CN115183275A - 一种采用中长短支板整流、遮挡的加力燃烧室 - Google Patents

Abstract

本申请属于加力燃烧室设计领域，为一种采用中长短支板整流、遮挡的加力燃烧室，包括整流系统、点火燃烧系统和防振系统；整流系统包括长支板、中支板、短支板、合流环和内锥体，在进行加力燃烧时，内涵气流先进入到多个长支板之间进行整流，相邻长支板之间距离较大，弯扭度较小，此时内涵气流的进口气流角也较大，实现初步的整流；进入到2个中支板之间的内涵气流进行整流之后，而后进入到短支板与中支板之间，短支板的弯扭度更大，实现更短距离的整流，整流完成后进入到第二平直段和第三平直段之间实现沿着航空发动机轴线方向的流动，进行组织燃烧。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

一种采用中长短支板整流、遮挡的加力燃烧室

技术领域

本申请属于加力燃烧室设计领域，特别涉及一种采用中长短支板整流、遮挡的加力燃烧室。

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。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和可靠性。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，涡轮出口气流角与轴向偏离大于20°，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、点火电嘴等零组件置于支板内部，利用外涵气流对支板、燃油总管等进行冷却，保证加力燃烧室的可靠工作。

现有支板一体化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，导致加力燃烧室长度加长，加力燃烧室重量大幅增加。

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采用中长短支板整流、遮挡的加力燃烧室，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：一种采用中长短支板整流、遮挡的加力燃烧室，包括整流系统和点火燃烧系统，所述整流系统包括长支板、中支板、短支板、合流环和内锥体，所述长支板、中支板和短支板均连接于合流环和内锥体之间，所述长支板、中支板和短支板沿着内锥体的周向方向间隔均匀设置，所述长支板包括第一弯扭段和第一平直段，所述中支板包括第二弯扭段和第二平直段，所述短支板包括第三弯扭段和第三平直段，所述第一弯扭段、第二弯扭段和第三弯扭段的弯扭度逐渐增大，所述中支板的前缘位于长支板的弯扭最大处，所述长支板、中支板和短支板的尾缘处于内锥体的统一径向位置。

优选地，任意相邻两个长支板内均设有2个中支板，任意相邻两个中支板之间均设有1个短支板，相邻的2个长支板、2个中支板和1个短支板形成一个整流单元，所述整流单元包括第一长板、第二长板、第一中板、第二中板和短支板，所述第一长板和第二长板之间形成第一整流通道，所述第一长板与第一中板之间形成第二整流通道，所述第二长板和第二中板之间形成第三整流通道，所述第一中板和第二中板之间形成第四整流通道，所述第一中板和短支板形成第五整流通道，所述第二中板和短支板之间形成第六整流通道；所述第二整流通道和第五整流通道沿内涵气流方向的宽度逐渐减小，所述第三整流通道和第六整流通道沿内涵气流方向的跨度逐渐增大。

优选地，所述第一长板的前缘沿航空发动机的轴线方向对应第一中板的中间位置，所述第一中板的前缘沿航空发动机的轴线方向对应短支板的中间位置，所述第一长板的最外端沿内锥体的径向延长线经过第一中板的中间位置，所述第一中板的最外端沿内锥体的径向延长线经过短支板的中间位置，所述第一平直段、第二平直段和第三平直段的长度从航空发动机的外部至内部逐渐增大，所述长支板、中支板和短支板的轴向与切向角度相同。

优选地，所述内锥体对应中支板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，所述喷油杆插入至长支板、中支板或短支板内，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，所述长支板、中支板或短支板的尾缘、内锥体和稳定器之间形成回流区。

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，所述长支板、中支板和短支板内开设有与外涵冷却通道连通的内腔，所述长支板、中支板和短支板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。

本申请的一种采用中长短支板整流、遮挡的加力燃烧室，包括整流系统、点火燃烧系统和防振系统；整流系统包括长支板、中支板、短支板、合流环和内锥体，在进行加力燃烧时，内涵气流先进入到多个长支板之间进行整流，相邻长支板之间距离较大，弯扭度较小，此时内涵气流的进口气流角也较大，实现初步的整流；进入到2个中支板之间的内涵气流进行整流之后，而后进入到短支板与中支板之间，短支板的弯扭度更大，实现更短距离的整流，整流完成后进入到第二平直段和第三平直段之间实现沿着航空发动机轴线方向的流动，进行组织燃烧。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图；

图2为本申请长支板、中支板和短支板的连接结构示意图；

图3为本申请燃烧室扩压流路示意图；

图4为本申请外涵冷却气冷却结构示意图。

1、长支板；2、中支板；3、短支板；4、内锥体；5、扩散器外壁；6、合流环；7、防振隔热屏；8、稳定器；9、喷油杆；10、内凹槽；11、第一弯扭段；12、第一平直段；13、第二弯扭段；14、第二平直段；15、第三弯扭段；16、第三平直段；17、第一长板；18、第二长板；19、第一中板；20、第二中板；21、水平隔热屏；22、波浪隔热屏；23、第一冷却孔；24、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。

一种采用中长短支板整流、遮挡的加力燃烧室，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。

整流系统包括长支板1、中支板2、短支板3、合流环6和内锥体4，长支板1、中支板2和短支板3均连接于合流环6和内锥体4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。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。

长支板1、中支板2和短支板3沿着内锥体4的周向方向间隔均匀设置，长支板1包括第一弯扭段11和第一平直段12，中支板2包括第二弯扭段13和第二平直段14，短支板3包括第三弯扭段15和第三平直段16，第一弯扭段11、第二弯扭段13和第三弯扭段15的弯扭度逐渐增大，中支板2的前缘位于长支板1的弯扭最大处，长支板1、中支板2和短支板3的尾缘处于内锥体4的统一径向位置。

在进行加力燃烧时，内涵气流先进入到多个长支板1之间进行整流，相邻长支板1之间距离较大，弯扭度较小，此时内涵气流的进口气流角也较大，实现初步的整流，整流后的内涵气流与航空发动机轴线之间的夹角减小，而后到达中支板2位置后分成三股，两股分别进入到中支板2与长支板1之间，一股进入到相邻两个中支板2之间，中支板2的弯扭度相较长支板1增大，进入到中支板2与长支板1之间的的距离较长，内涵气流在该弯扭度下直接完成整流，而后进入到第一平直段12和第二平直段14之间实现沿着航空发动机轴线方向的流动，进行组织燃烧；进入到2个中支板2之间的内涵气流进行整流之后，而后进入到短支板3与中支板2之间，短支板3的弯扭度更大，实现更短距离的整流，整流完成后进入到第二平直段14和第三平直段16之间实现沿着航空发动机轴线方向的流动，进行组织燃烧。通过这种渐进式的整流，能够在较短的长度下完成较大进口气流角的内涵气流整理，同时气流损失尽可能的减小。

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。

支板数量和支板尾缘宽度根据加力燃烧室直径、堵塞比等优先确定。

优选地，任意相邻两个长支板1内均设有2个中支板2，任意相邻两个中支板2之间均设有1个短支板3，相邻的2个长支板1、2个中支板2和1个短支板3形成一个整流单元，整流单元包括第一长板17、第二长板18、第一中板19、第二中板20和短支板3，第一长板17和第二长板18属于长支板1，第一中板19和第二中板20属于中支板2，第一长板17和第二长板18之间形成第一整流通道，第一长板17与第一中板19之间形成第二整流通道，第二长板18和第二中板20之间形成第三整流通道，第一中板19和第二中板20之间形成第四整流通道，第一中板19和短支板3形成第五整流通道，第二中板20和短支板3之间形成第六整流通道；第二整流通道和第五整流通道沿内涵气流方向的宽度逐渐减小，第三整流通道和第六整流通道沿内涵气流方向的跨度逐渐增大。

内涵气流现在弯扭度较小的第一整流通道内进行整流，而后分别进入到第二整流通道、第三整流通道和第四整流通道，能够第二整流通道沿内涵气流流动方向其宽度逐渐缩小，第四整流通道沿内涵气流流动方向其宽度逐渐增大，内涵气流在这样宽度变化的通道内能够更快速地进行整流，第三整流通道的距离较短，内涵气流在第三整流通道内快速分流至第五整流通道和第六整流通道内，在弯扭度较大的整流通道内进行最后的整流，整流完成后，均进入到平直段组织燃烧，并且第五整流通道和第六整流通道内入口宽度一个由大变小、一个由小变大，由于位置的差异，内涵气流更容易进入到第二整流通道和第五整流通道内，从而实现各部分有效的整流。

优选地，第一长板17的前缘沿航空发动机的轴线方向对应第一中板19的中间位置，第一中板19的前缘沿航空发动机的轴线方向对应短支板3的中间位置，第一长板17的最外端沿内锥体4的径向延长线经过第一中板19的中间位置，第一中板19的最外端沿内锥体4的径向延长线经过短支板3的中间位置，第一平直段12、第二平直段14和第三平直段16的长度从航空发动机的外部至内部逐渐增大，长支板1、中支板2和短支板3的轴向与切向角度相同。同时内锥体4倾角α3较大，配合支板尾缘轴向和切向角度α1、α2，通过该设置实现对涡轮部件的全遮挡，后视可视部件极少，实现加力燃烧室的雷达隐身。

并且在长支板1、中支板2、短支板3和内锥体4上涂覆有雷达和红外隐身涂层，以同时满提高红外和雷达隐身性能。

优选地，内锥体4对应中支板2前缘的位置处设有内凹槽10，如图4所示。随着内锥体4直径的缩短，长支板1、中支板2、短支板3之间的空间沿着气流流动方向逐渐增大，实现扩压减速，在中支板2前缘处由于分流的设计，其扩压效果相对较小，而通过内凹槽10实现了内涵气流在长支板1、中支板2、短支板3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9和稳定器8，喷油杆9插入至长支板1、中支板2或短支板3内，稳定器8与合流环6同轴连接并且合流环6位于稳定器8的尾缘处，整流支板上开设有喷油孔，喷油杆9喷出的燃油从喷油孔流出。将喷油杆9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9上的燃油通过喷油孔喷出。

优选地，长支板1、中支板2或短支板3的尾缘、内锥体4和稳定器8之间形成回流区。通过长支板1、中支板2或短支板3，形成宽度较大的回流区，有助于燃油的充分燃烧。

优选地，防振系统包括扩散器外壁5和防振隔热屏7，扩散器外壁5同轴设于合流环6的外侧，扩散器外壁5和合流环6之间形成外涵冷却通道，长支板1、中支板2和短支板3内开设有与外涵冷却通道连通的内腔，长支板1、中支板2和短支板3侧壁上开设有与内腔连通的第一冷却孔23，内锥体4的内部与内腔连通，内锥体4的侧壁上开设有与内锥体4内部连通的第二冷却孔24。外涵冷却通道内的外涵冷却气通过第一冷却孔23对长支板1、中支板2和短支板3进行冷却，通过第二冷却孔24对内锥体4进行冷却，实现加力部件的红外隐身。

优选地，防振隔热屏7与扩散器外壁5之间形成外涵冷却通道，防振隔热屏7包括同轴相连的水平隔热屏21和波浪隔热屏22，水平隔热屏21的长度方向沿着航空发动机的轴线方向设置，波浪隔热屏22的横截面为波浪形，水平隔热屏21位于波浪隔热屏22靠近稳定器8一端，水平隔热屏21和波浪隔热屏22上开设有与外涵冷却通道连通的第三冷却孔。

水平隔热屏21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22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。

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 (8)

1.一种采用中长短支板整流、遮挡的加力燃烧室，包括整流系统和点火燃烧系统，其特征在于：所述整流系统包括长支板(1)、中支板(2)、短支板(3)、合流环(6)和内锥体(4)，所述长支板(1)、中支板(2)和短支板(3)均连接于合流环(6)和内锥体(4)之间，所述长支板(1)、中支板(2)和短支板(3)沿着内锥体(4)的周向方向间隔均匀设置，所述长支板(1)包括第一弯扭段(11)和第一平直段(12)，所述中支板(2)包括第二弯扭段(13)和第二平直段(14)，所述短支板(3)包括第三弯扭段(15)和第三平直段(16)，所述第一弯扭段(11)、第二弯扭段(13)和第三弯扭段(15)的弯扭度逐渐增大，所述中支板(2)的前缘位于长支板(1)的弯扭最大处，所述长支板(1)、中支板(2)和短支板(3)的尾缘处于内锥体(4)的统一径向位置。

2.如权利要求1所述的采用中长短支板整流、遮挡的加力燃烧室，其特征在于：任意相邻两个长支板(1)内均设有2个中支板(2)，任意相邻两个中支板(2)之间均设有1个短支板(3)，相邻的2个长支板(1)、2个中支板(2)和1个短支板(3)形成一个整流单元，所述整流单元包括第一长板(17)、第二长板(18)、第一中板(19)、第二中板(20)和短支板(3)，所述第一长板(17)和第二长板(18)之间形成第一整流通道，所述第一长板(17)与第一中板(19)之间形成第二整流通道，所述第二长板(18)和第二中板(20)之间形成第三整流通道，所述第一中板(19)和第二中板(20)之间形成第四整流通道，所述第一中板(19)和短支板(3)形成第五整流通道，所述第二中板(20)和短支板(3)之间形成第六整流通道；所述第二整流通道和第五整流通道沿内涵气流方向的宽度逐渐减小，所述第三整流通道和第六整流通道沿内涵气流方向的跨度逐渐增大。

3.如权利要求2所述的采用中长短支板整流、遮挡的加力燃烧室，其特征在于：所述第一长板(17)的前缘沿航空发动机的轴线方向对应第一中板(19)的中间位置，所述第一中板(19)的前缘沿航空发动机的轴线方向对应短支板(3)的中间位置，所述第一长板(17)的最外端沿内锥体(4)的径向延长线经过第一中板(19)的中间位置，所述第一中板(19)的最外端沿内锥体(4)的径向延长线经过短支板(3)的中间位置，所述第一平直段(12)、第二平直段(14)和第三平直段(16)的长度从航空发动机的外部至内部逐渐增大，所述长支板(1)、中支板(2)和短支板(3)的轴向与切向角度相同。

4.如权利要求1所述的采用中长短支板整流、遮挡的加力燃烧室，其特征在于：所述内锥体(4)对应中支板(2)前缘的位置处设有内凹槽(10)。

5.如权利要求1所述的采用中长短支板整流、遮挡的加力燃烧室，其特征在于：所述点火燃烧系统包括喷油杆(9)和稳定器(8)，所述喷油杆(9)插入至长支板(1)、中支板(2)或短支板(3)内，所述稳定器(8)与合流环(6)同轴连接并且合流环(6)位于稳定器(8)的尾缘处，所述整流支板上开设有喷油孔，所述喷油杆(9)喷出的燃油从喷油孔流出。

6.如权利要求6所述的采用中长短支板整流、遮挡的加力燃烧室，其特征在于：所述长支板(1)、中支板(2)或短支板(3)的尾缘、内锥体(4)和稳定器(8)之间形成回流区。

7.如权利要求1所述的采用中长短支板整流、遮挡的加力燃烧室，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(5)和防振隔热屏(7)，所述扩散器外壁(5)同轴设于合流环(6)的外侧，所述扩散器外壁(5)和合流环(6)之间形成外涵冷却通道，所述长支板(1)、中支板(2)和短支板(3)内开设有与外涵冷却通道连通的内腔，所述长支板(1)、中支板(2)和短支板(3)侧壁上开设有与内腔连通的第一冷却孔(23)，所述内锥体(4)的内部与内腔连通，所述内锥体(4)的侧壁上开设有与内锥体(4)内部连通的第二冷却孔(24)。

8.如权利要求7所述的采用中长短支板整流、遮挡的加力燃烧室，其特征在于：所述防振隔热屏(7)与扩散器外壁(5)之间形成外涵冷却通道，所述防振隔热屏(7)包括同轴相连的水平隔热屏(21)和波浪隔热屏(22)，所述水平隔热屏(21)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(22)的横截面为波浪形，所述水平隔热屏(21)位于波浪隔热屏(22)靠近稳定器(8)一端，所述水平隔热屏(21)和波浪隔热屏(22)上开设有与外涵冷却通道连通的第三冷却孔。

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