CN115164230B - 一种飞机发动机加力燃烧室 - Google Patents

Abstract

本申请属于燃气轮机设计技术领域，具体涉及一种飞机发动机加力燃烧室，包括：加力燃烧室外壁；合流环，在加力燃烧室外壁内设置；内锥体，为空腔结构，在合流环内设置；多个整流支板，沿周向支撑在合流环、内锥体之间；多个燃油喷杆，贯穿加力燃烧室外壁设置，喷油端伸入到合流环、内锥体之间；预燃室，在内锥体空腔内设置；点火电嘴，贯穿加力燃烧室外壁、合流环侧壁设置，其点火端伸入到预燃室内部；油气供应管，其出口端穿过加力燃烧室外壁、合流环侧壁、内锥体侧壁，伸入到预燃室内；火焰喷管，其进口端连接在预燃室侧壁上，连通预燃室内部，其出口端穿过内锥体侧壁，伸到合流环的出口部位。

Description

一种飞机发动机加力燃烧室

技术领域

本申请属于燃气轮机设计技术领域，具体涉及一种飞机发动机加力燃烧室。

背景技术

燃气轮机中包括飞机发动机，随着飞机发动机的发展，涡轮功率提取增加，使得内涵气流在加力燃烧室进口处的角度大幅增加，最大可达30°，内涵气流在加力燃烧室进口处角度的增加，会导致进入加力燃烧室的燃油分布偏离设计状态，易导致加力燃烧室点火失败，以及导致气流在加力燃烧室中发生分流，气流流动损失增大，致使加力燃烧室内燃烧振荡，危及结构硬件的安全，产生的加力能力有限，此外，飞机发动机加力燃烧室内的高温部件，对飞机发动机的隐身性能产生不利影响。

鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

发明内容

本申请的目的是提供一种飞机发动机加力燃烧室，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

本申请的技术方案是：

一种飞机发动机加力燃烧室，包括：

加力燃烧室外壁；

合流环，在加力燃烧室外壁内设置；

内锥体，为空腔结构，在合流环内设置；

多个整流支板，沿周向支撑在合流环、内锥体之间；

多个燃油喷杆，贯穿加力燃烧室外壁设置，喷油端伸入到合流环、内锥体之间；

预燃室，在内锥体空腔内设置；

点火电嘴，贯穿加力燃烧室外壁、合流环侧壁设置，其点火端伸入到预燃室内部；

油气供应管，其出口端穿过加力燃烧室外壁、合流环侧壁、内锥体侧壁，伸入到预燃室内；

火焰喷管，其进口端连接在预燃室侧壁上，连通预燃室内部，其出口端穿过内锥体侧壁，伸到合流环的出口部位。

根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机发动机加力燃烧室中，各个整流支板内部具有燃油喷出腔，侧壁具有多个燃油喷出孔；各个燃油喷出孔与对应的燃油喷出腔连通；

每个燃油喷杆的喷油端对应伸入到一个燃油喷出腔内。

根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机发动机加力燃烧室中，油气供应管贯穿一个整流支板设置。

根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机发动机加力燃烧室中，火焰喷管有多个；

每个火焰喷管的出口端对应伸到一个整流支板的尾缘后。

根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机发动机加力燃烧室中，还包括：

旋流喷嘴，在预燃室内设置，其进口端连接油气供应管的出口端。

根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机发动机加力燃烧室中，预燃室侧壁内具有环形冷却腔；

飞机发动机加力燃烧室，还包括：

两个冷却气导流管，其中，

一个冷却气导流管的出口端穿过加力燃烧室外壁、合流环侧壁、内锥体侧壁，伸入到环形冷却腔内；

另一个冷却气导流管的进口端穿过加力燃烧室外壁、合流环侧壁、内锥体侧壁，伸入到环形冷却腔内。

根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机发动机加力燃烧室中，每个冷却气导流管相应贯穿一个整流支板设置。

根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机发动机加力燃烧室中，还包括：

防振隔热屏，在加力燃烧室外壁内设置，靠近力燃烧室外壁的出口部位。

本申请至少具有以下有益技术效果：

提供一种飞机发动机加力燃烧室，进入其中的内涵气流，会流入合流环、内锥体之间，合流环、内锥体构成扩压流路，可对内涵气流进行扩压降速，同时，合流环、内锥体之间沿周向分布的整流支板，可对内涵气流进行整流，为加力燃烧室内的点火及其组织燃烧创造有利条件。

上述的飞机发动机加力燃烧室中，进入其中的外涵气流，会流入到加力燃烧室外壁、合流环之间，可在合流环的出口部位与扩压流路流出的内涵气流发生掺混，并能够在合流环的出口部位后形成稳定的回流区，在对加力发动机燃烧室进行点火时，可由各个燃油喷杆向合流环、内锥体之间喷入燃油，以及由油气供应管向预燃室内供混合的空气、燃油，其中，进入预燃室内的混合空气、燃油，可由点火电嘴点燃，燃烧产生火焰，火焰可经火焰喷管喷向合流环出口部位后的回流区，自各个燃油喷杆喷入合流环、内锥体之间的燃油进入扩压流路，在内涵气流作用下气化，喷入到合流环出口部位后的回流区，形成富油区，能够容易的被火焰喷管喷射的点燃，并发生径向及其周向传焰，进行稳定的组织燃烧，即以预燃室内油气混合经点火电嘴点燃形成的火焰实现对加力燃烧室的点火，该火焰具有较高的热能，可保证对加力燃烧室点火的可靠性。

上述的飞机发动机加力燃烧室中，利用内锥体的内部空间，隐藏高温的预燃室、点火电嘴及其火焰喷管，可降低航空发动机的红外可探测性，保证航空发动机的隐身性能。

附图说明

图1是本申请实施例提供的飞机发动机加力燃烧室的示意图；

其中：

1-加力燃烧室外壁；2-合流环；3-内锥体；4-整流支板；5-燃油喷杆；6-预燃室；7-点火电嘴；8-油气供应管；9-火焰喷管；10-旋流喷嘴；11-冷却气导流管；12-防振隔热屏。

为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。

具体实施方式

为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。

此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。

此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。

下面结合附图1对本申请做进一步详细说明。

一种飞机发动机加力燃烧室，包括：

加力燃烧室外壁1；

合流环2，在加力燃烧室外壁1内设置；

内锥体3，为空腔结构，在合流环2内设置；

多个整流支板4，沿周向支撑在合流环2、内锥体3之间；

多个燃油喷杆5，贯穿加力燃烧室外壁1设置，喷油端伸入到合流环2、内锥体3之间；

预燃室6，在内锥体3空腔内设置；

点火电嘴7，贯穿加力燃烧室外壁1、合流环2侧壁设置，其点火端伸入到预燃室6内部；

油气供应管8，其出口端穿过加力燃烧室外壁1、合流环2侧壁、内锥体3侧壁，伸入到预燃室6内；

火焰喷管9，其进口端连接在预燃室6侧壁上，连通预燃室6内部，其出口端穿过内锥体3侧壁，伸到合流环2的出口部位。

对于上述实施例公开的飞机发动机加力燃烧室，领域内技术人员可以理解的是，进入加力燃烧室的内涵气流，会流入合流环2、内锥体3之间，合流环2、内锥体3构成扩压流路，可对内涵气流进行扩压降速，同时，合流环2、内锥体3之间沿周向分布的整流支板4，可对内涵气流进行整流，为加力燃烧室内的点火及其组织燃烧创造有利条件，此外，扩压流路可采用等压力梯度造型，以避免快速扩压降速带来的气流分离，降低内涵气流的扩压损失，避免燃烧振荡。

对于上述实施例公开的飞机发动机加力燃烧室，领域内技术人员还可以理解的是，进入加力燃烧室的外涵气流，会流入到加力燃烧室外壁1、合流环2之间，可在合流环2的出口部位与扩压流路流出的内涵气流发生掺混，并能够在合流环2的出口部位后形成稳定的回流区，在对加力发动机燃烧室进行点火时，可由各个燃油喷杆5向合流环2、内锥体3之间喷入燃油，以及由油气供应管8向预燃室6内供混合的空气、燃油，其中，进入预燃室6内的混合空气、燃油，可由点火电嘴7点燃，燃烧产生火焰，火焰可经火焰喷管9喷向合流环2出口部位后的回流区，自各个燃油喷杆5喷入合流环2、内锥体3之间的燃油进入扩压流路，在内涵气流作用下气化，喷入到合流环2出口部位后的回流区，形成富油区，能够容易的被火焰喷管9喷射的火焰点燃，并发生径向及其周向传焰，进行稳定的组织燃烧，即以预燃室6内油气混合经点火电嘴点燃形成的火焰实现对加力燃烧室的点火，该火焰具有较高的热能，可保证对加力燃烧室点火的可靠性。

对于上述实施例公开的飞机发动机加力燃烧室，领域内技术人员还可以理解的是，其利用内锥体3的内部空间，隐藏高温的预燃室6、点火电嘴7及其火焰喷管9，可降低航空发动机的红外可探测性，保证航空发动机的隐身性能。

在一些可选的实施例中，上述的飞机发动机加力燃烧室中，各个整流支板4内部具有燃油喷出腔，侧壁具有多个燃油喷出孔；各个燃油喷出孔与对应的燃油喷出腔连通；

每个燃油喷杆5的喷油端对应伸入到一个燃油喷出腔内。

对于上述实施例公开的飞机发动机加力燃烧室，领域内技术人员可以理解的是，自各个燃油喷杆5喷出的燃油，可经对应的燃油喷出腔及其相应的燃油喷出孔均匀的喷入到扩压流路内，在内涵气流作用下容易的发生气化，喷入到合流环2出口部位后的回流区，且各个燃油喷杆5主体部位位于对应的整流支板4内，不会额外占用扩压流路的流通面积，可降低对内涵气流流动的压损。

在一些可选的实施例中，上述的飞机发动机加力燃烧室中，油气供应管8贯穿一个整流支板4设置，以降低对扩压流路流通面积的占用，降低对内涵气流流动的压损。

在一些可选的实施例中，上述的飞机发动机加力燃烧室中，火焰喷管9有多个；

每个火焰喷管9的出口端对应伸到一个整流支板4的尾缘后。

对于上述实施例公开的飞机发动机加力燃烧室，领域内技术人员可以理解的是，自扩压流路流出的内涵气流，可在各个整流支板4的尾缘后形成局部的回流区，该回流区受内涵气流及其外涵气流主流影响小，设计各个火焰喷管9的出口端对应伸到一个整流支板4的尾缘后，各个火焰喷管9喷出的火焰可在对应整流支板4尾缘的回流区容易的将燃油点燃，并形成环形点火带，自中心部位向外周发生径向及其周向传焰，以此保证对加力燃烧室的可靠点火，以及进行稳定的组织燃烧。

在一些可选的实施例中，上述的飞机发动机加力燃烧室中，还包括：

旋流喷嘴10，在预燃室6内设置，其进口端连接油气供应管8的出口端。

对于上述实施例公开的飞机发动机加力燃烧室，领域内技术人员可以理解的是，由油气供应管8向预燃室6内供应的混合空气、燃油，经旋流喷嘴10喷入到预燃室6内，具有较好的雾化效果，且会在预燃室6内形成回流区，可容易的被点火电嘴7点燃，进行燃烧，产生火焰。

在一些可选的实施例中，上述的飞机发动机加力燃烧室中，预燃室6侧壁内具有环形冷却腔；

飞机发动机加力燃烧室，还包括：

两个冷却气导流管11，其中，

一个冷却气导流管11的出口端穿过加力燃烧室外壁1、合流环2侧壁、内锥体3侧壁，伸入到环形冷却腔内，可以该冷却气导流管11向环形冷却腔内供应冷却气，以对预燃室6进行冷却，避免预燃室6受高温烧蚀；

另一个冷却气导流管11的进口端穿过加力燃烧室外壁1、合流环2侧壁、内锥体3侧壁，伸入到环形冷却腔内，可以该冷却气导流管11将环形冷却腔内的冷却气引出，使环形冷却腔内的冷却气能够进行循环。

在一些可选的实施例中，上述的飞机发动机加力燃烧室中，每个冷却气导流管11相应贯穿一个整流支板4设置，以降低对扩压流路流通面积的占用，降低对内涵气流流动的压损。

在一些可选的实施例中，上述的飞机发动机加力燃烧室中，还包括：

防振隔热屏12，在加力燃烧室外壁1内设置，靠近力燃烧室外壁1的出口部位，具体可通过相应的支架进行安装。

对于上述实施例公开的飞机发动机加力燃烧室，领域内技术人员可以理解的是，外涵气流可部分流入到加力燃烧室外壁1、防振隔热屏12之间的空腔内，对加力燃烧室外壁1、防振隔热屏12进行冷却，避免加力燃烧室外壁1被烧蚀，且加力燃烧室外壁1与防振隔热屏12之间的空腔，可与防振隔热屏12上的冷却孔，构成类似亥姆霍兹共振器的吸振抑振装置，抑制加力燃烧室内的振荡燃烧。

说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种飞机发动机加力燃烧室，其特征在于，包括：

加力燃烧室外壁（1）；

合流环（2），在所述加力燃烧室外壁（1）内设置；

内锥体（3），为空腔结构，在所述合流环（2）内设置；

多个整流支板（4），沿周向支撑在所述合流环（2）、内锥体（3）之间；

多个燃油喷杆（5），贯穿所述加力燃烧室外壁（1）设置，喷油端伸入到所述合流环（2）、内锥体（3）之间；

预燃室（6），在所述内锥体（3）空腔内设置；

点火电嘴（7），贯穿所述加力燃烧室外壁（1）、合流环（2）侧壁设置，其点火端伸入到所述预燃室（6）内部；

油气供应管（8），其出口端穿过所述加力燃烧室外壁（1）、合流环（2）侧壁、内锥体（3）侧壁，伸入到所述预燃室（6）内；

火焰喷管（9），其进口端连接在所述预燃室（6）侧壁上，连通所述预燃室（6）内部，其出口端穿过所述内锥体（3）侧壁，伸到所述合流环（2）的出口部位；

旋流喷嘴（10），在所述预燃室（6）内设置，其进口端连接所述油气供应管（8）的出口端；

所述火焰喷管（9）有多个；

每个所述火焰喷管（9）的出口端对应伸到一个所述整流支板（4）的尾缘后；

进入加力燃烧室的外涵气流，会流入到所述加力燃烧室外壁（1）、所述合流环（2）之间，在所述合流环（2）的出口部位与进入加力燃烧室的内涵气流发生掺混，并能够在所述合流环（2）的出口部位后形成稳定的回流区，在对加力发动机燃烧室进行点火时，由各个所述燃油喷杆（5）向所述合流环（2）、所述内锥体（3）之间喷入燃油，以及由所述油气供应管（8）向所述预燃室（6）内供混合的空气、燃油，其中，进入所述预燃室（6）内的混合空气、燃油，由所述点火电嘴（7）点燃，燃烧产生火焰，经火焰喷管（9）喷向合流环（2）出口部位后的回流区，自各个所述燃油喷杆（5）喷入所述合流环（2）、所述内锥体（3）之间的燃油，在内涵气流作用下气化，喷入到所述合流环（2）出口部位后的回流区，形成富油区，能够容易的被所述火焰喷管（9）喷射的火焰点燃，并发生径向及其周向传焰，进行稳定的组织燃烧。

2.根据权利要求1所述的飞机发动机加力燃烧室，其特征在于，

各个所述整流支板（4）内部具有燃油喷出腔，侧壁具有多个燃油喷出孔；各个所述燃油喷出孔与对应的燃油喷出腔连通；

每个所述燃油喷杆（5）的喷油端对应伸入到一个所述燃油喷出腔内。

3.根据权利要求1所述的飞机发动机加力燃烧室，其特征在于，

所述油气供应管（8）贯穿一个所述整流支板（4）设置。

4.根据权利要求1所述的飞机发动机加力燃烧室，其特征在于，

所述预燃室（6）侧壁内具有环形冷却腔；

所述飞机发动机加力燃烧室，还包括：

两个冷却气导流管（11），其中，

一个所述冷却气导流管（11）的出口端穿过所述加力燃烧室外壁（1）、合流环（2）侧壁、内锥体（3）侧壁，伸入到所述环形冷却腔内；

另一个所述冷却气导流管（11）的进口端穿过所述加力燃烧室外壁（1）、合流环（2）侧壁、内锥体（3）侧壁，伸入到所述环形冷却腔内。

5.根据权利要求4所述的飞机发动机加力燃烧室，其特征在于，

每个冷却气导流管（11）相应贯穿一个整流支板（4）设置。

6.根据权利要求1所述的飞机发动机加力燃烧室，其特征在于，

还包括：

防振隔热屏（12），在所述加力燃烧室外壁（1）内设置，靠近所述力燃烧室外壁（1）的出口部位。