航空发动机喷射燃烧室衬里结构设计

在航空燃气涡轮发动机、地面重型燃气轮机的热端核心部件体系中，燃烧室衬里是直接承接高温燃烧反应、约束燃烧流场边界的关键承载结构，其设计合理性直接决定整机热效率、污染物排放水平与热端部件服役寿命。本次完成的喷射燃烧室衬里结构，针对小推力涡喷发动机、微型燃气轮机的紧凑安装需求开展设计，整体采用变截面回转曲面构型，从进气端到排气端平滑过渡，避免流道截面突变引发的局部涡流与压力损失。衬里筒壁沿轴向与周向分布多组梯度排布的掺混气孔，进气端靠近喷嘴位置的小孔孔径偏小、排布密度更高，主要用于引入少量空气在壁面形成冷却气膜，隔绝高温燃气与衬里基体的直接接触，降低壁面热负荷；中段位置的气孔孔径逐步增大、排布间距放宽，用于引入二次空气参与燃烧补氧，强化燃油与空气的掺混均匀度，避免局部富油燃烧产生积碳与局部超温；排气端的大孔径斜向孔则用于调整出口流场的温度分布，将高温核心区的燃气与外围低温空气充分掺混，使进入涡轮导向器的燃气温度场均匀度满足涡轮叶片的耐受要求，避免局部热冲击导致叶片烧蚀。

设计过程中首先基于燃烧反应的基本物理过程完成初始构型搭建，先确定喷嘴安装位的定位基准，衬里进气端预留与喷嘴安装座配合的定位止口，止口尺寸匹配常规离心式燃油喷嘴的安装法兰规格，保证装配同轴度误差控制在0.02mm以内，避免燃油喷射偏斜导致火焰贴壁。初始流道构型完成后，通过流场仿真工具完成流路的迭代优化，调整不同区段气孔的开孔角度、孔径与排布密度，使燃烧区内的回流区位置稳定在衬里中段区域，既保证火焰有足够的驻留长度完成充分燃烧，又避免火焰前锋直接冲刷衬里壁面。流场收敛后再通过燃烧仿真工具开展燃烧过程的验证计算，核对不同工况下的壁面温度分布、燃烧效率、出口温度场分布系数，针对仿真中出现的局部高温区，通过调整对应位置的冷却气孔角度、增加局部气膜覆盖度完成结构修改，确保全工况下壁面最高温度不超过基体材料的长期许用温度。

从安装边界来看，衬里整体采用薄壁壳体结构，筒壁厚度根据不同区段的热负荷梯度设置，高温区壁厚略薄以降低热应力，安装连接段壁厚适当增加以提升结构刚度，衬里两端分别设置与燃烧室机匣、火焰筒外环配合的定位凸台，凸台上预留安装定位销孔，保证装配时周向位置准确，避免气孔方向偏斜影响掺混效果。衬里外壁与机匣之间预留环形冷却通道，通道宽度沿轴向保持均匀，保证冷却空气能够沿衬里外壁均匀流动，带走壁面传导的热量。针对实际服役中可能出现的热变形问题，衬里的安装定位结构采用一端固定、一端可轴向滑动的设计思路，预留足够的热膨胀间隙，避免高温下热膨胀受约束产生的热应力导致衬里变形开裂。

从实际应用场景来看，该结构既可以适配小型航空涡喷发动机的燃烧室需求，也可经过尺寸缩放后应用于分布式供能的微型燃气轮机、车用燃气涡轮增压器的燃烧器单元，其流道设计逻辑也可为工业燃烧器的火焰筒结构设计提供参考。设计中充分考虑了铸造加工的工艺可行性，所有开孔均采用垂直于壁面或小角度倾斜的直孔结构，避免复杂斜孔与异形结构增加铸造与后续机加工的难度，曲面过渡位置均设置足够的铸造圆角，避免应力集中与铸造缺陷。