[實用新型]一種航空發動機加力燃燒室試驗用水冷裝置

有效

• 申請號: 201821079019.X
• 申請日: 2018-07-09
• 公開（公告）號: CN208399147U
• 公開（公告）日: 2019-01-18
• 發明（設計）人: 解亮;杜成;于忠強;王垚;張馳
• 申請（專利權）人: 中國航發沈陽發動機研究所
• 主分類號: G01M15/02
• 分類號: G01M15/02
• 代理公司: 北京航信高科知識產權代理事務所(普通合伙) 11526
• 代理人: 高原

本實用新型公開了一種航空發動機加力燃燒室試驗用水冷裝置。所述航空發動機加力燃燒室試驗用水冷裝置包括：殼體，所述殼體內部中空，所述殼體上設置有冷卻水進口以及冷卻水出口；隔板，所述隔板的數量多個，所述隔板設置在所述殼體內部，將所述殼體的內部分割，從而形成冷卻水流動通道；每個所述隔板上設置有貫穿所述隔板的發散孔，所述發散孔中的一個或多個內設置有螺旋線。在本申請的航空發動機加力燃燒室試驗用水冷裝置中，通過設置有發散孔和水輪結構的航空發動機加力燃燒室試驗用水冷裝置解決了高溫燃氣/空氣管道的防護、對冷卻介質需求多的問題。

技術領域

本發明涉及航空發動機加力燃燒室試驗技術領域，特別是涉及一種航空發動機加力燃燒室試驗用水冷裝置。

背景技術

現在的水冷套結構，冷卻水在來回折返的通道內會產生回流，這些回流處的冷卻效果較差，會產生局部高溫過熱，為此會增大冷卻水的流量。

增大冷卻水流量僅能夠減小這些地方的回流效果，不能完全根除此處的回流，并且造成了冷卻水的浪費。

因此，希望有一種技術方案來克服或至少減輕現有技術的至少一個上述缺陷。

發明內容

本發明的目的在于提供一種航空發動機加力燃燒室試驗用水冷裝置來克服或至少減輕現有技術的中的至少一個上述缺陷。

為實現上述目的，本發明提供一種航空發動機加力燃燒室試驗用水冷裝置，所述航空發動機加力燃燒室試驗用水冷裝置包括：

殼體，所述殼體內部中空，所述殼體上設置有冷卻水進口以及冷卻水出口；

隔板，所述隔板的數量多個，所述隔板設置在所述殼體內部，將所述殼體的內部分割，從而形成冷卻水流動通道；每個所述隔板上設置有貫穿所述隔板的發散孔，所述發散孔中的一個或多個內設置有螺旋線。

優選地，所述航空發動機加力燃燒室試驗用水冷裝置進一步包括一個或多個水輪，所述水輪設置在所述冷卻水流動通道內。

優選地，每個所述隔板上的發散孔的數量為多個。

優選地，每個隔板上的一個或多個發散孔為自所述隔板的一個面向隔板的另一個面方向傾斜延伸的傾斜孔。

優選地，每個所述隔板的一端設置在所述殼體的一個面上，且所述隔板的設置在所述殼體的面上的一端自與該端接觸的所述殼體的面相對的面方向延伸，并與該相對的面之間具有距離。

優選地，每兩個相鄰的隔板的延伸方向相反。

優選地，所述隔板上設置有一個或多個突起。

優選地，所述隔板上的傾斜孔的數量為多個。

優選地，所述傾斜孔具有一個傾斜方向或者兩個傾斜方向。

在本申請的航空發動機加力燃燒室試驗用水冷裝置中，通過設置有發散孔和水輪結構的航空發動機加力燃燒室試驗用水冷裝置解決了高溫燃氣/空氣管道的防護、對冷卻介質需求多的問題；帶有螺旋線發散孔和水輪結構的冷卻水套的結構設計方法極具借鑒意義，可應用于航空發動機整機試車臺及加力燃燒室試驗器的設計中，解決高溫燃氣/空氣管道防護問題，并滿足節能需求。

附圖說明

圖1是根據本發明第一實施例的航空發動機加力燃燒室試驗用水冷裝置的結構示意圖。

圖2是圖1所示的航空發動機加力燃燒室試驗用水冷裝置中的發散孔的截面示意圖。

附圖標記：