一种航空发动机加力燃烧室试验热防护结构及方法

本发明公开了一种航空发动机加力燃烧室试验热防护结构及方法，所述结构包括冷却罩、试验件、水套和机匣，所述水套包裹在试验件外壁，所述机匣设置在试验件内腔底部，所述冷却罩设置在机匣内。本发明在机匣内的冷却罩上开设有多组沿周向分布的冷却孔，通过喷出水流冲击带走更多的热量强化冷却，在扇形面上的孔可根据水流压力、距离机匣距离等选择孔径大小，在对应流动死区方向应设置斜孔，开孔率及孔径d根据流动死区的体积大小进行调整。通过冷却罩喷出的水流将流动死区内的大团空气冲散，避免出现大面积高温死区。通过设置加强筋将机匣分割成多腔体，以避免出现单个流动死区过大。