CN114877374B - 一体化加力支板及使用该加力支板的加力燃烧室 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种一体化加力支板及使用该加力支板的加力燃烧室，一体化加力支板包括由前缘壁面、尾缘壁面和侧壁面合围形成的具有空腔的加力支板型面，加力支板型面设计为单层薄壁，加强一体化设计的紧凑性，减轻了整体重量，前缘为圆弧型凸曲面，侧壁与尾缘为直线型壁面，整体采用流线外型减少流动损失；所述气膜孔布置于加力支板表面，以前缘迎风脊线和支板轴向为基准进行排列，通过外涵引气进入支板内使冷气从气膜孔流出，在支板外表面形成全覆盖冷却气膜，调节气膜孔排布、结构可实现对加力支板壁面的温度控制，保障多种飞行状态下一体化加力支板的可靠工作，延长使用寿命，提高发动机性能。

Description

一体化加力支板及使用该加力支板的加力燃烧室

技术领域

本发明涉及航空发动机加力燃烧室一体化技术领域，具体是一种一体化加力支板及使用该加力支板的加力燃烧室。

背景技术

对于传统的加力燃烧室而言，一方面，航空发动机加装加力燃烧室后，给发动机带来的整体增重接近20%，随着先进航空发动机对推重比要求的不断提高，传统加力燃烧室带来附加质量和发动机长度的增加，不可避免的成为影响发动机性能进一步提高的负面因素；另一方面，传统的加力燃烧室将火焰稳定器、喷油装置、混合器等部件直接安置于涵道流路中，引起主流的阻塞，造成明显的流动损失，在加力燃烧室不工作的冷态工作状态下，这些损失本是毫无意义的。而先进战斗机所需具备的超声速巡航的性能，要求加力燃烧室在冷态下有相对小的流阻损失。

在传统加力燃烧室结构发展后劲不足的情况下，能组合多个组件功能、降低流动损失、减少部件数目、缩短整体长度的一体化设计成为了加力燃烧室发展突破的一个重要方向。

针对一体化加力燃烧室，涡轮后出口排出的燃气温度高速度快，其核心部件一体化加力支板面临对主流扰动造成较大流动损失，直面高温燃气易损坏的难题，因此有必要对一体化加力支板进行冷却结构设计，同时设法减轻重量，降低流动损失，使其壁面温度在材料承受范围以内，降低工作过程中主流燃气对其产生的损伤，有效延长其使用寿命，提高在多种飞行状态下的工作稳定性，拓宽发动机的工作范围。

发明内容

本发明为了解决现有技术的问题，提供了一种一体化加力支板及使用该加力支板的加力燃烧室，在涡轮后出口来流高温高速的情况下，有效减少流动损失，采用致密气膜覆盖的冷却结构，充分利用外涵低温冷气，对加力支板壁面实施高效气膜冷却，保证在多种飞行状态下一体化加力支板的工作可靠性，降低主流燃气对其产生的损伤，延长使用寿命。

本发明提供了一种一体化加力支板，包括由前缘壁面、尾缘壁面和侧壁面合围形成的具有空腔的加力支板型面，其中，前缘壁面为加力支板正对内涵主流燃气的迎风壁面，尾缘壁面为位于加力支板后端的平直壁面，前缘壁面和侧壁面上布置有气膜孔，空腔区域为与气膜孔连通的支板冷气通道，支板冷气通道包括支板外涵冷气入口与支板中心锥冷气出口。

进一步改进，所述加力支板型面为厚度为0.8-3mm的单层薄壁，整体沿着加力支板中心轴线两侧对称，沿径向高度收缩。

进一步改进，所述前缘壁面形状为圆弧型凸曲面，前缘顶端脊线处圆弧曲率半径为1.5-3.5mm，为前缘底端脊线处圆弧曲率半径的1.2-1.45倍，整体沿径向倾斜，壁面法向与轴向呈5-15°夹角；所述侧壁面为前缘壁面与尾缘壁面之间平滑连接部分，其靠近前缘部分延续前缘圆弧型凸曲面特征，靠近尾缘部分为与主流方向平行的直线型壁面；所述尾缘壁面周向与主流方向垂直，壁面法向与主流方向夹角为5°-45°，壁面沿径向高度收缩，顶端宽度为底端的1.5-2.5倍。

进一步改进，所述支板外涵冷气入口面积为支板中心锥冷气出口面积的2-4倍，且支板外涵冷气入口面形心较支板中心锥冷气出口面形心更靠近支板尾缘。

进一步改进，所述气膜孔包括第一排气膜孔、第二排气膜孔、第三排气膜孔和后续气膜孔，其中第一排气膜孔纵向排列于加力支板前缘壁面迎风脊线上，第二排气膜孔、第三排气膜孔和后续气膜孔沿加力支板中心轴线两侧对称，气膜孔孔径在0.5-2mm范围内。

进一步改进，所述气膜孔的排列方式以前缘壁面迎风脊线和支板轴向为基准，迎风脊线方向为纵向，支板轴向为横向，气膜孔排沿纵向排列，单排气膜孔单个孔之间的距离为纵向间距，各孔排之间横向距离为横向间距；气膜孔整体呈交叉排布，即后排孔与前排孔整体纵向位置相差半个纵向间距。

进一步改进，所述第一排气膜孔纵向间距为孔径的2-4倍，气膜孔方向沿径向倾斜；所述第二排气膜孔与第一排气膜孔横向间距为孔径的4-8倍，纵向间距为孔径的2-4倍，气膜孔方向沿轴向倾斜；所述第三排气膜孔与第二排气膜孔横向间距为孔径的4-8倍，纵向间距为孔径的6-14倍，气膜孔方向沿轴向倾斜；所述后续气膜孔包括自第四排气膜孔往后的所有剩余气膜孔，其中第四排气膜孔与第三排气膜孔横向间距为孔径的10-16倍，纵向间距为孔径的7-14倍，剩余气膜孔排均依此横向、纵向间距规律交叉排布，气膜孔方向沿轴向倾斜；所述后续气膜孔纵向排列终止于与尾缘壁面边缘平行的截止线上，单排气膜孔孔数沿截止线逐渐减少直至截止线与支板顶端接触处。

本发明还提供了一种加力燃烧室，包括由外向内同轴分布的加力燃烧室筒体和中心锥，加力燃烧室筒体和中心锥之间通过加力燃烧室涵道分流板分割成加力燃烧室外涵通道和内涵主流通道，一体化加力支板周向分布于中心锥与加力燃烧室涵道分流板之间；所述一体化加力支板的支板中心锥冷气出口穿过中心锥，一体化加力支板的支板外涵冷气入口穿过加力燃烧室涵道分流板。

进一步改进，所述一体化加力支板与加力燃烧室外涵通道相连顶端轴向长度为与中心锥相连底端轴向长度的1.5-1.9倍，加一体化加力支板随中心锥收缩而向下扩张，一体化加力支板尾缘径向长度为前缘径向长度的1.1-1.3倍。

本发明有益效果在于：

（1）加力支板型面设计为单层薄壁，一方面加强了加力一体化设计的紧凑性，缩短整体长度，另一方面有效减轻了整体重量；其前缘壁面设计为圆弧型凸曲面，侧壁面与尾缘壁面为直线型壁面与主流方向平行，尾缘壁面周向与主流方向垂直，壁面法向与主流方向呈一定夹角，加力支板型面的整体宽度沿径向高度变化，上宽下窄，这一流线外型使其在对内涵主流发生的扰动中，有效减少流动损失，提高发动机性能，提升加力燃烧室的工作稳定性。

（2）在加力支板表面布置致密气膜孔，通过从外涵通道引气进入支板内部，部分冷气从气膜孔流出，在支板外表面形成全覆盖的高效冷却气膜，同时气膜孔以支板前缘壁面迎风脊线和支板轴向为基准进行排列，提高气膜孔分布的合理性，强化气膜覆盖的均匀性，进而增加支板壁面温度均匀性，有效降低涡轮后出口排出的高温燃气对加力支板的加热作用，避免因温度过高而引发的加力燃烧室核心部件的损坏，并有效延长一体化加力支板的使用寿命，保障加力燃烧室整体的可靠工作。

（3）通过调节气膜孔排布规律、孔型、孔径、支板冷气通道进出口面积比等结构参数，以及调节冷气流量和压差等流动参数，可实现对加力支板壁面的温度控制。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。

图1：一体化加力燃烧室三维整体示意图；

图2：带对流-气膜冷却结构的一体化加力支板周向排布示意图；

图3：带对流-气膜冷却结构的一体化加力支板主视图；

图4：加力支板型面各径向高度处曲率梳分布示意图；

图5：带对流-气膜冷却结构的一体化加力支板俯视图；

图6：带对流-气膜冷却结构的一体化加力支板后视图；

图7：图6的A-A、C截面局部剖视图；

图8：内外涵通道示意图。

图中，1加力燃烧室筒体，2加力燃烧室外涵通道，3加力燃烧室涵道分流板，4支板外涵冷气入口，5一体化加力支板，500加力支板型面，501前缘壁面，502侧壁面，503尾缘壁面，6内涵主流通道，7支板中心锥冷气出口，8中心锥，9气膜孔，901第一排气膜孔，902第二排气膜孔，903第三排气膜孔，904后续气膜孔，10支板冷气通道。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明提供了一种加力燃烧室，结合图1，沿径向由外向内依次包括加力燃烧室筒体1、加力燃烧室外涵通道2、加力燃烧室涵道分流板3、内涵主流通道6和中心锥8，加力燃烧室筒体1和中心锥8之间通过加力燃烧室涵道分流板3分割成加力燃烧室外涵通道2和内涵主流通道6，带对流-气膜冷却结构的一体化加力支板5周向分布于中心锥8与加力燃烧室涵道分流板3之间；所述一体化加力支板的支板中心锥冷气出口7穿过中心锥8，一体化加力支板的支板外涵冷气入口穿过加力燃烧室涵道分流板3。

结合图2，带对流-气膜冷却结构的一体化加力支板5周向分布于外涵通道2与中心锥8之间，在本实施例中，加力支板的周向间隔角度为22.5°，共16个。

结合图3，在本实施例中，加力支板型面500设计为厚度1mm的单层薄壁，一方面强化加力一体化设计的紧凑性，缩短整体长度，另一方面减轻整体重量；加力支板型面500包括前缘壁面501、侧壁面502和尾缘壁面503，沿中心轴线两侧对称，沿径向高度收缩，壁面合围形成的空腔区域为支板冷气通道10；加力支板型面随中心锥收缩而向下扩张，其尾缘径向长度为200-240mm，是前端径向长度的1.1-1.5倍，尾缘壁面底端至中心锥轴线的径向距离为185-225mm。

结合图4，曲率梳分布显示了壁面上各点曲率的相对大小，所述前缘壁面501为圆弧型凸曲面，在本实施例中，前缘顶端脊线处圆弧曲率半径为2.2-2.8mm，为前缘底端脊线处圆弧曲率半径的1.2-1.5倍，整体沿径向倾斜，壁面法向与轴向呈10°夹角；所述侧壁面502为前缘壁面与尾缘壁面之间平滑连接部分，其靠近前缘部分延续前缘圆弧型凸曲面特征保证平滑过渡，靠近尾缘部分为与主流方向平行的直线型壁面，这一流线外型使其在对内涵主流发生的扰动中，有效减少流动损失，提高发动机性能。

结合图5，在本实施例中，所述加力支板型面500与加力燃烧室外涵通道2相连的顶端轴向长度为210-260mm，为中心锥8相连的底端轴向长度的1.5-1.8倍；所述支板外涵冷气入口4面积为6600-7200mm²，为支板中心锥冷气出口7面积的2.5-3.2倍，前者面形心较后者面形心更靠近支板尾缘，二者的轴向距离为70-100mm。

结合图6，在本实施例中，尾缘壁面503周向与主流方向垂直，壁面法向与主流方向夹角为30°，壁面沿径向高度收缩，上宽下窄，底端宽度为14-20mm，顶端宽度为底端的1.7-2.3倍，尾缘平直壁面使流道突扩，增强对主流燃气的减速增压，同时增大回流区，提升加力燃烧室的工作稳定性。

结合图3和图7，在本实施例中，所述气膜孔9根据排布特征包括第一排气膜孔901、第二排气膜孔902、第三排气膜孔903和后续气膜孔904，后续气膜孔904包括自第四排气膜孔往后的所有剩余气膜孔。

具体来说，所述气膜孔9单孔孔径在0.5~1.5mm范围内，孔长在0.8-2.2mm范围内；顶端气膜孔和底端气膜孔与支板上下边缘的距离为3-5mm；所述气膜孔9的排列方式以前缘壁面501迎风脊线为基准，迎风脊线方向为纵向u方向，支板轴向为横向v方向，气膜孔排沿纵向排列，单排气膜孔单个孔之间的距离为纵向间距，各孔排之间横向距离为横向间距；气膜孔9整体呈交叉排布，即后排孔与前排孔整体纵向位置相差半个纵向间距的排布规律。采用以迎风脊线为基准的排列方式，提高气膜孔分布的合理性，强化气膜覆盖的均匀性，进而增加支板壁面温度均匀性，同时采用交叉排布，有利于增强壁面气膜的覆盖性。

具体来说，除第一排气膜孔901外，其余气膜孔均沿加力支板中心轴线两侧对称；所述后续气膜孔904纵向排列终止于截止线上，截止线与尾缘壁面边缘平行，与尾缘壁面法向距离40-60mm，单排气膜孔孔数沿截止线逐渐减少直至截止线与支板顶端接触处，目的在于至截止线处支板表面已形成充分发展的冷却气膜，一方面保证支板强度减少开孔，另一方面提高整体冷却效率，同时为支板内部喷油杆的布置预留足够空间。

具体来说，所述第一排气膜孔901 纵向排列于加力支板前缘壁面迎风脊线上，纵向间距为孔径的2.2-2.8倍，气膜孔方向沿径向倾斜，与壁面法向呈30-60°夹角；第二排气膜孔902与第一排气膜孔901横向间距为孔径的4-6倍，纵向间距为孔径的2.2-2.8倍，气膜孔方向沿轴向倾斜，与壁面法向呈0-60°夹角；第三排气膜孔903与第二排气膜孔902横向间距为孔径的4-6倍，纵向间距为孔径的7-13倍，气膜孔方向沿轴向倾斜，与壁面法向呈0-60°夹角；后续气膜孔904中第四排气膜孔与第三排气膜孔903横向间距为孔径的12-16倍，纵向间距为孔径的7-13倍，剩余气膜孔排均依此横向、纵向间距规律交叉排布，气膜孔方向沿轴向倾斜，与壁面法向呈0-60°夹角。

需要指出的是，第一排气膜孔也可以不在迎风脊线上排列，可以呈两侧沿中心轴线对称排列，本实施例为一种优选结构，目的在于加强冷却结构前缘壁面501的冷却效果，使加力支板型面500整体温度更趋于均匀，同时将第一排气膜孔方向与壁面法向方向竖直朝下倾斜，通过这一孔倾向角以减少主流燃气冲击对第一排气膜孔501出流的影响，避免燃气倒灌进入支板冷气通道10。

需要指出的是，气膜孔在加力支板表面的排布和结构依据实际工况、主次流热力参数和材料冷却需要而具有相应规律性，前排的气膜孔也可以采取更密集或更稀疏的纵向间距和横向间距，气膜孔整体排布也可以不采用交叉排布的方式，本实施例为一种优选结构，采用从前到后气膜孔逐渐稀疏的排布规律，保证支板整体强度的前提下，在有限整体开孔率下，充分利用前缘壁面501圆弧形凸曲面对冷气出流气膜贴附性的有益效果，提高加力支板前缘气膜的发展程度。另外，气膜孔方向与加力支板壁面水平呈一定夹角，有利于增强气膜的贴附性，形成充分发展的全覆盖致密气膜。

结合图8，在本实施例中，引导外涵冷气经支板外涵冷气入口4进入支板冷气通道10，加力支板型面5与主流燃气接触一侧为热侧，与冷气接触一侧为冷侧，冷气与支板冷侧壁面进行对流换热，部分冷气通过支板壁面的致密气膜孔流出，在支板热侧壁面形成全覆盖的冷却气膜，沿流向逐渐掺混进入主流，剩余冷气通过支板中心锥出口7进入中心锥，通过调节这一冷却结构的有关参数，包括气膜孔排布、孔型、孔径、孔倾角、支板冷却通道进出口面积比等结构参数和冷气流量、压差等流动参数，充分利用外涵低温冷空气，可实现对一体化加力支板的温度控制，有效提高加力燃烧室核心部件的耐久性和可靠性，提高其工作稳定性，拓宽发动机在多种飞行条件下的工作范围。

本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处。尤其，对于设备实施例而言，以上所述仅是本发明的优选实施方式，由于其基本相似于方法实施例，所以描述得比较简单，相关之处参见方法实施例的部分说明即可。以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，对于本技术领域的普通技术人员来说，可轻易想到的变化或替换，在不脱离本发明原理的前提下，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。

Claims (8)

1.一种一体化加力支板，其特征在于：包括由前缘壁面、尾缘壁面和侧壁面合围形成的具有空腔的加力支板型面，其中，前缘壁面为加力支板正对内涵主流燃气的迎风壁面，尾缘壁面为位于加力支板后端的平直壁面，前缘壁面和侧壁面上布置有气膜孔，空腔区域为与气膜孔连通的支板冷气通道，支板冷气通道包括支板外涵冷气入口与支板中心锥冷气出口；所述前缘壁面形状为圆弧型凸曲面，前缘顶端脊线处圆弧曲率半径为1.5-3.5mm，前缘顶端脊线处圆弧曲率半径为前缘底端脊线处圆弧曲率半径的1.2-1.45倍，前缘壁面整体沿径向倾斜，前缘壁面法向与轴向呈5-15°夹角；所述侧壁面为前缘壁面与尾缘壁面之间平滑连接部分，其靠近前缘部分延续前缘圆弧型凸曲面特征，靠近尾缘部分为与主流方向平行的直线型壁面；所述尾缘壁面周向与主流方向垂直，尾缘壁面法向与主流方向夹角为5°-45°，尾缘壁面沿径向高度收缩，尾缘壁面顶端宽度为底端的1.5-2.5倍。

2.根据权利要求1所述的一体化加力支板，其特征在于：所述加力支板型面为厚度为0.8-3mm的单层薄壁，整体沿着加力支板中心轴线两侧对称，沿径向高度收缩。

3.根据权利要求1所述的一体化加力支板，其特征在于：所述支板外涵冷气入口面积为支板中心锥冷气出口面积的2-4倍，且支板外涵冷气入口面形心较支板中心锥冷气出口面形心更靠近支板尾缘。

4.根据权利要求1所述的一体化加力支板，其特征在于：所述气膜孔包括第一排气膜孔、第二排气膜孔、第三排气膜孔和后续气膜孔，其中第一排气膜孔纵向排列于加力支板前缘壁面迎风脊线上，第二排气膜孔、第三排气膜孔和后续气膜孔沿加力支板中心轴线两侧对称，气膜孔孔径在0.5-2mm范围内。

5.根据权利要求4所述的一体化加力支板，其特征在于：所述气膜孔的排列方式以前缘壁面迎风脊线和支板轴向为基准，迎风脊线方向为纵向，支板轴向为横向，气膜孔排沿纵向排列，单排气膜孔单个孔之间的距离为纵向间距，各孔排之间横向距离为横向间距；气膜孔整体呈交叉排布，即后排孔与前排孔整体纵向位置相差半个纵向间距。

6.根据权利要求5所述的一体化加力支板，其特征在于：所述第一排气膜孔纵向间距为孔径的2-4倍，气膜孔方向沿径向倾斜；所述第二排气膜孔与第一排气膜孔横向间距为孔径的4-8倍，纵向间距为孔径的2-4倍，气膜孔方向沿轴向倾斜；所述第三排气膜孔与第二排气膜孔横向间距为孔径的4-8倍，纵向间距为孔径的6-14倍，气膜孔方向沿轴向倾斜；所述后续气膜孔包括自第四排气膜孔往后的所有剩余气膜孔，其中第四排气膜孔与第三排气膜孔横向间距为孔径的10-16倍，纵向间距为孔径的7-14倍，剩余气膜孔排均依此横向、纵向间距规律交叉排布，气膜孔方向沿轴向倾斜；所述后续气膜孔纵向排列终止于与尾缘壁面边缘平行的截止线上，单排气膜孔孔数沿截止线逐渐减少直至截止线与支板顶端接触处。

7.一种加力燃烧室，其特征在于：包括由外向内同轴分布的加力燃烧室筒体和中心锥，加力燃烧室筒体和中心锥之间通过加力燃烧室涵道分流板分割成加力燃烧室外涵通道和内涵主流通道，权利要求1所述的一体化加力支板周向分布于中心锥与加力燃烧室涵道分流板之间；所述一体化加力支板的支板中心锥冷气出口穿过中心锥，一体化加力支板的支板外涵冷气入口穿过加力燃烧室涵道分流板。

8.根据权利要求7所述的加力燃烧室，其特征在于：所述加力支板型面与加力燃烧室外涵通道相连顶端轴向长度为与中心锥相连底端轴向长度的1.5-1.9倍，加力支板型面随中心锥收缩而向下扩张，加力支板型面尾缘径向长度为前缘径向长度的1.1-1.3倍。

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