CN115183271B - 一种热射流点火加力燃烧室 - Google Patents

Abstract

本申请属于加力燃烧室设计领域，为一种热射流点火加力燃烧室，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、小叶片、内锥体和合流环，整流支板包括弯扭段和平直段，所述小叶片包括外凸段和内凹段，内涵气流先进入到相邻2个整流支板之间进行初步的整流，整流后的内涵气流与航空发动机轴线之间的夹角减小，而后进入到整流支板与小叶片之间进行再次的整流，整流完成之后进入到相邻2个平直段之间进行组织燃烧。通过整流支板和小叶片的配合整流，在进口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。

Description

一种热射流点火加力燃烧室

技术领域

本申请属于加力燃烧室设计领域，特别涉及一种热射流点火加力燃烧室。

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。未来战机要求航空发动机在更高的热负荷下，仍要有较高的加力性能、可靠性和隐身性能。航空发动机燃气温度更高，流场更复杂，加力入口温度高达1300K，超过高温合金的使用温度，对加力燃烧室的点火、组织燃烧和冷却设计带来了极大困难。随着对发动机隐身需求的提出，作为发动机后方可视部件的加力燃烧室一方面要实现自身的红外和雷达隐身，也要对涡轮进行遮挡，实现发动机后方高温可视部件的高隐身设计。

现有技术方案中，利用整流支板实现气流整流、稳定燃烧和隐身功能的统一。将燃油总管、点火电嘴等零组件放入支板内部，利用外涵气流对支板、燃油总管和点火电嘴等进行冷却，保证加力燃烧室的可靠工作。

现有支板集成加力燃烧室为了达到理想的气流整流、组织燃烧以及隐身遮挡设计，支板长度大，重量重。由于支板长度的增加，加力燃烧室长度增加，加力燃烧室重量大幅增加。同时，传统的基于V型稳定器作为主稳定器的点火方式，由于其冷却和雷达隐身设计难度高，已经无法满足高温、高隐身设计的需求。

因此，如何在保证整流性能的同时，减少整流支板长度和加力燃烧室长度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热射流点火加力燃烧室，以解决现有技术中整流支板长度大、加力燃烧室长度大的问题。

本申请的技术方案是：一种热射流点火加力燃烧室，包括整流系统和点火燃烧系统，所述整流系统包括整流支板、小叶片、内锥体和合流环，所述整流支板和小叶片连接于合流环和内锥体之间，所述整流支板和小叶片沿着内锥体的周向方向均匀间隔设置，所述整流支板包括弯扭段和平直段，所述小叶片包括外凸段和内凹段，所述外凸段位于内凹段靠近整流支板前缘的一侧，所述外凸段和内凹段组合形成S形结构，所述外凸段的弯扭度大于弯扭段的弯扭度，所述外凸段的前缘对应弯扭段的中间位置设置，所述内凹段的尾缘位于平直段尾缘的前方，所述平直段的长度小于弯扭段的长度。

优选地，任意相邻2个整流支板之间均设有1个小叶片，任意相邻2个整流支板和1个小叶片形成一个整流单元，所述整流单元包括第一整流板、第二整流板和小叶片，所述第一整流板、第二整流板的弯扭段之间形成第一整流通道，所述第一整流板的弯扭段与小叶片之间形成第二整流通道，所述第二整流板的弯扭段与小叶片之间形成第三整流通道，所述第三整流通道的入口宽度小于第二整流通道的入口宽度。

优选地，所述小叶片的前缘和尾缘沿航空发动机的轴向延长线均穿过整流支板的中间位置，所述整流支板的尾缘采用斜切角设置。

优选地，所述内锥体对应小叶片前缘的位置处设有内凹槽。

优选地，所述点火燃烧系统包括喷油杆和稳定器，所述喷油杆插入至整流支板内，所述稳定器与合流环同轴连接并且合流环位于稳定器的尾缘处，所述整流支板上开设有喷油孔，所述喷油杆喷出的燃油从喷油孔流出。

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，所述扩散器外壁和合流环之间形成外涵冷却通道，所述整流支板和小叶片内开设有与外涵冷却通道连通的内腔，所述整流支板和小叶片侧壁上开设有与内腔连通的第一冷却孔，所述内锥体的内部与内腔连通，所述内锥体的侧壁上开设有与内锥体内部连通的第二冷却孔。

优选地，所述防振隔热屏与扩散器外壁之间形成外涵冷却通道，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稳定器一端，所述水平隔热屏和波浪隔热屏上开设有与外涵冷却通道连通的第三冷却孔。

优选地，所述整流支板的尾缘、内锥体和稳定器之间形成回流区。

本申请的一种热射流点火加力燃烧室，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、小叶片、内锥体和合流环，整流支板包括弯扭段和平直段，所述小叶片包括外凸段和内凹段，内涵气流先进入到相邻2个整流支板之间进行初步的整流，整流后的内涵气流与航空发动机轴线之间的夹角减小，而后进入到整流支板与小叶片之间进行再次的整流，整流完成之后进入到相邻2个平直段之间进行组织燃烧。通过整流支板和小叶片的配合整流，在进口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。

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为整体结构后视图；

图2为本申请整流支板与小叶片的连接结构示意图；

图3为本申请加力燃烧室扩压流路示意图。

1、整流支板；2、小叶片；3、内锥体；4、扩散器外壁；5、合流环；6、防振隔热屏；7、喷油杆；8、稳定器；9、内凹槽；10、弯扭段；11、平直段；12、外凸段；13、内凹段；14、第一整流板；15、第二整流板；16、第一整流通道；17、第二整流通道；18、第三整流通道；19、水平隔热屏；20、波浪隔热屏；21、第一冷却孔；22、第二冷却孔。

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。

一种热射流点火加力燃烧室，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、小叶片2、内锥体3和合流环5。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；内锥体3和合流环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。

本申请中的前方为靠近内涵气流来流方向的一方。

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与小叶片2通过沉头螺钉和托板螺母固定在内锥体3与合流环5上，整流支板1和小叶片2沿着内锥体3的周向方向均匀间隔设置，整流支板1包括弯扭段10和平直段11，小叶片2包括外凸段12和内凹段13，外凸段12位于内凹段13靠近整流支板1前缘的一侧，外凸段12和内凹段13组合形成S形结构，外凸段12的弯扭度大于弯扭段10的弯扭度，内凹段13与外凸段12的弯扭度相同，方向不同，外凸段12的前缘对应弯扭段10的中间位置设置，内凹段13的尾缘位于平直段11尾缘的前方，平直段11的长度小于弯扭段10的长度。

在进行加力燃烧时，内涵气流先进入到相邻2个整流支板1之间进行初步的整流，整流后的内涵气流与航空发动机轴线之间的夹角减小，而后进入到整流支板1与小叶片2之间进行再次的整流，由于小叶片2为S形结构，内涵气流在小叶片2上流动时具有比较好的贴壁性，同时由于小叶片2的弯扭度更大，内涵气流经过外凸段12和内凹段13的分别整流之后达到所需的角度，整流完成之后进入到相邻2个平直段11之间进行组织燃烧。通过整流支板1和小叶片2的配合整流，在进口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。

整流支板1和小叶片2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。

优选地，任意相邻2个整流支板1之间均设有1个小叶片2，任意相邻2个整流支板1和1个小叶片2形成一个整流单元，整流单元包括第一整流板14、第二整流板15和小叶片2，第一整流板14、第二整流板15的弯扭段10之间形成第一整流通道16，第一整流板14的弯扭段10与小叶片2之间形成第二整流通道17，第二整流板15的弯扭段10与小叶片2之间形成第三整流通道18，第三整流通道18的入口宽度小于第二整流通道17的入口宽度。

内涵气流在第一整流通道16内进行初步的整流，由于第二整流通道17的入口宽度较大，同时第二整流通道17位于小叶片2远离第二整流板15的一侧，内涵气流在第二整流通道17内的流量更大，第二整流通道17对应第一整流板14的吸力面，同时小叶片2的外凸段12和内凹段13的结构导致第二整流通道17内部的宽度逐渐变化，从而更高效地整流；第三整流通道18宽度较窄，内涵气流流量较小，配合小叶片2的外凸段12和内凹段13的结构同样能够完成高效的整流。

优选地，小叶片2的前缘和尾缘沿航空发动机的轴向延长线均穿过整流支板1的中间位置，在后视截面上可将整流支板1和小叶片2前方的空白区域全部遮挡，实现后视隐身功能，整流支板1的尾缘采用斜切角设置，斜切角的设置同样能够有效提高隐身性能。

优选地，内锥体3对应小叶片2前缘的位置处设有内凹槽9，随着内锥体3直径的缩短，整流支板1和小叶片2之间的空间沿着气流流动方向逐渐增大，实现扩压减速，在小叶片2的前缘处扩压效果相对较小，而通过内凹槽9实现了内涵气流在整流支板1和小叶片2内流动的过程中实现等压力梯度造型，减少气流分流，降低气流扩压损失。

优选地，点火燃烧系统包括喷油杆7和稳定器8，喷油杆7插入至整流支板1内，稳定器8与合流环5同轴连接并且合流环5位于稳定器8的尾缘处，整流支板1上开设有喷油孔，喷油杆7喷出的燃油从喷油孔流出。将喷油杆7插入至支板，不会内内涵气流流动造成阻碍，减少气流损失，喷油杆7上的燃油通过喷油孔喷出。点火燃烧系统的其它结构为常规设计，具体不再赘述。

优选地，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，扩散器外壁4和合流环5之间形成外涵冷却通道，整流支板1和小叶片2内开设有与外涵冷却通道连通的内腔，整流支板1和小叶片2侧壁上开设有与内腔连通的第一冷却孔21，内锥体3的内部与内腔连通，内锥体3的侧壁上开设有与内锥体3内部连通的第二冷却孔22。外涵冷却通道内的外涵冷却气通过第一冷却孔2123对整流支板1和小叶片2进行冷却，通过第二冷却孔22对内锥体3进行冷却，实现加力部件的红外隐身。

优选地，防振隔热屏6与扩散器外壁4之间形成外涵冷却通道，防振隔热屏6包括同轴相连的水平隔热屏19和波浪隔热屏20，水平隔热屏19的长度方向沿着航空发动机的轴线方向设置，波浪隔热屏20的横截面为波浪形，水平隔热屏19位于波浪隔热屏20靠近稳定器8一端，水平隔热屏19和波浪隔热屏20上开设有与外涵冷却通道连通的第三冷却孔。防振隔热屏6的冷却孔与外涵冷却通道构成一个亥姆霍兹共振器，水平隔热屏19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20处气膜贴壁性更好，热协调更好，配合第三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。

优选地，整流支板1的尾缘、内锥体3和稳定器8之间形成回流区，平直段11的长度远小于弯扭段10的长度，由于整流效果较好，实现宽度较大的回流区，从而保证较好的燃烧效果。

同时水平隔热屏19与稳定器8之间具有间隔，大量外涵冷却气体从水平隔热屏19与稳定器8之间进入，参与燃烧，提升燃烧效果。

以上所述，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 (7)

1.一种热射流点火加力燃烧室，包括整流系统和点火燃烧系统，其特征在于：所述整流系统包括整流支板(1)、小叶片(2)、内锥体(3)和合流环(5)，所述整流支板(1)和小叶片(2)连接于合流环(5)和内锥体(3)之间，所述整流支板(1)和小叶片(2)沿着内锥体(3)的周向方向均匀间隔设置，所述整流支板(1)包括弯扭段(10)和平直段(11)，所述小叶片(2)包括外凸段(12)和内凹段(13)，所述外凸段(12)位于内凹段(13)靠近整流支板(1)前缘的一侧，所述外凸段(12)和内凹段(13)组合形成S形结构，所述外凸段(12)的弯扭度大于弯扭段(10)的弯扭度，所述外凸段(12)的前缘对应弯扭段(10)的中间位置设置，所述内凹段(13)的尾缘位于平直段(11)尾缘的前方，所述平直段(11)的长度小于弯扭段(10)的长度；

任意相邻2个整流支板(1)之间均设有1个小叶片(2)，任意相邻2个整流支板(1)和1个小叶片(2)形成一个整流单元，所述整流单元包括第一整流板(14)、第二整流板(15)和小叶片(2)，所述第一整流板(14)、第二整流板(15)的弯扭段(10)之间形成第一整流通道(16)，所述第一整流板(14)的弯扭段(10)与小叶片(2)之间形成第二整流通道(17)，所述第二整流板(15)的弯扭段(10)与小叶片(2)之间形成第三整流通道(18)，所述第三整流通道(18)的入口宽度小于第二整流通道(17)的入口宽度。

2.如权利要求1所述的热射流点火加力燃烧室，其特征在于：所述小叶片(2)的前缘和尾缘沿航空发动机的轴向延长线均穿过整流支板(1)的中间位置，所述整流支板(1)的尾缘采用斜切角设置。

3.如权利要求1所述的热射流点火加力燃烧室，其特征在于：所述内锥体(3)对应小叶片(2)前缘的位置处设有内凹槽(9)。

4.如权利要求1所述的热射流点火加力燃烧室，其特征在于：所述点火燃烧系统包括喷油杆(7)和稳定器(8)，所述喷油杆(7)插入至整流支板(1)内，所述稳定器(8)与合流环(5)同轴连接并且合流环(5)位于稳定器(8)的尾缘处，所述整流支板(1)上开设有喷油孔，所述喷油杆(7)喷出的燃油从喷油孔流出。

5.如权利要求1所述的热射流点火加力燃烧室，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，所述扩散器外壁(4)和合流环(5)之间形成外涵冷却通道，所述整流支板(1)和小叶片(2)内开设有与外涵冷却通道连通的内腔，所述整流支板(1)和小叶片(2)侧壁上开设有与内腔连通的第一冷却孔(21)，所述内锥体(3)的内部与内腔连通，所述内锥体(3)的侧壁上开设有与内锥体(3)内部连通的第二冷却孔(22)。

6.如权利要求5所述的热射流点火加力燃烧室，其特征在于：所述防振隔热屏(6)与扩散器外壁(4)之间形成外涵冷却通道，所述防振隔热屏(6)包括同轴相连的水平隔热屏(19)和波浪隔热屏(20)，所述水平隔热屏(19)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(20)的横截面为波浪形，所述水平隔热屏(19)位于波浪隔热屏(20)靠近稳定器(8)一端，所述水平隔热屏(19)和波浪隔热屏(20)上开设有与外涵冷却通道连通的第三冷却孔。

7.如权利要求6所述的热射流点火加力燃烧室，其特征在于：所述整流支板(1)的尾缘、内锥体(3)和稳定器(8)之间形成回流区。