CN113775436A - 隐身旋流混合装置 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种隐身旋流混合装置，包括燃烧室筒体机闸、内柱体、低压涡轮叶片、内涵机闸，所述内涵机闸设于燃烧室筒体机闸内，内涵机闸与燃烧室筒体机闸之间形成外涵道，内涵机闸内设有内柱体、低压涡轮叶片，内柱体与内涵机闸壁面之间沿环形分布有多个一体化整流混合支板，一体化整流混合支板位于低压涡轮叶片下游，一体化整流混合支板为中空结构，并与外涵道连通，一体化整流混合支板上分布有多个气膜孔。本发明通过整流支板与混合器一体化设计，减小了发动机重量；提高了掺混的均匀性；空气从气膜孔流出时形成气膜，利用一体化整流混合支板对低压涡轮叶片的遮挡，实现了红外隐身。

Description

隐身旋流混合装置
技术领域
本发明涉及航空发动机混合装置技术领域；具体涉及一种隐身旋流混合装置。
背景技术
随着军用飞机需求发展，航空发动机从涡喷航空发动机过渡到涡扇航空发动机，涡扇航空发动机具有内涵和外涵两个涵道，需要混合系统将内涵燃气、外涵空气掺混进入加力燃烧室或喷管。混合装置是涡扇航空发动机的掺混部件，用于提高发动机推进效率或改善加力燃烧室燃油雾化、燃烧条件。
目前，现有涡扇航空发动机常用的混合装置有平行混合器、漏斗混合器、波瓣混合器、菊花型混合器等，外涵低速空气和内涵高速燃气流过混合器由于速度差形成流向涡，以达到外涵低温空气和内涵高温燃气掺混效果。但这些混合器不能实现高温低压涡轮的隐身，同时，由于整流支板与混合器分开设计，导致发动机重量增加。
公开号为CN210752467U的中国专利公开了一种混合器，该混合器沿着烟气流动方向依次有烟气入口、混合段、收缩段、扩张段和烟气出口，混合段侧壁相切地设有还原剂入口，收缩段设有螺旋器，扩张段设有扰流器。该混合器不适用于航空发动机外涵低温空气和内涵高温燃气的掺混，而且也不具备隐身功能、不能减轻重量。
发明内容
为解决上述技术问题，本发明提供了一种隐身旋流混合装置。
本发明通过以下技术方案得以实现。
本发明提供的隐身旋流混合装置，包括燃烧室筒体机闸、内柱体、低压涡轮叶片、内涵机闸，所述内涵机闸设于燃烧室筒体机闸内，内涵机闸与燃烧室筒体机闸之间形成外涵道，内涵机闸内设有内柱体、低压涡轮叶片，内柱体与内涵机闸壁面之间沿环形分布有多个一体化整流混合支板，一体化整流混合支板位于低压涡轮叶片下游，一体化整流混合支板为中空结构，并与外涵道连通，一体化整流混合支板上分布有多个气膜孔。
所述一体化整流混合支板的纵向截面为月牙形。
所述一体化整流混合支板设有沿气流方向倾斜设置，一体化整流混合支板与气流方向形成攻角。
所述攻角为5°～15°。
所述一体化整流混合支板弓起的两面均设有气膜孔。
所述气膜孔直径为1mm～2mm。
所述一体化整流混合支板连通外涵道的部位设有引气口，引气口为向外涵道渐扩的倾斜面结构。
所述内柱体的下游端设有锥体。
所述外涵道内的空气进入一体化整流混合支板，从气膜孔流出，在一体化整流混合支板外表面形成气膜。
所述一体化整流混合支板在轴向上完全遮挡低压涡轮叶片。
本发明的有益效果在于：
本发明具有如下优点：(1)通过整流支板与混合器一体化设计，减小了发动机重量，使飞行器的平衡性能、速度更高；(2)通过中空的一体化整流混合支板、气膜孔引入外涵道内的空气，提高了掺混的均匀性；(3)空气从气膜孔流出时形成气膜，降低了一体化整流混合支板工作时的温度，利用一体化整流混合支板对低压涡轮叶片的遮挡，实现了红外隐身。
附图说明
图1是本发明的结构示意图。
图2是低压涡轮叶片与一体化整流混合支板的组装关系示意图。
图3是图2的侧向示意图。
图4是一体化整流混合支板与内涵机闸的组装关系示意图。
图5是图4的A部详图。
图中：1-燃烧室筒体机闸；2-内柱体；3-一体化整流混合支板；4-低压涡轮叶片；5-内涵机闸；6-外涵道；7-气膜孔；8-锥体。
具体实施方式
下面进一步描述本发明的技术方案，但要求保护的范围并不局限于所述。
如图1～5所示为本发明的结构示意图：
本发明提供了一种隐身旋流混合装置，包括燃烧室筒体机闸1、内柱体2、低压涡轮叶片4、内涵机闸5，所述内涵机闸5设于燃烧室筒体机闸1内，内涵机闸5与燃烧室筒体机闸1之间形成外涵道6，内涵机闸5内设有内柱体2、低压涡轮叶片4，内柱体2与内涵机闸5壁面之间沿环形分布有多个一体化整流混合支板3，一体化整流混合支板3位于低压涡轮叶片4下游，一体化整流混合支板3为中空结构，并与外涵道6连通，一体化整流混合支板3上分布有多个气膜孔7。
原理：内涵道内的高温燃气经低压涡轮叶片4、一体化整流混合支板3形成流向涡，便于吸入外涵道6内的低温空气，低温空气首先进入中空的一体化整流混合支板3，对一体化混合整流支板进行冷却，然后从气膜孔7流出，在流向涡的作用下实现空气与高温燃气掺混；同时，空气从气膜孔7流出时形成气膜，气膜可有效减缓一体化整流混合支板3的温度升高过程，同时空气流对其具有冷却效果，一体化整流混合支板3位于低压涡轮叶片4的下游，利用一体化整流混合支板3对低压涡轮叶片4的遮挡，实现红外隐身。
本发明具有如下优点：(1)通过整流支板与混合器一体化设计，减小了发动机重量，使飞行器的平衡性能、速度更高；(2)通过中空的一体化整流混合支板3、气膜孔7引入外涵道6内的空气，提高了掺混的均匀性；(3)空气从气膜孔7流出时形成气膜，降低了一体化整流混合支板3工作时的温度，利用一体化整流混合支板3对低压涡轮叶片4的遮挡，实现了红外隐身。
所述一体化整流混合支板3的纵向截面为月牙形。使得一体化整流混合支板3之间形成的通道截面沿气流方向具有渐缩、渐扩的变化，提高推进效果，且气流掺混更均匀。
所述一体化整流混合支板3设有沿气流方向倾斜设置，一体化整流混合支板3与气流方向形成攻角。利用气流流过带攻角的一体化整流混合支板3形成旋流涡，提高内外涵气体掺混均匀性。
所述攻角为5°～15°。
所述一体化整流混合支板3弓起的两面均设有气膜孔7。便于对一体化整流混合支板3充分保护，提高隐身效果。
所述气膜孔7直径为1mm～2mm。
所述一体化整流混合支板3连通外涵道6的部位设有引气口，引气口为向外涵道6渐扩的倾斜面结构。便于使外涵道6内的空气流入，提高引气效率。
所述内柱体2的下游端设有锥体8。便于对混合气流引流，防止形成滞留区。
所述外涵道6内的空气进入一体化整流混合支板3，从气膜孔7流出，在一体化整流混合支板3外表面形成气膜。通过气流对一体化混合整流支板进行冷却，并通过气膜减缓一体化整流混合支板3的温度升高过程，有效降低了一体化整流混合支板3工作时的温度。
所述一体化整流混合支板3在轴向上完全遮挡低压涡轮叶片4。便于实现红外隐身。

Claims (10)

1.一种隐身旋流混合装置，其特征在于：包括燃烧室筒体机闸(1)、内柱体(2)、低压涡轮叶片(4)、内涵机闸(5)，所述内涵机闸(5)设于燃烧室筒体机闸(1)内，内涵机闸(5)与燃烧室筒体机闸(1)之间形成外涵道(6)，内涵机闸(5)内设有内柱体(2)、低压涡轮叶片(4)，内柱体(2)与内涵机闸(5)壁面之间沿环形分布有多个一体化整流混合支板(3)，一体化整流混合支板(3)位于低压涡轮叶片(4)下游，一体化整流混合支板(3)为中空结构，并与外涵道(6)连通，一体化整流混合支板(3)上分布有多个气膜孔(7)。
2.如权利要求1所述的隐身旋流混合装置，其特征在于：所述一体化整流混合支板(3)的纵向截面为月牙形。
3.如权利要求1或2所述的隐身旋流混合装置，其特征在于：所述一体化整流混合支板(3)设有沿气流方向倾斜设置，一体化整流混合支板(3)与气流方向形成攻角。
4.如权利要求3所述的隐身旋流混合装置，其特征在于：所述攻角为5°～15°。
5.如权利要求2所述的隐身旋流混合装置，其特征在于：所述一体化整流混合支板(3)弓起的两面均设有气膜孔(7)。
6.如权利要求1或5所述的隐身旋流混合装置，其特征在于：所述气膜孔(7)直径为1mm～2mm。
7.如权利要求1所述的隐身旋流混合装置，其特征在于：所述一体化整流混合支板(3)连通外涵道(6)的部位设有引气口，引气口为向外涵道(6)渐扩的倾斜面结构。
8.如权利要求1所述的隐身旋流混合装置，其特征在于：所述内柱体(2)的下游端设有锥体(8)。
9.如权利要求1所述的隐身旋流混合装置，其特征在于：所述外涵道(6)内的空气进入一体化整流混合支板(3)，从气膜孔(7)流出，在一体化整流混合支板(3)外表面形成气膜。
10.如权利要求1所述的隐身旋流混合装置，其特征在于：所述一体化整流混合支板(3)在轴向上完全遮挡低压涡轮叶片(4)。
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Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115013089A (zh) * 2022-06-09 2022-09-06 西安交通大学 宽工况后向遮挡的涡轮后机匣整流支板设计方法及系统
CN115218211A (zh) * 2022-07-21 2022-10-21 中国航发沈阳发动机研究所 一种进行支板整流的航空发动机
CN115614177A (zh) * 2022-08-29 2023-01-17 中国航发四川燃气涡轮研究院 全遮挡掺混一体化机匣
CN115614176A (zh) * 2022-08-29 2023-01-17 中国航发四川燃气涡轮研究院 基于内外涵结构一体化的红外与雷达综合隐身装置
CN115949530A (zh) * 2023-03-09 2023-04-11 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种异形喷管的隐身装置

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102032072A (zh) * 2010-11-24 2011-04-27 南京航空航天大学 涡轮风扇航空发动机气膜冷却中心锥排气系统
CN102538010A (zh) * 2012-02-12 2012-07-04 北京航空航天大学 一种稳定器与涡轮后整流支板一体化设计的加力燃烧室
CN207715195U (zh) * 2017-12-12 2018-08-10 中国航发沈阳发动机研究所 一种整流支板及具有其的航空发动机涡轮后机匣
CN112228162A (zh) * 2020-10-16 2021-01-15 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种加力型涡扇发动机雷达与红外综合隐身结构

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102032072A (zh) * 2010-11-24 2011-04-27 南京航空航天大学 涡轮风扇航空发动机气膜冷却中心锥排气系统
CN102538010A (zh) * 2012-02-12 2012-07-04 北京航空航天大学 一种稳定器与涡轮后整流支板一体化设计的加力燃烧室
CN207715195U (zh) * 2017-12-12 2018-08-10 中国航发沈阳发动机研究所 一种整流支板及具有其的航空发动机涡轮后机匣
CN112228162A (zh) * 2020-10-16 2021-01-15 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种加力型涡扇发动机雷达与红外综合隐身结构

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115013089A (zh) * 2022-06-09 2022-09-06 西安交通大学 宽工况后向遮挡的涡轮后机匣整流支板设计方法及系统
CN115013089B (zh) * 2022-06-09 2023-03-07 西安交通大学 宽工况后向遮挡的涡轮后机匣整流支板设计方法及系统
CN115218211A (zh) * 2022-07-21 2022-10-21 中国航发沈阳发动机研究所 一种进行支板整流的航空发动机
CN115218211B (zh) * 2022-07-21 2023-08-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种进行支板整流的航空发动机
CN115614177A (zh) * 2022-08-29 2023-01-17 中国航发四川燃气涡轮研究院 全遮挡掺混一体化机匣
CN115614176A (zh) * 2022-08-29 2023-01-17 中国航发四川燃气涡轮研究院 基于内外涵结构一体化的红外与雷达综合隐身装置
CN115614177B (zh) * 2022-08-29 2024-04-16 中国航发四川燃气涡轮研究院 全遮挡掺混一体化机匣
CN115614176B (zh) * 2022-08-29 2024-04-19 中国航发四川燃气涡轮研究院 基于内外涵结构一体化的红外与雷达综合隐身装置
CN115949530A (zh) * 2023-03-09 2023-04-11 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种异形喷管的隐身装置
CN115949530B (zh) * 2023-03-09 2023-06-30 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种异形喷管的隐身装置

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