CN115218211B - 一种进行支板整流的航空发动机 - Google Patents

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Abstract

本申请属于航空发动机整流设计领域，为一种进行支板整流的航空发动机，包括整流系统、点火燃烧系统和防振系统；整流系统包括大整流支板、小整流支板、内锥体和合流环，所述大整流支板包括第一弯扭段和第一平直段，所述小整流支板包括第二弯扭段和第二平直段；涵气流先经过相邻的大整流支板的第一弯扭段之间进行一次整流，而后经过大整流支板和小整流支板之间进行二次整流并组织燃烧；通过一次整流后，内涵气流与航空发动机轴线方向之间的倾斜角度变小，能够以更短的距离完成所需的整流；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

一种进行支板整流的航空发动机
技术领域
本申请属于航空发动机整流设计领域，特别涉及一种进行支板整流的航空发动机。
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，通常采用涡轮后支板对加力燃烧室进口来流进行整流，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。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进行支板整流的航空发动机，以解决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：一种进行支板整流的航空发动机，包括整流系统和点火燃烧系统，所述整流系统包括大整流支板、小整流支板、内锥体和合流环，所述大整流支板和小整流支板沿着内锥体的周向方向均匀间隔设置，所述大整流支板和小整流支板的尾缘处于航空发动机轴线的同一径向位置，所述小整流支板的前缘位于大整流支板的弯扭最大处，所述大整流支板包括第一弯扭段和第一平直段，所述小整流支板包括第二弯扭段和第二平直段，所述第一弯扭段的弯扭度小于第二弯扭段的弯扭度，所述第一平直段和第二平直段沿着航空发动机的轴线方向设置，所述第一平直段的尾缘设有第一锥形板，所述第二平直段的尾缘设有第二锥形板。
优选地，任意相邻两个大整流支板之间均设有1个小整流支板，相邻两个大整流支板和1个小整流支板之间形成整流单元，所述整流单元包括第一大整流板、第二大整流板和小整流支板，所述小整流支板的尾缘位于第一大整流板和第二大整流板的中部，所述小整流支板的前缘位于靠近第二大整流板的一侧，所述第一大整流板和第二大整流板的前缘之间形成第三整流通道，所述第一大整流板与小整流支板之间形成第一整流通道，所述第二大整流板与小整流支板之间形成第二整流通道，所述第一整流通道沿内涵气流流动方向其宽度逐渐缩小，所述第二整流通道沿内涵气流流动方向其宽度逐渐增大。
优选地，所述第一平直段和第二平直段与内锥体相互分离，所述第一平直段和第二平直段的长度从航空发动机的外侧至内侧逐渐增大。
优选地，所述大整流支板的前缘沿航空发动机轴线方向的延伸线穿过小整流支板的中部。
优选地，所述内锥体对应小整流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壁挂式稳定器，所述喷油杆插入至大整流支板与小整流支板的中间位置，所述壁挂式稳定器与大整流支板的尾缘同轴相连。
优选地，所述壁挂式稳定器、整流支板和内锥体之间形成回流区。
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，所述水平隔热屏与壁挂式稳定器相连，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。
本申请的一种进行支板整流的航空发动机，包括整流系统、点火燃烧系统和防振系统；整流系统包括大整流支板、小整流支板、内锥体和合流环，所述大整流支板包括第一弯扭段和第一平直段，所述小整流支板包括第二弯扭段和第二平直段；涵气流先经过相邻的大整流支板的第一弯扭段之间进行一次整流，而后经过大整流支板和小整流支板之间进行二次整流并组织燃烧；通过大整流支板、小整流支板的配合设置，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；同时由于通过进行短距离的二次整流，气流损失少。
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为本申请大整流支板与小整流支板的连接结构示意图；
图3为本申请整体结构轴测图；
图4为本申请加力燃烧室扩压流路示意图；
图5为本申请喷油杆处燃油与内涵气流流路示意图。
1、大整流支板；2、小整流支板；3、内锥体；4、扩散器外壁；5、合流环；6、防振隔热屏；7、壁挂式稳定器；8、喷油杆；9、内凹槽；10、第一弯扭段；11、第一平直段；12、第二弯扭段；13、第二平直段；14、第一锥形板；15、第二锥形板；16、第一大整流板；17、第二大整流板；18、第三整流通道；19、第一整流通道；20、第二整流通道；21、水平隔热屏；22、波浪隔热屏。
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。
一种进行支板整流的航空发动机，包括低压轴系、核心机和承力机匣。低压轴系穿过核心机并位于核心机的两侧，低压轴系包括轴流式风扇、低压涡轮轴和多级低压涡轮，多级低压涡轮位于核心机的后部，低压涡轮轴与航空发动机的中心线同轴设置并穿过高压轴系，低压涡轮轴提供动力带动低压涡轮轴和轴流式风扇转动，轴流式风扇工作排出内涵道气流和外涵道气流，内涵道气流进入到核心机内供核心机工作，外涵道气流从核心机外侧排出。
核心机包括高压压气机、环形燃烧室和高压涡轮，高压涡轮带动高压压气机工作，提供高温高压驱动环形燃烧室燃烧，实现动力输出。
如图1、图2所示，所述环形燃烧室包括整流系统、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，具有为一进气机匣，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。
整流系统包括大整流支板1、小整流支板2、内锥体3和合流环5。内锥体3和合流环5同轴设置并且两者的轴线方向即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。
大整流支板1和小整流支板2连接于内锥体3和合流环5之间，大整流支板1和小整流支板2沿着内锥体3的周向方向均匀间隔设置，大整流支板1和小整流支板2的尾缘处于航空发动机轴线的同一径向位置，小整流支板2的前缘位于大整流支板1的弯扭最大处以及内锥体3当量扩张角最大处，大整流支板1包括第一弯扭段10和第一平直段11，小整流支板2包括第二弯扭段12和第二平直段13，第一弯扭段10的弯扭度小于第二弯扭段12的弯扭度，第一平直段11和第二平直段13沿着航空发动机的轴线方向设置，第一平直段11的尾缘设有第一锥形板14，第二平直段13的尾缘设有第二锥形板15。
在进行加力燃烧时，内涵气流先经过相邻的大整流支板1的第一弯扭段10之间进行一次整流，而后经过大整流支板1和小整流支板2之间进行二次整流并组织燃烧，小整流支板2的弯扭度更大，配合大整流支板1的整流效果也就更好，通过一次整流后，内涵气流与航空发动机轴线方向之间的倾斜角度变小，再经过弯扭度更大的小整流支板2与大整流支板1之间进行整流，能够以更短的距离完成所需的整流；整流完成后，内涵气流经过第一平直段11和第二平直段13之间，使内涵气流沿着平行于航空发动机轴线方向流出，以组织燃烧。第一锥形板14和第二锥形板15的的设计能够在大整流支板1和小整流支板2的尾缘形成宽端面，以在后方形成稳定的回流区，保证燃油的充分高效燃烧。
通过大整流支板1、小整流支板2的配合设置，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。同时由于通过进行短距离的二次整流，气流损失少，通过将小整流支板2的前缘设于大整流支板1的弯扭最大处以及内锥体3当量扩张角最大处，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。
大整流支板1、小整流支板2的个数由大整流支板1和小整流支板2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，任意相邻两个大整流支板1之间均设有1个小整流支板2，相邻两个大整流支板1和1个小整流支板2之间形成整流单元，整流单元包括第一大整流板16、第二大整流板17和小整流支板2，小整流支板2的尾缘位于第一大整流板16和第二大整流板17的中部，小整流支板2的前缘位于靠近第二大整流板17的一侧，第一大整流板16和第二大整流板17的前缘之间形成第三整流通道18，第一大整流板16与小整流支板2之间形成第一整流通道19，第二大整流板17与小整流支板2之间形成第二整流通道20，第一整流通道19沿内涵气流流动方向其宽度逐渐缩小，第二整流通道20沿内涵气流流动方向其宽度逐渐增大。
内涵气流先在弯扭度较小的第三整流通道18内进行整流，此时内涵气流的进口气流角较大，先通过第三整流通道18能够实现较小的气流损失，而后再分别进入弯扭度较大的第一整流通道19和第二整流通道20内进行整流，此时内涵气流与航空发动机轴线之间的夹角已经较小，在大弯扭度下进行整流也不会出现更大的气流损失，能够第一整流通道19沿内涵气流流动方向其宽度逐渐缩小，第二整流通道20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，从而实现短距离整流。
在第一整流通道19和第二整流通道20后方为第一平直段11和第二平直段13之间形成的用于组织燃烧的通道，内涵气流沿着航空发动机的轴线方向进行流动。
如图3所示，优选地，第一平直段11和第二平直段13与内锥体3相互分离，第一平直段11和第二平直段13的长度从航空发动机的外侧至内侧逐渐增大。该设计使得大整流支板1和小整流支板2后方的空间更大，内涵气流能够更快速地流入到回流区内进行组织燃烧；通过设置第一平直段11和第二平直段13的长度从航空发动机的外侧至内侧逐渐增大，第一平直段11和第二平直段13对内涵气流进行更进一步的引导，以保证回流区的稳定。
优选地，大整流支板1的前缘沿航空发动机轴线方向的延伸线穿过小整流支板2的中部，如图2所示，在后视截面上可将大整流支板1之间的空白区域全部遮挡，实现后视隐身功能。
如图4所示，优选地，内锥体3对应小整流支板2前缘的位置处设有内凹槽9。随着内锥体3直径的缩短，大整流支板1和小整流支板2之间的空间沿着气流流动方向逐渐增大，实现扩压减速，在小整流支板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9实现了内涵气流在大整流支板1和小整流支板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8和壁挂式稳定器7，喷油杆8插入至大整流支板1与小整流支板2的中间位置，壁挂式稳定器7与大整流支板1的尾缘同轴相连。通过将喷油杆8设于大整流支板1和小整流支板2之间，如图5所示，内涵气流在流动时绕过喷油杆8进行流动，喷油杆8喷出的燃油会沿着喷油杆8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，壁挂式稳定器7、整流支板和内锥体3之间形成回流区，第一斜角和第二锥形板15的设计使得该处形成的回流区较长，能够使燃油燃烧充分。
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与反震隔热屏、扩散器外壁4与合流环5之间均为外涵冷却通道。扩散器外壁4同轴设于合流环5的外侧，防振隔热屏6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，水平隔热屏21与壁挂式稳定器7相连，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靠近环形稳定器一端。
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。同时通过将水平隔热屏21与壁挂式稳定器7相连，水平隔热屏21和壁挂式稳定器7在相互支撑下，更为稳定。
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 (6)

1.一种进行支板整流的航空发动机，包括高压轴系、低压轴系和承力机匣，所述高压轴系包括整流系统和点火燃烧系统，其特征在于：所述整流系统包括大整流支板(1)、小整流支板(2)、内锥体(3)和合流环(5)，所述大整流支板(1)和小整流支板(2)沿着内锥体(3)的周向方向均匀间隔设置，所述大整流支板(1)和小整流支板(2)的尾缘处于航空发动机轴线的同一径向位置，所述小整流支板(2)的前缘位于大整流支板(1)的弯扭最大处，所述大整流支板(1)包括第一弯扭段(10)和第一平直段(11)，所述小整流支板(2)包括第二弯扭段(12)和第二平直段(13)，所述第一弯扭段(10)的弯扭度小于第二弯扭段(12)的弯扭度，所述第一平直段(11)和第二平直段(13)沿着航空发动机的轴线方向设置，所述第一平直段(11)的尾缘设有第一锥形板(14)，所述第二平直段(13)的尾缘设有第二锥形板(15)；
任意相邻两个大整流支板(1)之间均设有1个小整流支板(2)，相邻两个大整流支板(1)和1个小整流支板(2)之间形成整流单元，所述整流单元包括第一大整流板(16)、第二大整流板(17)和小整流支板(2)，所述小整流支板(2)的尾缘位于第一大整流板(16)和第二大整流板(17)的中部，所述小整流支板(2)的前缘位于靠近第二大整流板(17)的一侧，所述第一大整流板(16)和第二大整流板(17)的前缘之间形成第三整流通道(18)，所述第一大整流板(16)与小整流支板(2)之间形成第一整流通道(19)，所述第二大整流板(17)与小整流支板(2)之间形成第二整流通道(20)，所述第一整流通道(19)沿内涵气流流动方向其宽度逐渐缩小，所述第二整流通道(20)沿内涵气流流动方向其宽度逐渐增大。
2.如权利要求1所述的进行支板整流的航空发动机，其特征在于：所述第一平直段(11)和第二平直段(13)与内锥体(3)相互分离，所述第一平直段(11)和第二平直段(13)的长度从航空发动机的外侧至内侧逐渐增大。
3.如权利要求1所述的进行支板整流的航空发动机，其特征在于：所述大整流支板(1)的前缘沿航空发动机轴线方向的延伸线穿过小整流支板(2)的中部。
4.如权利要求1所述的进行支板整流的航空发动机，其特征在于：所述内锥体(3)对应小整流支板(2)前缘的位置处设有内凹槽(9)。
5.如权利要求1所述的进行支板整流的航空发动机，其特征在于：所述点火燃烧系统包括喷油杆(8)和壁挂式稳定器(7)，所述喷油杆(8)插入至大整流支板(1)与小整流支板(2)的中间位置，所述壁挂式稳定器(7)与大整流支板(1)的尾缘同轴相连。
6.如权利要求5所述的进行支板整流的航空发动机，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)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，所述水平隔热屏(21)与壁挂式稳定器(7)相连，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)靠近环形稳定器一端。
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Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2002039535A (ja) * 2000-07-24 2002-02-06 Paloma Ind Ltd こんろ
CN102538010A (zh) * 2012-02-12 2012-07-04 北京航空航天大学 一种稳定器与涡轮后整流支板一体化设计的加力燃烧室
CN106838987A (zh) * 2017-04-07 2017-06-13 西北工业大学 加力燃烧室双层整流支板
CN108224473A (zh) * 2017-12-28 2018-06-29 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种突扩内锥火焰稳定结构的一体化加力燃烧室
CN109539310A (zh) * 2018-11-22 2019-03-29 西北工业大学 一种采用可调预热整流支板的一体化加力燃烧室
CN113357670A (zh) * 2021-05-23 2021-09-07 中国航发沈阳发动机研究所 一种气冷遮挡一体化加力燃烧室
CN113357044A (zh) * 2021-05-23 2021-09-07 中国航发沈阳发动机研究所 一种带有导流支板的内锥体
CN113775436A (zh) * 2021-08-16 2021-12-10 中国航发贵阳发动机设计研究所 隐身旋流混合装置
CN113864819A (zh) * 2021-09-14 2021-12-31 南京航空航天大学 一种带气冷结构的加力燃烧室

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105101605B (zh) * 2015-09-11 2017-11-24 中广核达胜加速器技术有限公司 一种自屏蔽加速器及利用该加速器的pet塑料瓶生产线

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2002039535A (ja) * 2000-07-24 2002-02-06 Paloma Ind Ltd こんろ
CN102538010A (zh) * 2012-02-12 2012-07-04 北京航空航天大学 一种稳定器与涡轮后整流支板一体化设计的加力燃烧室
CN106838987A (zh) * 2017-04-07 2017-06-13 西北工业大学 加力燃烧室双层整流支板
CN108224473A (zh) * 2017-12-28 2018-06-29 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种突扩内锥火焰稳定结构的一体化加力燃烧室
CN109539310A (zh) * 2018-11-22 2019-03-29 西北工业大学 一种采用可调预热整流支板的一体化加力燃烧室
CN113357670A (zh) * 2021-05-23 2021-09-07 中国航发沈阳发动机研究所 一种气冷遮挡一体化加力燃烧室
CN113357044A (zh) * 2021-05-23 2021-09-07 中国航发沈阳发动机研究所 一种带有导流支板的内锥体
CN113775436A (zh) * 2021-08-16 2021-12-10 中国航发贵阳发动机设计研究所 隐身旋流混合装置
CN113864819A (zh) * 2021-09-14 2021-12-31 南京航空航天大学 一种带气冷结构的加力燃烧室

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
摩擦阻尼器参数对叶片振动响应的影响;郝燕平;航空发动机;第33卷(第2期);18-21 *

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