一种在尾缘空腔内设有凸台的一体化火焰稳定器

本发明属于航空发动机领域，涉及一体化加力燃烧室，具体涉及一种在尾缘空腔内设有凸台的一体化火焰稳定器。

背景技术：

1、加力燃烧室是一种在飞机起飞、短暂加速和超音速飞行时使用，用于短暂增加航空发动机最大状态推力的设备，能大幅度地提高发动机的推重比。但是在传统加力燃烧室中，其内部各部件单独存在、独立工作，导致传统加力燃烧室的长度较长，重量较高，并且由于稳定器堵塞了内部通道，其在非加力状态下的“冷态”损失较大。

2、除此之外，随着新一代发动机性能的提高，主燃烧室的温升增大，燃气的涡轮前温度明显提高，加力燃烧室进口的燃气温度更高，从而带来一些问题。首先，更高的来流温度会增加燃油自燃、结焦的风险。其次，充当点火源的回流区温度极高，会对距离最近的稳定器尾缘造成极大的热负荷，从而引发稳定器的热烧蚀问题。因此，有必要对稳定器进行喷油/稳定/冷却一体化设计，以提高其工作寿命，并且冷却气的引入要考虑到尽量不干扰稳定器后方的回流区，降低对稳焰性能的影响。

3、中国专利cn202311340500.5公开了一种具有尾缘空腔的一体化火焰稳定器，它通过在稳定器后方构造尾缘空腔，利用冷却涡将稳定器尾缘与后方回流区隔离开，从而达到一定的冷却效果。但是申请人经研究发现，该专利技术方案仍存在一些不足之处：其冷却涡的冷却方式较为单一，没有对稳定器的尾缘壁面进行充分冷却；并且其开设冷却通道的位置较为单一，对于冷却涡的形态控制不够好。

技术实现思路

1、有鉴于此，本发明提供一种在尾缘空腔内设有凸台的一体化火焰稳定器，其能够一体化地实现喷油、火焰稳定和冷却，较为灵活的控制尾缘空腔内的冷却涡，有效降低燃油自燃、结焦以及稳定器热烧蚀的风险，同时对稳定器后方的回流区的干扰较小。

2、本发明提供一种在尾缘空腔内设有凸台的一体化火焰稳定器，其特征在于，包括：

3、火焰稳定器，其包含火焰稳定器前缘、周向侧板、前隔板、后侧板和径向侧板，并在内部形成相互连通的油气混合腔、冷却气腔，在外部的下游形成回流区；

4、喷油杆，连接于所述油气混合腔的内部；

5、冷却气进气管，连接于所述冷却气腔的内部；

6、尾缘翼板，设置于所述火焰稳定器的后侧，并分别从两个所述周向侧板的后端向后伸出，从而在两个所述尾缘翼板之间形成尾缘空腔；

7、尾缘凸台，设置于所述后侧板上，并介于两个所述尾缘翼板的中间；

8、其中，所述尾缘翼板和所述尾缘凸台均呈与所述冷却气腔连通的中空结构，并且所述尾缘凸台和所述后侧板上，或者所述尾缘凸台和所述尾缘翼板上开设有多个冷却气孔，从而在所述尾缘空腔内所述尾缘凸台的周向两侧分别形成冷却涡，以使所述火焰稳定器与所述回流区相间隔。

9、优选地，所述尾缘翼板的后端面上设有沿平行于流向方向喷射冷却气的第一冷却孔。

10、优选地，当所述尾缘凸台的高度介于所述尾缘空腔流向长度的1/5至1/2时，所述冷却气孔包括位于所述尾缘凸台周向侧壁的第二冷却孔和位于所述后侧板的第三冷却孔。

11、优选地，所述第二冷却孔设置在所述尾缘凸台周向侧壁靠近所述后侧板的一侧，多个所述第二冷却孔沿径向均匀排列，并被构造为出口处的气流方向垂直于流向方向。

12、优选地，所述第三冷却孔设置在所述后侧板靠近所述尾缘翼板的一侧，多个所述第三冷却孔沿径向均匀排列，并被构造为出口处的气流方向平行于所述尾缘翼板的延伸方向。

13、优选地，当所述尾缘凸台的高度介于所述尾缘空腔流向长度的1/2至4/5时，所述冷却气孔包括位于所述尾缘凸台周向侧壁的第四冷却孔和位于所述尾缘翼板的第五冷却孔。

14、优选地，所述第四冷却孔设置在所述尾缘凸台周向侧壁远离所述后侧板的一侧，多个所述第四冷却孔沿径向均匀排列，并被构造为出口处的气流方向垂直于流向方向。

15、优选地，所述第五冷却孔设置在所述尾缘翼板靠近所述后侧板的一侧，多个所述第五冷却孔沿径向均匀排列，并被构造为出口处的气流方向垂直于所述尾缘翼板的延伸方向。

16、优选地，所述后侧板与所述尾缘凸台由整板经多次弯折构成，其中构成所述后侧板的板面垂直于流向设置，所述尾缘凸台的周向侧面沿流向设置，所述尾缘凸台的后侧面垂直于流向设置。

17、优选地，所述在尾缘空腔内设有凸台的一体化火焰稳定器还包括：

18、后冲击隔板，设置于所述火焰稳定器的后侧板的前侧，且其上设有多个冲击气孔。

19、基于此，一方面，本发明利用尾缘翼板在火焰稳定器的后侧板下游形成尾缘空腔，并在后侧板上设置尾缘凸台，从而利用尾缘凸台、后侧板及尾缘翼板上设置的冷却气孔在尾缘空腔内形成形态更为稳定的冷却涡，将火焰稳定器与其下游的回流区相隔离，进而降低火焰稳定器的热负荷，避免出现热烧蚀问题；同时，此冷却方式对稳定器后方回流区的影响较小，不会破坏火焰稳定器的稳焰功能。另一方面，冷却气通过冷却气孔能够对稳定器的尾缘壁面形成气膜冷却，进而有效提升火焰稳定器的使用寿命。

技术特征：

1.一种在尾缘空腔内设有凸台的一体化火焰稳定器，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的在尾缘空腔内设有凸台的一体化火焰稳定器，其特征在于，所述尾缘翼板(4)的后端面上设有沿平行于流向方向喷射冷却气的第一冷却孔(61)。

3.根据权利要求1所述的在尾缘空腔内设有凸台的一体化火焰稳定器，其特征在于，当所述尾缘凸台(5)的高度介于所述尾缘空腔(41)流向长度的1/5至1/2时，所述冷却气孔(6)包括位于所述尾缘凸台(5)周向侧壁的第二冷却孔(62)和位于所述后侧板(14)的第三冷却孔(63)。

4.根据权利要求3所述的在尾缘空腔内设有凸台的一体化火焰稳定器，其特征在于，所述第二冷却孔(62)设置在所述尾缘凸台(5)周向侧壁靠近所述后侧板(14)的一侧，多个所述第二冷却孔(62)沿径向均匀排列，并被构造为出口处的气流方向垂直于流向方向。

5.根据权利要求3所述的在尾缘空腔内设有凸台的一体化火焰稳定器，其特征在于，所述第三冷却孔(63)设置在所述后侧板(14)靠近所述尾缘翼板(4)的一侧，多个所述第三冷却孔(63)沿径向均匀排列，并被构造为出口处气流方向平行于所述尾缘翼板(4)的延伸方向。

6.根据权利要求1所述的在尾缘空腔内设有凸台的一体化火焰稳定器，其特征在于，当所述尾缘凸台(5)的高度介于所述尾缘空腔(41)流向长度的1/2至4/5时，所述冷却气孔(6)包括位于所述尾缘凸台(5)周向侧壁的第四冷却孔(64)和位于所述尾缘翼板(4)的第五冷却孔(65)。

7.根据权利要求6所述的在尾缘空腔内设有凸台的一体化火焰稳定器，其特征在于，所述第四冷却孔(64)设置在所述尾缘凸台(5)周向侧壁远离所述后侧板(14)的一侧，多个所述第四冷却孔(64)沿径向均匀排列，并被构造为出口处的气流方向垂直于流向方向。

8.根据权利要求7所述的在尾缘空腔内设有凸台的一体化火焰稳定器，其特征在于，所述第五冷却孔(65)设置在所述尾缘翼板(4)靠近所述后侧板(14)的一侧，多个所述第五冷却孔(65)沿径向均匀排列，并被构造为出口处的气流方向垂直于所述尾缘翼板(4)的延伸方向。

9.根据权利要求1所述的在尾缘空腔内设有凸台的一体化火焰稳定器，其特征在于，所述后侧板(14)与所述尾缘凸台(5)由整板经多次弯折构成，其中构成所述后侧板(14)的板面垂直于流向设置，所述尾缘凸台(5)的周向侧面沿流向设置，所述尾缘凸台(5)的后侧面垂直于流向设置。

10.根据权利要求1所述的在尾缘空腔内设有凸台的一体化火焰稳定器，其特征在于，还包括：

技术总结本发明提供一种在尾缘空腔内设有凸台的一体化火焰稳定器，其包括火焰稳定器、喷油杆、冷却气进气管、尾缘翼板以及尾缘凸台。一方面，本发明利用尾缘翼板在火焰稳定器后侧板的下游形成尾缘空腔，并在后侧板上设置尾缘凸台，从而利用尾缘凸台、后侧板及尾缘翼板上设置的冷却气孔在尾缘空腔内形成冷却涡，将火焰稳定器与其下游的回流区相隔离，进而降低火焰稳定器的热负荷，避免出现热烧蚀问题；同时，此冷却方式对稳定器后方回流区的影响较小，不会破坏火焰稳定器的稳焰功能。另一方面，冷却气进入火焰稳定器内部后还可以对喷油杆进行冷却，从而解决喷油杆结焦问题。技术研发人员：刘玉英,伍元梓,刘广海,姜祺受保护的技术使用者：北京航空航天大学技术研发日：技术公布日：2024/4/17