CN111520745B - 一种涡喷发动机燃烧组件结构 - Google Patents

一种涡喷发动机燃烧组件结构 Download PDF

Info

Publication number
CN111520745B
CN111520745B CN202010366601.XA CN202010366601A CN111520745B CN 111520745 B CN111520745 B CN 111520745B CN 202010366601 A CN202010366601 A CN 202010366601A CN 111520745 B CN111520745 B CN 111520745B
Authority
CN
China
Prior art keywords
combustion chamber
shaft sleeve
wall surface
double
diffuser
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202010366601.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN111520745A (zh
Inventor
张琦
眭晓蔚
代赟
杨红伟
袁元园
杜璧玺
程晓东
王瑞
秦岭
卢秉恒
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
National Institute Corp of Additive Manufacturing Xian
Original Assignee
National Institute Corp of Additive Manufacturing Xian
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by National Institute Corp of Additive Manufacturing Xian filed Critical National Institute Corp of Additive Manufacturing Xian
Priority to CN202010366601.XA priority Critical patent/CN111520745B/zh
Priority to PCT/CN2020/095374 priority patent/WO2021217792A1/zh
Publication of CN111520745A publication Critical patent/CN111520745A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111520745B publication Critical patent/CN111520745B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
    • F23R3/14—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex by using swirl vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542—Bladed diffusers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/58—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer
    • F04D29/582—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer specially adapted for elastic fluid pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/283—Attaching or cooling of fuel injecting means including supports for fuel injectors, stems, or lances
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/52—Toroidal combustion chambers

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明公开了一种涡喷发动机燃烧组件结构，在中间为空腔结构机匣两端分别设置导向器和前盖，在导向器上固定与机匣同轴的轴套，轴套另一端外圈固定有扩压器，导流叶片与轴套连接面沿轴套轴线的截面为V型，轴套外圈设置有与轴套同轴设置的一端端面沿轴套轴线的截面为V型双层环形燃烧舱，两个V型结构能够使由扩压器进入的气体更加贴合双层环形燃烧舱V型结构壁面，同时避免扩压器进入的气体在入气口回流，使速度场更加均匀，优化高速流场，避免局部出现高速区，可以将燃烧室主燃区提前，进一步降低燃烧室出口温度；并且有利于扩压器和双层环形燃烧舱的轴向距离缩小，从而减小发动机总长度，降低发动机重量，有利于涡喷发动机燃烧组件小型化。

Description

一种涡喷发动机燃烧组件结构
技术领域
本发明属于发动机燃烧结构领域，具体涉及一种涡喷发动机燃烧组件结构。
背景技术
燃烧室本身的重量和体积是飞行器性能的一个重要限制，在保留蒸发管式燃烧室本身优点的同时降低重量和体积，是一个重要的设计方向。蒸发管式燃烧室具有结构简单、易于加工、成本低和综合燃烧性能好等优势；对于趋于小型化的微型涡喷发动机燃烧室结构，微型涡喷发动机燃烧室结构内的零件多，各零件之间连接结构复杂，在微型涡喷发动机燃烧室内，各零件之间的安装连接导致燃烧组件的流阻变大，影响了燃烧组件的整体性能，并且各零件之间采用机械结构连接，其燃烧空间需满足安装空间，在发动机燃烧室制造和发动机燃烧室制造内零件维修过程中的焊接或补焊会导致材料性能损失，零件焊接或补焊后无法通过热处理消除应力和恢复性能，从而影响了发动机燃烧室产品性能和质量，而目前研究人员预将涡喷发动机燃烧室内的零件一体成型，但是无法有效确保涡喷发动机燃烧室的燃烧效率以及各零件之间对燃烧组件的流阻变化影响，目前尚未出现能够确保涡喷发动机燃烧室的燃烧效率同时使涡喷发动机燃烧室体积小型化的一体成型的涡喷发动机燃烧室结构。
发明内容
本发明的目的在于提供一种涡喷发动机燃烧组件结构，以克服现有结构的不足，本申请能够有效降低燃烧组件的流阻，提高整体性能。
为达到上述目的，本发明采用以下技术方案予以实现：
一种涡喷发动机燃烧组件结构，包括中间为空腔结构的机匣，机匣的一端设置有导向器，导向器上固定有与机匣同轴的轴套，轴套一端固定于导向器上，轴套另一端外圈固定有扩压器；
扩压器包括若干沿机匣内壁周向阵列的导流叶片，相邻两个导流叶片之间形成扩压风道，扩压器端部设置有中间设有圆形开口的前盖；导流叶片与轴套连接面沿轴套轴线的截面为V型；
轴套外圈设置有与轴套同轴设置的双层环形燃烧舱，双层环形燃烧舱的舱壁壁面开设有气膜孔；双层环形燃烧舱一端端面沿轴套轴线的截面为V型，双层环形燃烧舱端部的V型与轴套和导流叶片的V型方向一致；
导向器的外周设有燃烧室点阵栅格，双层环形燃烧舱的另一端固定于导向器上，导向器上开设有连通双层环形燃烧舱内腔的喷气口；双层环形燃烧舱内设置有一端固定于燃烧室点阵栅格上的蒸发管，燃烧室点阵栅格内埋设有喷油口位于蒸发管内的燃油喷嘴。
进一步的，轴套外侧设有斜支撑结构，导流叶片端部为斜坡结构，斜支撑结构与导流叶片端部的斜坡结构的截面为V型。
进一步的，斜支撑结构沿轴套外侧周向设置，轴套与斜支撑结构之间设有斜支撑点阵栅格结构；斜支撑结构与轴套轴线夹角为30°～60°。
进一步的，导流叶片的斜坡结构坡度为30°～60°。
进一步的，轴套管壁周向间隔均匀设置有若干沿轴套轴向设置的冷却通道，导向器上设置有连通冷却通道的冷却出口；斜支撑结构上设有连通冷却通道的风冷通道，风冷通道的风冷口开设于斜支撑结构位于斜支撑点阵栅格结构一侧表面，轴套的端部开设有连通斜支撑点阵栅格结构空间的风冷进口。
进一步的，导流叶片内设有引射气流道扩压器点阵栅格，导流叶片的引射气流道扩压器点阵栅格内埋设有油冷流道管路，前盖上开设有与油冷流道管路一端连通的油冷进口，油冷流道管路另一端埋设于轴套内并在位于引射气流道扩压器点阵栅格一侧开设油冷出口，斜支撑点阵栅格结构内设有连通油冷出口与冷却通道的油冷通道，连通油冷通道的冷却通道与连通风冷通道的冷却通道间隔设置。
进一步的，双层环形燃烧舱包括同轴嵌套设置的燃烧室外壁面和燃烧室内壁面，燃烧室外壁面一端和燃烧室内壁面一端通过燃烧室前端壁面连接，燃烧室前端壁面沿轴套轴线的截面形状为V型，V型顶点圆弧过渡。
进一步的，圆弧过渡半径为2mm～8mm。
进一步的，燃烧室内壁面的另一端固定于导向器上端面，燃烧室外壁面的另一端与蒸发管一端通过燃烧室后端壁面连接，燃烧室后端壁面的外边缘和燃烧室外壁面的另一端连接，机匣的侧壁与导向器之间通过后盖连接，后盖内设置有环形设置的分油环，燃油喷嘴另一端与分油环连通。
进一步的，燃油喷嘴的轴线和燃烧室轴线之间的夹角为15°～35°，燃油喷嘴在蒸发管内部的长度占蒸发管总长的1％～5％。
与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：
本发明一种涡喷发动机燃烧组件结构，采用中间为空腔结构的机匣，在机匣两端分别设置导向器和前盖，在导向器上固定与机匣同轴的轴套，轴套另一端外圈固定有扩压器，导流叶片与轴套连接面沿轴套轴线的截面为V型，轴套外圈设置有与轴套同轴设置的一端端面沿轴套轴线的截面为V型双层环形燃烧舱，双层环形燃烧舱端部的V型与轴套和导流叶片的V型方向一致，两个V型结构能够使由扩压器进入的气体更加贴合双层环形燃烧舱V型结构壁面，同时避免扩压器进入的气体在入气口回流，使速度场更加均匀，优化高速流场，避免局部出现高速区，双层环形燃烧舱前端开设气膜孔接入引射空气，可以将燃烧室主燃区提前，进一步降低燃烧室出口温度；采用两个V型结构将扩压器和双层环形燃烧舱的轴向距离缩小，从而减小发动机总长度，降低发动机重量，有利于涡喷发动机燃烧组件小型化。
进一步的，轴套外侧设有斜支撑结构，导流叶片端部为斜坡结构，斜支撑结构与导流叶片端部的斜坡结构的截面为V型，有利于导流叶片与轴套一体成型，提高打印效率。
进一步的，斜支撑结构与轴套轴线夹角以及导流叶片的斜坡结构坡度均为30°～60°，有利于气流平缓过渡进入双层环形燃烧舱内。
进一步的，在斜支撑结构上设置连通轴套外管壁上冷却通道的风冷通道，利用扩压器上的油冷流道管路及风冷通道间隔冷却，提高轴套的冷却效率，利用斜支撑结构提高轴套结构强度以及优化扩压器进气的速度场，同时减轻重量、减小外廓尺寸，加快迭代，缩短制造周期，提升燃烧组件整体性能,采用双冷却流道，强化换热，提高冷却效果，进一步降低轴套和导向器的温度分布，延长使用寿命；风冷进口和油冷进口在前盖上沿圆周间隔设置，提高冷却效率，避免冷却不均匀。
进一步的，V型截面的顶点圆弧半径为2mm～8mm，能够更好的优化扩压器进气的高速流场，提高空气进入双层燃烧舱内的稳定性。
附图说明
图1为本发明实施例中燃烧组件结构剖视图。
图2为本发明实施例中燃烧组件结构俯视图。
图3为本发明实施例中燃烧组件结构正视图。
图4为本发明实施例中燃烧组件结构仰视图。
图5为本发明实施例中燃烧组件结构立体图。
图6为本发明图1中B处局部放大图。
图7为本发明实施例中油冷流道管路示意图。
图8为本发明实施例中油冷流道管路设置结构示意图。
图9为本发明实施例中油冷流道管路俯视图。
图10为本发明实施例中油冷流道管路立体图。
其中：1-油冷进口；2-风冷进口；3-机匣；4-导向器；5-涡轮冷却进口；6-扩压器；7-前盖；8-引射气流道扩压器点阵栅格；9-燃烧室前端壁面；10-外气膜孔；11-燃烧室外壁面；12-蒸发管；13-燃油喷嘴；14-燃烧室后端壁面；15-翅片；16-燃烧室内壁面；17-轴套；18-分油环；19-内气膜孔；20-后盖；21-油冷出口；22-油冷流道管路；23-风冷流道管路清粉孔；24-风冷口；25-燃烧室前端气膜孔；26-燃烧室点阵栅格；27-导流叶片；28-扩压风道；29-双层环形燃烧舱；30-斜支撑结构；31-斜支撑点阵栅格结构；32-冷却通道；33-风冷通道；34-油冷通道；35-喷气口。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步详细描述：
参见图1至图3所示，本发明一种涡喷发动机燃烧组件结构，包括中间为空腔结构的机匣3，机匣3的一端设置有导向器4，导向器4上固定有与机匣3同轴的轴套17，轴套17一端固定于导向器4上，轴套17另一端外圈固定有扩压器6；扩压器6包括若干沿机匣3内壁周向阵列的导流叶片27，相邻两个导流叶片27之间形成扩压风道28，扩压器6端部设置有前盖7，前盖7中间设有圆形开口；导流叶片27与轴套17连接面沿轴套17轴线的截面为V型；轴套17外圈设置有与轴套17同轴设置的双层环形燃烧舱29，双层环形燃烧舱29的舱壁壁面开设有气膜孔；双层环形燃烧舱29一端端面沿轴套17轴线的截面为V型，双层环形燃烧舱29端部的V型与轴套17和导流叶片27的V型方向一致；导向器4的外圈设有燃烧室点阵栅格26，双层环形燃烧舱29的另一端固定于导向器4上，如图4所示，导向器4上开设有连通双层环形燃烧舱29内腔的喷气口35，双层环形燃烧舱29内设置有一端固定于燃烧室点阵栅格26上的蒸发管12，燃烧室点阵栅格26内埋设有喷油口位于蒸发管12内的燃油喷嘴13。燃烧时，燃油通过燃油喷嘴13喷射入蒸发管12内，燃油在蒸发管12内蒸发进入双层环形燃烧舱29内，空气由扩压器6入口通过扩压风道28进入机匣3内，然后通过双层环形燃烧舱29的舱壁壁面的气膜孔进入双层环形燃烧舱29内，与蒸发管12内蒸发的气态燃油混合后燃烧，产生热量由导向器4上的喷气口喷出。
如图1、图5所示，轴套17另一端外侧设有斜支撑结构30，斜支撑结构30沿轴套17外侧周向设置，轴套17与斜支撑结构30之间为斜支撑点阵栅格结构31；斜支撑结构30与轴套17轴线夹角为30°～60°；导流叶片27与轴套17形成V型结构的一端为斜坡结构，导流叶片27的斜坡坡度为30°～60°，即导流叶片27的端部面与轴套17轴线夹角为30°～60°；导流叶片27的斜坡端与轴套17外侧的斜支撑结构30形成V型结构。
如图1所示，轴套17管壁周向间隔均匀设置有若干沿轴套17轴向设置的冷却通道32，导向器4上设置有连通冷却通道32的冷却出口5，各冷却通道32之间相互不连通；斜支撑结构30上设有连通冷却通道32的风冷通道33，风冷通道33的风冷口24开设于斜支撑结构30位于斜支撑点阵栅格结构31一侧表面，轴套17的端部开设有风冷进口2，轴套17与斜支撑结构30之间的斜支撑点阵栅格结构31形成风冷空腔，冷却风从风冷进口2进入斜支撑点阵栅格结构31形成风冷空腔内，然后由风冷口24进入风冷通道33后进入冷却通道32，然后由与轴套17连接的导向器4端部冷却出口5流出；在斜支撑结构30上间隔设置有与轴套17上冷却通道32连通的风冷通道33；斜支撑结构与轴套17一体成型。
如图1、图2所示，导流叶片27内设有引射气流道扩压器点阵栅格8，以减轻涡喷发动机燃烧组件整体质量，导流叶片27的端部设有风冷流道管路清粉孔23，用于清除引射气流道扩压器点阵栅格8成型过程中多余粉末。如图7至图10所示，导流叶片27的引射气流道扩压器点阵栅格8内埋设有油冷流道管路22，前盖7上开设有与油冷流道管路22一端连通的油冷进口1，油冷流道管路22另一端埋设于轴套17内并开设油冷出口21，斜支撑点阵栅格结构31内设有连通油冷出口21与冷却通道32的油冷通道34；连通油冷通道34的冷却通道32与连通风冷通道33的冷却通道32间隔设置，即轴套17上相邻两个冷却通道32一个连通油冷通道34，另一个连通风冷通道33。在轴套17外周形成风冷流道与油冷流道间隔分布的冷却结构，交替冷却，提高轴套17的冷却效率。扩压器点阵栅格8体积为导流叶片27体积的5％～25％，扩压器点阵栅格8的单元格外径为1mm～5mm。
如图1所示，双层环形燃烧舱29包括同轴嵌套设置的燃烧室外壁面11和燃烧室内壁面16，燃烧室外壁面11一端和燃烧室内壁面16一端通过燃烧室前端壁面9连接，燃烧室前端壁面9沿轴套17轴线的截面形状为V型，V型顶点圆弧过渡，圆弧过渡半径为2mm～8mm。燃烧室内壁面16和燃烧室外壁面11均为圆柱体结构，燃烧室内壁面16形成的圆柱体套装在燃烧室外壁面11形成的圆柱体内，燃烧室内壁面16的前端和燃烧室外壁面11的前端通过燃烧室前端壁面9连接，燃烧室前端壁面9沿燃烧室内壁面16或燃烧室外壁面11的轴向截面为V型结构，V型结构顶端为圆弧过渡角，即燃烧室内壁面16的前端和燃烧室外壁面11的前端通过两个相连的斜面连接，两个斜面与其相连的燃烧室内壁面16或燃烧室外壁面11之间的夹角为30°～60°，即一侧斜面与燃烧室内壁面16连接，则其与燃烧室内壁面16之间的夹角为30°～60°，此时，另一个斜面与燃烧室外壁面11连接，则其燃烧室外壁面11之间的夹角为30°～60°；两个斜面连接处倒角半径为2mm～8mm，使得来流空气更加贴合壁面，优化高速流场，使速度场更加均匀，避免局部出现高速区。
如图6所示，燃烧室内壁面16的另一端固定于导向器4上端面，燃烧室内壁面16的另一端与导向器4上端面一体成型；燃烧室外壁面11的另一端与蒸发管12一端通过燃烧室后端壁面14连接，燃烧室后端壁面14为环形板，燃烧室后端壁面14的外边缘和燃烧室外壁面11的另一端连接；燃烧室外壁面11的另一端、蒸发管12一端及燃烧室后端壁面14一体成型；机匣3的侧壁与导向器4之间通过后盖20连接，后盖20内设置有环形设置的分油环18，燃油喷嘴13另一端与分油环18连通，燃油喷嘴13一端设置于蒸发管12内；燃烧室点阵栅格26位于燃烧室后端壁面14与后盖20之间，燃油喷嘴13设置于燃烧室点阵栅格26内；燃烧室点阵栅格26体积为燃烧室后端壁面14和后盖20之间悬空体积的12％～32％，燃烧室点阵栅格26的单元格外径为1mm～4mm。燃烧室外壁面11、燃烧室内壁面16和燃烧室前端壁面9形成的空间为火焰筒，火焰筒内为燃烧区。蒸发管12沿燃烧室后端壁面14的周向间隔均匀布置，每一个蒸发管12内插入有一个燃油喷嘴13。
本申请中，轴套17的两端分别与导向器4和扩压器6一体成型，轴套17外圈上的冷却通道32连通导向器4上的冷却出口5，通过冷却出口5实现冷却介质的循环。
轴套17与斜支撑结构30之间设置斜支撑点阵栅格结构31，导流叶片27内设有引射气流道扩压器点阵栅格8，导向器4的外圈设有燃烧室点阵栅格26，采用点阵栅格结构，在降低发动机燃烧组件整体重量的同时，起到支撑部件的作用。
燃烧室内壁面16上开设有若干个内气膜孔19，燃烧室外壁面11上开设有若干个外气膜孔10；燃烧室前端壁面9上开有燃烧室前端气膜孔25，其截面面积为1mm2～5mm2，沿燃烧室前端壁面9周向均匀布置，数量为10～15个；燃烧室内气膜孔19和燃烧室外气膜孔10截面为圆形或椭圆形，燃烧室内气膜孔19和燃烧室外气膜孔10的轴线和双层燃烧舱的轴线的夹角为28°～40°，燃烧室内气膜孔19的数量为80～100个；燃烧室外气膜孔10的数量为180～200个；燃烧室前端壁面9的燃烧室前端气膜孔25进气可以避免蒸发管直接暴露在燃烧区高温区，能够有效避免烧蚀。火焰筒前端接入引射空气，可以将燃烧室主燃区提前，进一步降低燃烧室出口温度；通过燃烧室前端气膜孔25合理分配气流分布，将扩压器6和双层环形燃烧舱的轴向距离缩小，从而减小发动机总长度，起到降低发动机重量，提高紧凑性的作用。
采用风冷和油冷两种双冷却方式冷却轴套17和导向器4，油冷流道管路22设置于导流叶片27内，冷流道管路22采用弯曲流道，进一步降低流阻，最大化降低流道对气流的分布影响，油冷流道管路22的截面面积为0.1mm2～0.5mm2，风冷通道33的截面面积为1mm2～5mm2。
蒸发管12外壁面均布有10-25个翅片15，在保证蒸发管强度的同时，增强火焰筒内高温气流和蒸发管换热，提高蒸发管内部温度；蒸发管12管体长度为蒸发管12外径的6～12倍，蒸发管12的内凹曲面段采用渐缩渐扩结构，内凹曲面段的曲线弧长占蒸发管12管体总长的16.72％～41.8％，减小管径加大流速可以使空气与燃油颗粒相对速度增大有利于改善蒸发管12蒸发率，燃油喷嘴13的轴线和燃烧室轴线之间的夹角为15°～35°，燃油喷嘴13在蒸发管12内部的长度占蒸发管12总长的1％～5％；燃油从燃油喷嘴13喷进蒸发管12内，相对来流空气逆向喷射，逆向喷射改变了传统航空发动机燃烧室头部喷射燃油和旋流稳定燃烧的燃烧组织方式，它利用高温燃气回流区内的高温低氧条件，实现稳定高效超低污染的燃烧模式。
本发明一种涡喷发动机燃烧组件结构采用增材制造一体化成型，整体使用梯度材料，燃烧组件前端使用铝合金，后端使用高温镍基合金，在保证不影响性能的情况下，降低综合成本。制作过程采用增材制造，增材制造工艺以数字化CAD模型为基础，应用分层制造，提取成型路径，将粉末分层沉积到基体上，尺寸精度高，其中火焰筒内外壁、蒸发管采用增材制造工艺一体化成型为轻量化单一部件，简化连接密封结构；采用快速凝固技术，加工过程在惰性气体保护中进行，可获得组织均匀致密的金相组织，达到或超过锻件水平，更为重要的是，此类装置的工作环境通常较差，如震动幅度大，温度场温差大，通过增材制造一体成型，减少了连接件如螺栓等的使用量，将大大提高结构的整体性，延长使用寿命，均匀致密的金相组织使得整个材料抗温差能力加强。该制作过程简化连接和密封结构，减少振动、安装不当造成的风险，有效增加寿命，减少设计及加工成本。同时减轻重量、减小外廓尺寸，加快迭代，缩短设计周期，尺寸精度高，提升燃烧组件整体性能，减轻重量能有效降低材料成本和燃油消耗，提升市场竞争力。通过增材制造技术将扩压器、燃烧室、导向器、燃油管、轴套、机匣、点阵栅格等使用梯度材料一体化成单一燃烧组件，减轻了设备的整体重量、不仅减小燃烧组件的外廓尺寸，还减少各部件之间的支撑和连接结构，提升了燃烧组件，便于加工，提升可靠性，改善了流场结构，降低流阻，提高整体性能的同时降低加工及维护成本；减少设计、制造、实验的中间环节，简化流程，缩短研发周期；采用双冷却流道，强化换热，提高冷却效果，进一步降低轴套和导向器的温度分布，延长使用寿命。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种涡喷发动机燃烧组件结构，其特征在于，包括中间为空腔结构的机匣(3)，机匣(3)的一端设置有导向器(4)，导向器(4)上固定有与机匣(3)同轴的轴套(17)，轴套(17)一端固定于导向器(4)上，轴套(17)另一端外圈固定有扩压器(6)；
扩压器(6)包括若干沿机匣(3)内壁周向阵列的导流叶片(27)，相邻两个导流叶片(27)之间形成扩压风道(28)，扩压器(6)端部设置有中间设有圆形开口的前盖(7)；导流叶片(27)与轴套(17)连接面沿轴套(17)轴线的截面为V型；
轴套(17)外圈设置有与轴套(17)同轴设置的双层环形燃烧舱(29)，双层环形燃烧舱(29)的舱壁壁面开设有气膜孔；双层环形燃烧舱(29)一端端面沿轴套(17)轴线的截面为V型，双层环形燃烧舱(29)端部的V型与轴套(17)和导流叶片(27)的V型方向一致；
导向器(4)的外周设有燃烧室点阵栅格(26)，双层环形燃烧舱(29)的另一端固定于导向器(4)上，导向器(4)上开设有连通双层环形燃烧舱(29)内腔的喷气口(35)；双层环形燃烧舱(29)内设置有一端固定于燃烧室点阵栅格(26)上的蒸发管(12)，燃烧室点阵栅格(26)内埋设有喷油口位于蒸发管(12)内的燃油喷嘴(13)。
2.根据权利要求1所述一种涡喷发动机燃烧组件结构，其特征在于，轴套(17)外侧设有斜支撑结构(30)，导流叶片(27)端部为斜坡结构，斜支撑结构(30)与导流叶片(27)端部的斜坡结构的截面为V型。
3.根据权利要求2所述一种涡喷发动机燃烧组件结构，其特征在于，斜支撑结构(30)沿轴套(17)外侧周向设置，轴套(17)与斜支撑结构(30)之间设有斜支撑点阵栅格结构(31)；斜支撑结构(30)与轴套(17)轴线夹角为30°～60°。
4.根据权利要求2所述一种涡喷发动机燃烧组件结构，其特征在于，导流叶片(27)的斜坡结构坡度为30°～60°。
5.根据权利要求3所述一种涡喷发动机燃烧组件结构，其特征在于，轴套(17)管壁周向间隔均匀设置有若干沿轴套(17)轴向设置的冷却通道(32)，导向器(4)上设置有连通冷却通道(32)的冷却出口(5)；斜支撑结构(30)上设有连通冷却通道(32)的风冷通道(33)，风冷通道(33)的风冷口(24)开设于斜支撑结构(30)位于斜支撑点阵栅格结构(31)一侧表面，轴套(17)的端部开设有连通斜支撑点阵栅格结构(31)空间的风冷进口(2)。
6.根据权利要求5所述一种涡喷发动机燃烧组件结构，其特征在于，导流叶片(27)内设有引射气流道扩压器点阵栅格(8)，导流叶片(27)的引射气流道扩压器点阵栅格(8)内埋设有油冷流道管路(22)，前盖(7)上开设有与油冷流道管路(22)一端连通的油冷进口(1)，油冷流道管路(22)另一端埋设于轴套(17)内并在位于引射气流道扩压器点阵栅格(8)一侧开设油冷出口(21)，斜支撑点阵栅格结构(31)内设有连通油冷出口(21)与冷却通道(32)的油冷通道(34)，连通油冷通道(34)的冷却通道(32)与连通风冷通道(33)的冷却通道(32)间隔设置。
7.根据权利要求1所述一种涡喷发动机燃烧组件结构，其特征在于，双层环形燃烧舱(29)包括同轴嵌套设置的燃烧室外壁面(11)和燃烧室内壁面(16)，燃烧室外壁面(11)一端和燃烧室内壁面(16)一端通过燃烧室前端壁面(9)连接，燃烧室前端壁面(9)沿轴套(17)轴线的截面形状为V型，V型顶点圆弧过渡。
8.根据权利要求7所述一种涡喷发动机燃烧组件结构，其特征在于，燃烧室内壁面(16)的另一端固定于导向器(4)上端面，燃烧室外壁面(11)的另一端与蒸发管(12)一端通过燃烧室后端壁面(14)连接，燃烧室后端壁面(14)的外边缘和燃烧室外壁面(11)的另一端连接，机匣(3)的侧壁与导向器(4)之间通过后盖(20)连接，后盖(20)内设置有环形设置的分油环(18)，燃油喷嘴(13)另一端与分油环(18)连通。
9.根据权利要求1所述一种涡喷发动机燃烧组件结构，其特征在于，燃油喷嘴(13)的轴线和燃烧室轴线之间的夹角为15°～35°，燃油喷嘴(13)在蒸发管(12)内部的长度占蒸发管(12)总长的1％～5％。
10.根据权利要求8所述一种涡喷发动机燃烧组件结构，其特征在于，所述机匣(3)、导向器(4)、扩压器(6)、轴套(17)、蒸发管(12)、燃油喷嘴(13)、分油环(18)、后盖(20)、燃烧室点阵栅格(26)和双层环形燃烧舱(29)采用增材制造一体成型。
CN202010366601.XA 2020-04-30 2020-04-30 一种涡喷发动机燃烧组件结构 Active CN111520745B (zh)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010366601.XA CN111520745B (zh) 2020-04-30 2020-04-30 一种涡喷发动机燃烧组件结构
PCT/CN2020/095374 WO2021217792A1 (zh) 2020-04-30 2020-06-10 一种涡喷发动机燃烧组件结构

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010366601.XA CN111520745B (zh) 2020-04-30 2020-04-30 一种涡喷发动机燃烧组件结构

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111520745A CN111520745A (zh) 2020-08-11
CN111520745B true CN111520745B (zh) 2021-02-09

Family

ID=71906590

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010366601.XA Active CN111520745B (zh) 2020-04-30 2020-04-30 一种涡喷发动机燃烧组件结构

Country Status (2)

Country Link
CN (1) CN111520745B (zh)
WO (1) WO2021217792A1 (zh)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114060152B (zh) * 2021-12-24 2022-12-06 常州环能涡轮动力股份有限公司 微型涡喷发动机的燃油雾化结构
CN114623466A (zh) * 2022-01-27 2022-06-14 北京盈天航空动力科技有限公司 一种微小型涡喷发动机燃烧室涡轮导向器3d打印一体化结构
CN115355535A (zh) * 2022-06-30 2022-11-18 南昌航空大学 一种涡喷发动机的蒸发管导向器一体化结构
CN115183269B (zh) * 2022-07-21 2023-06-20 中国航发沈阳发动机研究所 一种采用陶瓷基叶片和整流支板整流的加力燃烧室
CN115559827B (zh) * 2022-10-25 2024-07-30 北京动力机械研究所 一种双模喷管
CN117569923B (zh) * 2024-01-12 2024-04-05 成都中科翼能科技有限公司 一种燃气轮机涡轮支点结构

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP5316947B2 (ja) * 2009-06-26 2013-10-16 株式会社Ｉｈｉ マイクロガスタービン用燃焼器
CN102878579B (zh) * 2012-10-11 2015-03-04 北京航空航天大学 一种环形多孔介质头部的超微涡喷发动机后置燃烧室
CN104847695A (zh) * 2015-05-13 2015-08-19 张澄宇 基于微型涡喷发动机的级中引气式压气机
CN206429274U (zh) * 2016-12-30 2017-08-22 山东矿机集团股份有限公司 微型涡轮喷气发动机
CN207610237U (zh) * 2017-11-14 2018-07-13 保定市玄云涡喷动力设备研发有限公司 一种产生涡流促进燃烧的蒸发式燃烧室
CN108590859B (zh) * 2018-04-24 2021-03-09 深圳意动航空科技有限公司 一种增材制造的微型涡喷发动机
CN109057969A (zh) * 2018-08-08 2018-12-21 北京航空航天大学 一种微型燃气轮机
CN109469922B (zh) * 2018-11-09 2020-07-03 四川航天中天动力装备有限责任公司 一种微型发动机燃烧室
CN209637887U (zh) * 2019-02-22 2019-11-15 广州市司派克航空器材有限公司 一种带有陶瓷加热器的模型涡喷发动机
CN111023155B (zh) * 2019-12-31 2021-03-16 西安增材制造国家研究院有限公司 一种二次流蒸发管式燃烧室结构

Also Published As

Publication number Publication date
WO2021217792A1 (zh) 2021-11-04
CN111520745A (zh) 2020-08-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN111520745B (zh) 一种涡喷发动机燃烧组件结构
CN111023155B (zh) 一种二次流蒸发管式燃烧室结构
US20220170383A1 (en) Engine component assembly
CN109469922B (zh) 一种微型发动机燃烧室
US9638057B2 (en) Augmented cooling system
CN202203987U (zh) 涡轴发动机的回流燃烧室火焰筒冷却结构
US20170191417A1 (en) Engine component assembly
CN102644935B (zh) 涡轮发动机和用于涡轮发动机中的燃烧器组件
CN110375331B (zh) 一种发动机燃烧室用蒸发管结构及发动机燃烧室结构
CN202203988U (zh) 涡轴发动机的回流燃烧室
CN114060152B (zh) 微型涡喷发动机的燃油雾化结构
CN102251857B (zh) 用于冷却涡轮机燃烧器过渡件的系统
CN113028452A (zh) 一种双重扰流组合式甩油盘
CN113719857B (zh) 一种燃油雾化装置及其应用
CN111648866A (zh) 一种冲击气膜-发散孔复合冷却结构
CN113551265B (zh) 燃料喷嘴和燃气轮机
CN202209695U (zh) 具有新型火焰筒冷却结构的涡轴发动机回流燃烧室
CN111520758A (zh) 一种燃油预热壁面冷却一体的火焰筒壁结构
CN215637322U (zh) 一种具有换热器的燃烧室结构
CN210662931U (zh) 一种用于航空发动机的火焰筒
CN113819492B (zh) 一种导流板、火焰筒及燃气涡轮发动机
CN113237096A (zh) 一种具有换热器的燃烧室结构
CN113091093A (zh) 燃气轮机的空气整流罩及喷嘴
CN207945019U (zh) 一种用于预旋冷却系统的多排接受孔结构
CN217080826U (zh) 一种大功率雾化炮风机

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant