CN109139262A - 一种航空发动机燃烧室扩压器 - Google Patents

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冯雯翠
潘世海
卢铭涛
何园源
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    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/057—Control or regulation

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  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
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Abstract

本发明属于航空发动机设计，涉及一种航空发动机燃烧室进口减速扩压的结构,为一体式结构，由外环1、内环2及空心支板3组成，通过24个沿周向均匀分布的空心支板3连接外环1和内环2构成。本发明的优点在于，不仅满足了一般扩压器的要求，燃烧室进口气流通过扩压器的环形扩张通道进行减速增压，同时进口用带24个空心支板3的扩压器连接内、外壳体组成燃烧室机匣，在发动机工作时，燃烧室自身的轴向力和来自高压涡轮导向器的轴向力和扭矩通过燃烧室机匣内、外壳体向前传给压气机机匣时，由于24个空心支板3连通机匣内外，因此在扩压器部位起到了卸载的作用，保证燃烧室安全工作。

Description

一种航空发动机燃烧室扩压器
技术领域
本发明属于航空发动机设计，涉及一种航空发动机燃烧室进口减速扩压的结构。
背景技术
在航空发动机工作时，压气机出口的空气，流速通常达到120m/s～220m/s，在这样高的流速条件下，组织燃烧是很困难的，一般要求在旋流器前应减速到 40m/s～60m/s，才能保证稳定可靠的组织燃烧。过高的流速造成过大的压力损失，也是不允许的。因此，各类燃烧室在结构上都要有一个减速扩压的扩压器。
燃烧室要求在有限的长度内，尽可能达到高的静压恢复和低的总压损失，同时得到稳定和对称的出口流场，于是要求扩压器压力损失小、有足够的强度和刚度、在满足性能要求的条件下长度尽可能短、流动稳定不产生分离(突扩区除外)、周向和径向流动尽可能均匀、对压气机出口气流畸变不敏感。
目前广泛用于航空发动机燃烧室扩压器为等压力梯度造型，型面要求高，工艺性较差，且长度较长，对于现在的短环形燃烧室而言是不适用的。扩压器通常连接内、外壳体组成燃烧室机匣。但燃烧室机匣作为发动机主要承力构件之一，在发动机工作时，气体在机匣内外通道中流动由于压力的变化而产生轴向力，同时机匣还要传递其他部件的轴向力和扭矩，长期负荷过大会影响发动机安全可靠的工作。
发明内容
本发明的目的是：提出一种航空发动机燃烧室扩压器，对压气机出口的气流进行减速增压，以达到稳定燃烧的要求，同时大大地缩短了扩压器长度，与型面扩压器相比，长度可以减小三分之一，并对燃烧室机匣轴向力进行调节控制，保证燃烧室安全的工作。
技术方案：为解决上述问题，本发明提供了一种航空发动机燃烧室扩压器，为一体式结构，由外环1、内环2及空心支板3组成，通过24个沿周向均匀分布的空心支板3连接外环1和内环2构成扩压器，空心支板3沿扩压器径向中通，24个空心支板沿周向均匀分布在扩压器未突扩通道内，通道形状由一个较长的环形直壁张角不对称结构突扩为一个较短的环形直壁张角不对称结构。
进一步的，外环1内壁面张角由13°36′突扩为35°。
进一步的，内环2外壁面张角由10°突扩为42°。
有益技术效果：本发明的优点在于，不仅满足了一般扩压器的要求，燃烧室进口气流通过扩压器的环形扩张通道进行减速增压，总压损失明显减少，长度明显缩短，同时进口用带24个空心支板3的扩压器连接内、外壳体组成燃烧室机匣，在发动机工作时，燃烧室自身的轴向力和来自其它部件的轴向力和扭矩，由于扩压器上24个空心支板3连通机匣内外气流，该部位压力变化减小，起到了减小轴向力的作用，还可以通过空心支板的通道面积的大小来调节燃烧室机匣轴向力，保证燃烧室安全工作。
附图说明
图1是等压力梯度造型扩压器通道结构简图；
图2是扩压器示意图；
图3是扩压器的三维剖视图；
图4是扩压器局部主视图；
图5是扩压器支板位置剖视图；
图6是扩压器无支板位置剖视图；
图7是空心支板型面图；
其中：1-内环，2-外环，3-空心支板。
具体实施方式
图3和图4示出本发明为一体式结构，采用铸造高温合金，精铸后经机加工成型，由外环1、内环2及空心支板3组成，通过24个沿周向均匀分布的空心支板3连接外环1和内环2构成扩压器。外环1内壁面张角由13°36′突扩为 35°，内环2外壁面张角由10°突扩为42°，24个空心支板沿周向均匀分布在扩压器未突扩通道内，通道形状由一个较长的环形直壁张角不对称结构突扩为一个较短的环形直壁张角不对称结构。通过计算本发明的总压损失仅为1.2％，长度极短，同时进口用带24个空心支板3的扩压器连接内、外壳体组成燃烧室机匣，在发动机工作时，燃烧室自身的轴向力和来自其它部件的轴向力和扭矩，由于扩压器上24个空心支板3连通机匣内外气流，该部位压力变化减小，起到了减小轴向力的作用，还可以通过空心支板的通道面积的大小来调节燃烧室机匣轴向力，保证燃烧室安全工作。
本发明的扩压器部件的工作原理：
从压气机出来的高速气流通过扩压器的环形扩张通道进行减速增压，以达到燃烧室稳定燃烧所需的流速，根据计算选取合适的扩压器长度和扩张角度来获取低的总压损失，同时进口用带24个空心支板3的扩压器连接内、外壳体组成燃烧室机匣，在发动机工作时，燃烧室自身的轴向力和来自其它部件的轴向力和扭矩，由于扩压器上24个空心支板3连通机匣内外气流，该部位压力变化减小，起到了减小轴向力的作用，还可以通过空心支板的通道面积的大小来调节燃烧室机匣轴向力，保证燃烧室安全工作。

Claims (3)

1.一种航空发动机燃烧室扩压器，该扩压器为一体式结构，由外环(1)、内环(2)及空心支板(3)组成，通过24个沿周向均匀分布的空心支板(3)连接外环(1)和内环(2)构成扩压器，空心支板(3)沿扩压器径向中通，其特征在于：24个空心支板沿周向均匀分布在扩压器未突扩通道内，通道形状由一个较长的环形直壁张角不对称结构突扩为一个较短的环形直壁张角不对称结构。
2.如权利要求1所述的一种航空发动机燃烧室扩压器，其特征在于：所述外环(1)内壁面张角由13°36′突扩为35°。
3.如权利要求1所述的一种航空发动机燃烧室扩压器，其特征在于：所述内环(2)外壁面张角由10°突扩为42°。
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110617117A (zh) * 2019-08-02 2019-12-27 中国航发贵阳发动机设计研究所 一种涡轮导向器喉道面积调节方法
CN111794808A (zh) * 2020-06-24 2020-10-20 中船重工龙江广瀚燃气轮机有限公司 一种燃驱压缩机组用动力涡轮首级大子午扩张导向器机匣
CN113983494A (zh) * 2021-09-22 2022-01-28 南京航空航天大学 一种扩压比智能可调的燃气轮机主燃烧室多通道扩压器
CN114165810A (zh) * 2021-10-29 2022-03-11 南京航空航天大学 一种扩压器可调节的燃烧室

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2616890A1 (fr) * 1987-06-18 1988-12-23 Snecma Chambre de combustion annulaire a carter en caissons pour turbomachines
CN101595311A (zh) * 2007-01-25 2009-12-02 西门子公司 用于降低压缩流体速度的扩压器
US20110214433A1 (en) * 2010-03-08 2011-09-08 United Technologies Corporation Strain tolerant bound structure for a gas turbine engine
CN102444476A (zh) * 2011-12-15 2012-05-09 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 一种燃气轮机波浪形扩压器
CN103796818A (zh) * 2011-09-07 2014-05-14 斯奈克玛 制造用于涡轮发动机的由复合材料所制造的涡轮机喷嘴或压气机定子叶片的扇体的方法，以及包括由所述扇体所组成喷嘴或定子叶片的涡轮机或压气机
CN106103902A (zh) * 2014-03-18 2016-11-09 通用电气公司 带有主支柱和小支柱的排气气体扩散器

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2616890A1 (fr) * 1987-06-18 1988-12-23 Snecma Chambre de combustion annulaire a carter en caissons pour turbomachines
CN101595311A (zh) * 2007-01-25 2009-12-02 西门子公司 用于降低压缩流体速度的扩压器
US20110214433A1 (en) * 2010-03-08 2011-09-08 United Technologies Corporation Strain tolerant bound structure for a gas turbine engine
CN103796818A (zh) * 2011-09-07 2014-05-14 斯奈克玛 制造用于涡轮发动机的由复合材料所制造的涡轮机喷嘴或压气机定子叶片的扇体的方法，以及包括由所述扇体所组成喷嘴或定子叶片的涡轮机或压气机
CN102444476A (zh) * 2011-12-15 2012-05-09 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 一种燃气轮机波浪形扩压器
CN106103902A (zh) * 2014-03-18 2016-11-09 通用电气公司 带有主支柱和小支柱的排气气体扩散器

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110617117A (zh) * 2019-08-02 2019-12-27 中国航发贵阳发动机设计研究所 一种涡轮导向器喉道面积调节方法
CN111794808A (zh) * 2020-06-24 2020-10-20 中船重工龙江广瀚燃气轮机有限公司 一种燃驱压缩机组用动力涡轮首级大子午扩张导向器机匣
CN113983494A (zh) * 2021-09-22 2022-01-28 南京航空航天大学 一种扩压比智能可调的燃气轮机主燃烧室多通道扩压器
CN113983494B (zh) * 2021-09-22 2022-10-21 南京航空航天大学 一种扩压比智能可调的燃气轮机主燃烧室多通道扩压器
CN114165810A (zh) * 2021-10-29 2022-03-11 南京航空航天大学 一种扩压器可调节的燃烧室
CN114165810B (zh) * 2021-10-29 2023-01-06 南京航空航天大学 一种扩压器可调节的燃烧室

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