻效果有限，其單一形式的應用只在早期溫升較低的燃燒室上；沖擊冷卻采用雙層火焰筒壁面，其冷卻空氣垂直于壁面從外壁面進入，沖擊到內壁溫度較高的壁面上；高速射流沖擊在壁面上形成對流傳熱，用于在某特定區域降溫；其優勢在于滯止區的對流換熱系數極高，因此能有效的對局部高溫區進行降溫，但是冷氣量消耗比較大；多斜孔冷卻，通過在火焰筒壁面上以一定的傾斜角度加工大量小孔，利用內外壓差將冷卻空氣引入，
3、復合冷卻是指同時采用了兩種或兩種以上前述提到的冷卻方式的冷卻技術，目前雖然有將對流冷卻和沖擊冷卻結合的層板冷卻裝置，但是起到對流冷卻作用的凸起肋卻不能使冷卻氣體形成穩定的非定常流動，內部換熱效果差；其次，隨著燃燒室溫度逐漸升高，層板冷卻裝置噴出的冷卻氣體的冷卻性能低。
技術實現思路
1、專利技術目的：本專利技術的主要目的是提供一種能強化對流換熱，改善氣膜冷卻性能，其次是增強高溫狀態下整體冷卻效果的用于航空發動機火焰筒的層板冷卻裝置。
2、技術方案：本專利技術所述的用于航空發動機火焰筒的層板冷卻裝置，包括相互貼合的上層板與下層板，所述上層板設有多個冷卻單元，冷卻單元包括同軸設置依次連通的矩形沖擊槽、矩形擾流槽和用于噴出氣體的氣膜孔，擾流槽中沿軸線對稱設有兩個長度方向與軸線平行的l型擾流肋；擾流肋的短端靠近沖擊槽，短端為直角三角形；兩個擾流肋的最小間距大于沖擊槽寬度；下層板設有通孔與沖擊槽連通。
3、基于上述技術方案，通過在同軸設置依次連通的矩形沖擊槽、矩形擾流槽和氣膜孔中流通冷卻氣體，在矩形擾流槽內沿軸線對稱設置兩個l型的擾流肋，l型擾流肋靠近沖擊槽的短端為直角三角形的特殊構造，并且兩個擾流肋最小間距大于沖擊槽寬度，在康達效應的作用下由沖擊槽過來的氣流會貼著兩個擾流肋側壁流動，但因為本裝置的特殊構造，短時間后，氣流會僅先沿著任一個擾流肋側壁流動，大部分會在擾流肋靠近氣膜孔端進入到氣膜孔中噴出進行降溫，還有小部分會繼續沿著該擾流肋的側壁流回到擾流肋靠近沖擊槽的一端與沖擊槽新流入的氣流融為一體，此時因為流回氣體的擾動，所有氣體會貼著另一個擾流肋側壁流動，繼續上面的過程，如此循環往復使得氣流交替貼在兩個擾流肋側壁上流動形成周期性的非定常流動，強化對流換熱，增強內部冷卻；同時形成具有掃掠特征的氣膜出流進而提高裝置整體的冷卻效果。
4、作為優選，所述擾流肋短端凸起的銳角的角度大于等于50°且小于等于70°。
5、將擾流肋短端直角三角形向軸線方向凸起的銳角設置在該范圍能增強康達效應，從而提高擾流槽的擾流冷卻效果。
6、作為優選，所述沖擊槽寬度與兩個擾流肋最小間距比值范圍大于等于0.5且小于等于0.8。
7、將沖擊槽寬度與兩個擾流肋最小間距的比值設定在上述范圍內，能確保形成本專利技術所要實現的冷卻氣體周期性非定常流動。
8、作為優選，所述氣膜孔進口為矩形，兩個擾流肋靠近氣膜孔端的間距大于氣膜孔進口的寬度。
9、擾流肋靠近氣膜孔端的間距大于氣膜孔進口的寬度，能確保冷卻氣體有足夠的量會貼合擾流肋往回流動以形成周期性非定常流動。
10、作為優選，所述氣膜孔由進口到出口呈外擴型，連通擾流槽和上層板的頂部外。
11、氣膜孔設置成外擴型能使其將冷卻氣體以更廣的范圍更均勻的噴向燃燒室形成冷卻氣膜保護壁面。
12、作為優選，所述氣膜孔兩側壁向外擴張，兩側壁的夾角范圍大于等于50°且小于等于80°。
13、兩側壁向外擴張，且兩側壁的夾角滿足上述范圍能確保氣膜孔出口形成具有周期性掃掠特征的氣膜出流，改善下游壁面冷卻氣覆蓋。
14、作為優選，所述氣膜孔為傾斜孔，氣膜孔底面與上層板板面夾角范圍大于等于30°且小于等于60°。
15、氣膜孔的傾斜角度滿足上述范圍能形成更好的覆蓋氣膜保護壁面。
16、作為優選，所述擾流肋高度方向垂直于上層板的板面；通孔軸線垂直于下層板板面。
17、作為優選，所述氣膜孔進口兩側設有當溫度超過臨界值時逐漸向內凸起的ni-ti基形狀記憶合金。
18、通過設置形狀記憶合金，當溫度超過臨界值會影響裝置的冷卻效果時，形狀記憶合金就會向內凸起縮小氣膜孔的進口面積，調控氣膜出流的掃掠特性，進而提升裝置的冷卻性能，避免了因為燃燒室溫度逐漸升高使得裝置降溫效果越來越差。
19、作為優選，所述形狀記憶合金的應變量與其溫度的關系為
20、
21、其中，f為形狀記憶合金的應變量，ts為形狀記憶合金的溫度，mf、ms、as和af分別表示馬氏體相變開始、馬氏體相變結束、奧氏體相變開始和奧氏體相變結束溫度，fmax為形狀記憶合金最大變形量。
22、有益效果：本專利技術相對于現有技術，其顯著效果為：通過在上層板中同軸設置依次連通的矩形沖擊槽、矩形擾流槽和氣膜孔，在擾流槽中沿著軸線堆成設置兩個特定形狀的擾流肋，并且使得擾流肋靠近沖擊槽端的間距大于沖擊槽寬度，這些條件使得氣流在康達效應的作用下能在擾流槽內形成周期性非定常流動，從而強化內部對流換熱；并形成具有掃掠特征的冷卻氣膜提高整體冷卻效果；其次，通過在氣膜孔進口兩側設置形狀記憶合金，在超過溫度臨界值時形狀記憶合金會隨著溫度調節形變量，進而調控氣膜出流的掃掠特性，進一步提高裝置的冷卻效果，避免因為溫度升高降低冷卻效果。
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1.一種用于航空發動機火焰筒的層板冷卻裝置，包括相互貼合的上層板(1)與下層板(2)，其特征在于：所述上層板(1)設有多個冷卻單元，冷卻單元包括同軸設置依次連通的矩形沖擊槽(3)、矩形擾流槽(4)和用于噴出氣體的氣膜孔(5)，擾流槽(4)中沿軸線對稱設有兩個長度方向與軸線平行的L型擾流肋(6)；擾流肋(6)的短端靠近沖擊槽(3)，短端為直角三角形；兩個擾流肋(6)的最小間距大于沖擊槽(3)寬度；下層板(2)設有通孔(7)與沖擊槽(3)連通。
2.根據權利要求1所述的一種用于航空發動機火焰筒的層板冷卻裝置，其特征在在于：所述擾流肋(6)短端凸起的銳角的角度大于等于50°且小于等于70°。
3.根據權利要求1所述的一種用于航空發動機火焰筒的層板冷卻裝置，其特征在在于：所述沖擊槽(3)寬度與兩個擾流肋(6)最小間距比值范圍大于等于0.5且小于等于0.8。
4.根據權利要求1所述的一種用于航空發動機火焰筒的層板冷卻裝置，其特征在在于：所述氣膜孔(5)進口為矩形，兩個擾流肋(6)靠近氣膜孔(5)端的間距大于氣膜孔(5)進口的寬度。
5.根據權
6.根據權利要求5所述的一種用于航空發動機火焰筒的層板冷卻裝置，其特征在在于：所述氣膜孔(5)兩側壁向外擴張，兩側壁的夾角范圍大于等于50°且小于等于90°。
7.根據權利要求6所述的一種用于航空發動機火焰筒的層板冷卻裝置，其特征在在于：所述氣膜孔(5)為傾斜孔，氣膜孔(5)底面與上層板(1)板面夾角范圍大于等于30°且小于等于60°。
8.根據權利要求1所述的一種用于航空發動機火焰筒的層板冷卻裝置，其特征在在于：所述擾流肋(6)高度方向垂直于上層板的板面；通孔(7)軸線垂直于下層板(2)板面。
9.根據權利要求1所述的一種用于航空發動機火焰筒的層板冷卻裝置，其特征在在于：所述氣膜孔(5)進口兩側設有當溫度超過臨界值時逐漸向內凸起的Ni-Ti基形狀記憶合金(8)。
10.根據權利要求9所述的一種用于航空發動機火焰筒的層板冷卻裝置，其特征在在于：所述形狀記憶合金的應變量與其溫度的關系為
...【技術特征摘要】
1.一種用于航空發動機火焰筒的層板冷卻裝置，包括相互貼合的上層板(1)與下層板(2)，其特征在于：所述上層板(1)設有多個冷卻單元，冷卻單元包括同軸設置依次連通的矩形沖擊槽(3)、矩形擾流槽(4)和用于噴出氣體的氣膜孔(5)，擾流槽(4)中沿軸線對稱設有兩個長度方向與軸線平行的l型擾流肋(6)；擾流肋(6)的短端靠近沖擊槽(3)，短端為直角三角形；兩個擾流肋(6)的最小間距大于沖擊槽(3)寬度；下層板(2)設有通孔(7)與沖擊槽(3)連通。
2.根據權利要求1所述的一種用于航空發動機火焰筒的層板冷卻裝置，其特征在在于：所述擾流肋(6)短端凸起的銳角的角度大于等于50°且小于等于70°。
3.根據權利要求1所述的一種用于航空發動機火焰筒的層板冷卻裝置，其特征在在于：所述沖擊槽(3)寬度與兩個擾流肋(6)最小間距比值范圍大于等于0.5且小于等于0.8。
4.根據權利要求1所述的一種用于航空發動機火焰筒的層板冷卻裝置，其特征在在于：所述氣膜孔(5)進口為矩形，兩個擾流肋(6)靠近氣膜孔(5)端的間距大于氣膜孔(5)進口的寬度。
5.根據權利要...
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