CN115183269B - 一种采用陶瓷基叶片和整流支板整流的加力燃烧室 - Google Patents

Abstract

本申请属于加力燃烧室设计领域，为一种采用陶瓷基叶和整流支板整流的加力燃烧室，包括整流系统、点火燃烧系统和防振系统，整流系统包括整流支板、分流支板、内锥体和合流环，整流支板包括弯扭段、导向段和锥形段，在进行加力燃烧时，内涵气流直接经过分流支板和弯扭段之间进行分流，实现对大角度内涵气流快速而短距离的整流，分流的两股内涵气流在导向段处合流，在导向段的导向下流向稳定，以便于组织燃烧，内涵气流在经过锥形段时在锥形段的凸起位置后，减少加力燃烧室内燃烧存在的余旋，减少振荡燃烧的风险。通过分流支板和整流支板的配合设置，整流所需要整体长度减少，重量减少，加力燃烧室的长度减少，加力燃烧室重量大幅减少。

Description

一种采用陶瓷基叶片和整流支板整流的加力燃烧室

技术领域

本申请属于加力燃烧室设计领域，特别涉及一种采用陶瓷基叶片和整流支板整流的加力燃烧室。

背景技术

某型飞机通过航空发动机开动加力来实现加速和提高机动性能。加力燃烧室作为航空发动机的低压部件，其进口流场对加力点火和组织燃烧有着较大影响。随着航空发动机的发展，涡轮功率提取增加，加力燃烧室进口气流角大幅增加，最大可达30°。较大的进口气流角会使加力燃烧室燃油分布偏离设计状态，无法与稳定器匹配，导致加力性能下降或加力点火失败；此外，较大的进口气流角会使气流在加力燃烧室中发生分流，流动损失增加，导致加力燃烧室易产生振荡燃烧，危及结构硬件安全。

现有技术方案中，利用整流支板实现整流和稳定燃烧功能的统一，以保证加力燃烧室的可靠工作。

现有技术方案中，采用涡轮后支板对加力燃烧室进口流场进行整流。但当进口气流角较大时，整流效果并不理想，加力燃烧室内仍存在较大余旋，影响其点火、组织燃烧等稳定工作特性，同时依然有振荡燃烧的风险。但若要达到理想的整流效果，需增加后支板的长度，导致加力燃烧室长度加长，重量大幅增加。

因此，如何在不改变燃烧室长度的前提下进行大角度进口气流角的整流是一个需要解决的问题。

发明内容

本申请的目的是提供了一种采用陶瓷基叶片和整流支板整流的加力燃烧室，以解决现有技术中大角度进口气流角下进行整流时，出现整流效果不理想或者能够有效整流但是燃烧室长度较长的问题。

本申请的技术方案是：一种采用陶瓷基叶片和整流支板整流的加力燃烧室，包括整流系统、点火燃烧系统，所述整流系统包括整流支板、分流支板、内锥体和合流环；所述整流支板和分流支板均连接于内锥体和合流环之间，所述整流支板与分流支板均沿着内锥体的周向方向均匀间隔设置，所述分流支板倾斜于航空发动机的轴线方向设置，所述整流支板包括弯扭段、导向段和锥形段，所述弯扭段为弧形并且倾斜设置，所述弯扭段的倾斜方向与分流支板的倾斜方向相同，所述导向段一体连接于弯扭段和锥形段之间，所述导向段倾斜设置并且导向段的倾斜角度小于弯扭段的倾斜角度，所述锥形段沿着内涵气流的流动方向其厚度逐渐增大，并且所述锥形段靠近出口气流角的一端向导向段的两侧凸出，所述分流支板与弯扭段并排设置，所述分流支板的前缘与弯扭段的前缘处于航空发动机轴线的同一径向位置，所述分流支板的后端与弯扭段的后缘处于航空发动机轴线的同一径向位置。

优选地，任意2个整流支板之间均设有1个分流支板，2个所述整流支板与1个分流支板组成一个整流单元，所述整流单元包括第一整流板、第二整流板和一个分流支板，所述第一整流板与分流支板之间形成第一分流通道，所述第二整流板与分流之间形成第二分流通道，所述第一整流板和第二整流板的弯扭段之间形成第一导流通道，所述第一整流板和第二整流板的锥形段之间形成第二导流通道，所述内锥体对应第一分流通道和第二分流通道的末端位置处开设有内凹槽。

优选地，所述点火燃烧系统包括喷油杆和环形稳定器，所述喷油杆设于相邻两个整流支板之间，所述环形稳定器同轴设于合流环的尾缘位置。

优选地，所述环形稳定器、整流支板的尾缘和内锥体之间形成回流区，所述喷油杆设于回流区内。

优选地，还包括防振系统，所述防振系统包括扩散器外壁和防振隔热屏，所述扩散器外壁同轴设于合流环的外侧，所述防振隔热屏同轴设于扩散器的内侧并且防振隔热屏位于合流环的后方；所述扩散器外壁与防振隔热屏之间形成外涵冷却通道，所述防振隔热屏上开设有与外涵冷却通道连通的冷却孔。

优选地，所述点火系统包括环形稳定器，所述环形稳定器与扩散器外壁之间形成外涵冷却通道，所述环形稳定器与防振隔热屏之间具有间隔。

优选地，所述防振隔热屏包括同轴相连的水平隔热屏和波浪隔热屏，所述水平隔热屏的长度方向沿着航空发动机的轴线方向设置，所述波浪隔热屏的横截面为波浪形，所述水平隔热屏位于波浪隔热屏靠近环形稳定器一端。

优选地，所述分流叶片采用陶瓷基材料制成。

本申请的一种采用陶瓷基叶片和整流支板整流的加力燃烧室，包括整流系统、点火燃烧系统和防振系统，整流系统包括整流支板、分流支板、内锥体和合流环，整流支板包括弯扭段、导向段和锥形段，在进行加力燃烧时，内涵气流直接经过分流支板和弯扭段之间进行分流，实现对大角度内涵气流快速而短距离的整流，分流的两股内涵气流在导向段处合流，在导向段的导向下流向稳定，以便于组织燃烧，内涵气流在经过锥形段时在锥形段的凸起位置后，减少加力燃烧室内燃烧存在的余旋，减少振荡燃烧的风险。通过分流支板和整流支板的配合设置，整流所需要整体长度减少，重量减少，加力燃烧室的长度减少，加力燃烧室重量大幅减少。

附图说明

为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。

图1为本申请整体结构后视示意图；

图2为本申请整流支板与分流支板结构示意图；

图3为本申请整体剖面结构示意图；

图4为图3中A-A截面结构示意图。

1、整流支板；2、分流支板；3、内锥体；4、扩散器外壁；5、合流环；6、防振隔热屏；7、环形稳定器；8、弯扭段；9、导向段；10、锥形段；11、第一整流板；12、第二整流板；13、第一分流通道；14、第二分流通道；15、第一导流通道；16、第二导流通道；17、水平隔热屏；18、波浪隔热屏；19、喷油杆；20、内凹槽。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。

一种采用陶瓷基叶片和整流支板整流的加力燃烧室，如图1-3所示，包括整流系统、点火燃烧系统和防振系统，整流系统用于对内涵气流进行整流，点火燃烧系统用于加热燃烧室的点火和燃烧，防振系统用于抑制加力燃烧室的振荡燃烧。

整流系统包括整流支板1、分流支板2、内锥体3和合流环5。整流支板1和分流支板2均连接于内锥体3和合流环5之间，内锥体3和合流环5均同轴设置并且两者的轴线方向均为航空发动机的轴线方向，本申请中的倾斜均为与航空发动机的轴线方向产生一定的夹角。

内锥体3与合流环5之间形成内涵通道，用于流通内涵气流，合流环5外侧为外涵冷却通道，用于流通外涵冷却气，外涵冷却气一部分沿着外涵冷却通道流动，另一部分能够进入到内涵通道内，与内涵气流进行混合以助燃。

整流支板1与分流支板2均沿着内锥体3的周向方向均匀间隔设置，分流支板2由整流支板1叶型缩比构造，尾缘采用尖端造型，分流支板2的长度小于整流支板1长度的1/3。分流支板2倾斜于航空发动机的轴线方向设置，整流支板1包括弯扭段8、导向段9和锥形段10，弯扭段8为弧形并且倾斜设置，弯扭段8的倾斜方向与分流支板2的倾斜方向相同，导向段9一体连接于弯扭段8和锥形段10之间，导向段9倾斜设置并且导向段9的倾斜角度小于弯扭段8的倾斜角度，锥形段10沿着内涵气流的流动方向其厚度逐渐增大，并且锥形段10靠近出口气流角的一端向导向段9的两侧凸出，分流支板2与弯扭段8并排设置，分流支板2的前缘与弯扭段8的前缘处于航空发动机轴线的同一径向位置，分流支板2的后端与弯扭段8的后缘处于航空发动机轴线的同一径向位置。分流支板2和整流支板1的个数由整流支板1尾缘的宽度、加力燃烧室直径以及加力燃烧室可接受的堵塞比共同确定。

在进行加力燃烧时，内涵气流直接经过分流支板2和弯扭段8之间进行分流，每相邻两个整流支板1之间经过弯扭段8和分流支板2分成两股，两股内涵气流分别从分流支板2的两侧流过，分流支板2和弯扭段8的倾斜角度均较大，分流叶片位于整流叶片的中间，以最大程度的抑制气流分流，实现对大角度内涵气流快速而短距离的整流，分流的两股内涵气流在导向段9处合流，此时内涵气流的倾斜角度较小，在导向段9的导向下流向稳定，以便于组织燃烧，内涵气流在经过锥形段10时在锥形段10的凸起位置影响下气流的流向发生少量的改变，从而建立起长而窄的多个处于同一径向位置的回流区，减少加力燃烧室内燃烧存在的余旋，保证点火、组织燃烧的稳定工作，减少振荡燃烧的风险。

通过分流支板2和整流支板1的配合设置，在气流气流角较大的情况下，完成对内涵气流的整流，整流所需要整体长度减少，重量减少，加力燃烧室的长度减少，加力燃烧室重量大幅减少。

如图2所示，优选地，任意2个整流支板1之间均设有1个分流支板2，相邻2个整流支板1与1个分流支板2组成一个整流单元，整流单元包括第一整流板11、第二整流板12和一个分流支板2，第一整流板11与分流支板2之间形成第一分流通道13，第二整流板12与分流之间形成第二分流通道14，第一整流板11和第二整流板12的弯扭段8之间形成第一导流通道15，第一整流板11和第二整流板12的锥形段10之间形成第二导流通道16，内锥体3对应第一分流通道13和第二分流通道14的末端位置处开设有内凹槽20。

第一分流通道13设于第一整流板11的吸力面和分流支板2的压力面之间，第二分流通道14设于第二整流板12的压力面和分流支板2的吸力面之间，第一分流通道13和第二分流通道14的倾斜角度较大，内涵气流在第一分流通道13和第二分流通道14内进行快速的整流，内涵气流在整流完成后进入到第一导流通道15内进行内涵气流的导向，内涵气流以接近与航空发动机轴线方向的角度进行流动，以有效组织燃烧，第二导流通道16沿着内涵气流方向宽度逐渐变窄，以便形成较长的回流区，保证点火燃烧系统的燃油燃烧充分，随着内锥体3直径的逐渐减小，内涵气流在整流支板1内流动时内部空间逐渐增大，实现气流的扩压降速，第一分流通道13和第二分流通道14的末端，内涵气流合流的位置压力扩张速度减缓，通过设置内凹槽，进行进一步的扩压，实现整个扩压流路的等压力梯度造型，分流叶片放置于内锥体3扩压最大处，避免快速扩压降速带来的气流分流，降低气流扩压损失，实现加力燃烧室的低流阻设计。

优选地，分流叶片采用陶瓷基材料制成，增强其本身耐烧蚀的能力同时降低重量。

优选地，点火燃烧系统包括喷油杆19和环形稳定器7，喷油杆19设于相邻两个整流支板1之间，环形稳定器7同轴设于合流环5的尾缘位置。通过将喷油杆19设于相邻两个整流支板1之间，内涵气流在流动时绕过喷油杆19进行流动，喷油杆19喷出的燃油会沿着喷油杆19的两侧进行流动，以显著提升燃油的雾化效果，保证持续稳定的燃烧，如图3所示。

优选地，环形稳定器7、整流支板1的尾缘和内锥体3之间形成回流区，喷油杆19设于回流区内，通过采用这种近配合设计，燃油流出后即可在回流区内燃烧，使得燃烧快速高效。

优选地，还包括防振系统，防振系统包括扩散器外壁4和防振隔热屏6，扩散器外壁4同轴设于合流环5的外侧，防振隔热屏6同轴设于扩散器的内侧并且防振隔热屏6位于合流环5的后方；扩散器外壁4与防振隔热屏6之间形成外涵冷却通道，防振隔热屏6上开设有与外涵冷却通道连通的冷却孔。外涵冷却气沿着外涵冷却通道流动，进入到扩散器外壁4和防振隔热屏6之间，对扩散器外壁4和防振隔热屏6进行冷却；同时该外涵冷却通道与防振隔热屏6的冷却孔结合构成一个亥姆霍兹共振器，起到抑制振荡燃烧的作用。

优选地，点火系统包括环形稳定器7，环形稳定器7与扩散器外壁4之间形成外涵冷却通道，环形稳定器7与防振隔热屏6之间具有间隔。这样外涵冷却气在合流环5尾缘处与内涵气体混合，外涵冷却气更多地进入到防振隔热屏6内侧，一方面防止加力燃烧室燃烧时对防振隔热屏6造成损伤，另一方面提升防振隔热屏6的冷却性能。

优选地，防振隔热屏6包括同轴相连的水平隔热屏17和波浪隔热屏18，水平隔热屏17的长度方向沿着航空发动机的轴线方向设置，波浪隔热屏18的横截面为波浪形，水平隔热屏17位于波浪隔热屏18靠近环形稳定器7一端。水平隔热屏17和波浪隔热屏18上均开设有冷却孔，并且波浪隔热屏18上的冷却孔较多，水平隔热屏17对外涵冷却气和内涵气体起到抑制振荡燃烧的功能，外涵冷却气在波浪隔热屏18处气膜贴壁性更好，热协调更好，配合冷却孔能够对加力燃烧室进行更好的冷却，两者相互配合，有效保证燃烧的稳定性和气流流动的稳定性。

以上，仅为本申请的具体实施方式，但本申请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申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (8)

1.一种采用陶瓷基叶片和整流支板整流的加力燃烧室，其特征在于：包括整流系统、点火燃烧系统，所述整流系统包括整流支板(1)、分流支板(2)、内锥体(3)和合流环(5)；所述整流支板(1)和分流支板(2)均连接于内锥体(3)和合流环(5)之间，所述整流支板(1)与分流支板(2)均沿着内锥体(3)的周向方向均匀间隔设置，所述分流支板(2)倾斜于航空发动机的轴线方向设置，所述整流支板(1)包括弯扭段(8)、导向段(9)和锥形段(10)，所述弯扭段(8)为弧形并且倾斜设置，所述弯扭段(8)的倾斜方向与分流支板(2)的倾斜方向相同，所述导向段(9)一体连接于弯扭段(8)和锥形段(10)之间，所述导向段(9)倾斜设置并且导向段(9)的倾斜角度小于弯扭段(8)的倾斜角度，所述锥形段(10)沿着内涵气流的流动方向其厚度逐渐增大，并且所述锥形段(10)靠近出口气流角的一端向导向段(9)的两侧凸出，所述分流支板(2)与弯扭段(8)并排设置，所述分流支板(2)的前缘与弯扭段(8)的前缘处于航空发动机轴线的同一径向位置，所述分流支板(2)的后端与弯扭段(8)的后缘处于航空发动机轴线的同一径向位置。

2.如权利要求1所述的采用陶瓷基叶片和整流支板整流的加力燃烧室，其特征在于：任意2个整流支板(1)之间均设有1个分流支板(2)，相邻2个所述整流支板(1)与1个分流支板(2)组成一个整流单元，所述整流单元包括第一整流板(11)、第二整流板(12)和一个分流支板(2)，所述第一整流板(11)与分流支板(2)之间形成第一分流通道(13)，所述第二整流板(12)与分流支板(2)之间形成第二分流通道(14)，所述第一整流板(11)和第二整流板(12)的弯扭段(8)之间形成第一导流通道(15)，所述第一整流板(11)和第二整流板(12)的锥形段(10)之间形成第二导流通道(16)，所述内锥体(3)对应第一分流通道(13)和第二分流通道(14)的末端位置处开设有内凹槽(20)。

3.如权利要求1所述的采用陶瓷基叶片和整流支板整流的加力燃烧室，其特征在于：所述点火燃烧系统包括喷油杆(19)和环形稳定器(7)，所述喷油杆(19)设于相邻两个整流支板(1)之间，所述环形稳定器(7)同轴设于合流环(5)的尾缘位置。

4.如权利要求3所述的采用陶瓷基叶片和整流支板整流的加力燃烧室，其特征在于：所述环形稳定器(7)、整流支板(1)的尾缘和内锥体(3)之间形成回流区，所述喷油杆(19)设于回流区内。

5.如权利要求1所述的采用陶瓷基叶片和整流支板整流的加力燃烧室，其特征在于：还包括防振系统，所述防振系统包括扩散器外壁(4)和防振隔热屏(6)，所述扩散器外壁(4)同轴设于合流环(5)的外侧，所述防振隔热屏(6)同轴设于扩散器的内侧并且防振隔热屏(6)位于合流环(5)的后方；所述扩散器外壁(4)与防振隔热屏(6)之间形成外涵冷却通道，所述防振隔热屏(6)上开设有与外涵冷却通道连通的冷却孔。

6.如权利要求5所述的采用陶瓷基叶片和整流支板整流的加力燃烧室，其特征在于：所述点火燃烧系统包括环形稳定器(7)，所述环形稳定器(7)与扩散器外壁(4)之间形成外涵冷却通道，所述环形稳定器(7)与防振隔热屏(6)之间具有间隔。

7.如权利要求5所述的采用陶瓷基叶片和整流支板整流的加力燃烧室，其特征在于：所述防振隔热屏(6)包括同轴相连的水平隔热屏(17)和波浪隔热屏(18)，所述水平隔热屏(17)的长度方向沿着航空发动机的轴线方向设置，所述波浪隔热屏(18)的横截面为波浪形，所述水平隔热屏(17)位于波浪隔热屏(18)靠近环形稳定器(7)一端。

8.如权利要求1所述的采用陶瓷基叶片和整流支板整流的加力燃烧室，其特征在于：所述分流支板(2)采用陶瓷基材料制成。

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