一种局部旋流的加力燃烧室

本发明涉及涡扇发动机加力燃烧室，具体是涉及一种局部旋流的加力燃烧室。

背景技术：

1、随着航空航天技术的发展，航空发动机的性能需求也越来越高。现今大部分战斗机所使用的发动机涡轮出口即加力燃烧室进口的燃气温度已经高达1200k～1300k，这使得在加力燃烧室中点火变得更加容易，但是高温却对加力燃烧室内部结构材料提出了更高的耐热、抗烧蚀要求，合理的冷却设计变得至关重要。

2、在当今先进发动机普遍采用的涡轮后框架一体化的结构中，将涡轮后整流支板与加力燃烧室稳定器、供油系统一体化设计，取消了在流路中的喷油装置和加力稳定器等结构，虽然减少了流动损失的同时还缩短了燃烧室的长度，但是径向稳定器和整流支板的一体化结构却面临着在高温来流下易被烧蚀的问题。与此同时，因为在高温下快速蒸发的燃油在高速气流中的穿透深度很小，利用传统引入射流将油雾和空气掺混的方法很难令油气在整流支板后方的周向方向上扩散均匀，所以不得不在加力燃烧室的前段加入一些流线型钝体或者凹腔结构，并且采用多点多路供油的方法来改善各个截面上的油气分布和促进燃烧室内火焰的传播扩散，而代价是更大的流动阻力损失，这就需要设计更好的供油方法使油雾在周向上有更好的分布。

3、再者，如今红外与雷达技术的不断发展，对战斗机的隐身要求越来越高，加力燃烧室作为战斗机发动机尾端的热端部件，要求在设计上也必须满足红外与雷达隐身要求，传统的中心截锥结构就不再适用，需要设计非直角钝体的结构来满足隐身要求。如果采用外壁面附近点火的旋流加力燃烧室设计，因为靠近中心区域的气流温度高、密度小，受旋流所产生的离心力就小，外凹腔值班点火后火焰向中心径向传播深度不够，出现燃烧室中心区域温度偏低的问题。

技术实现思路

1、发明目的：针对以上缺点，本发明提供一种使燃油和空气沿轴向更快蒸发和掺混，从而获得更紧凑的燃烧室结构的局部旋流的加力燃烧室。

2、技术方案：为解决上述问题，本发明采用一种局部旋流的加力燃烧室，包括外筒体组件、中心体组件和油路组件，所述外筒体组件包含外机匣和防震隔热屏，所述中心体组件包括内机匣、位于内机匣内部的中心锥、位于内机匣和中心锥之间的整流支板、外凹腔稳定器、中心凹腔稳定器，所述外凹腔稳定器和中心凹腔稳定器位于整流支板后端，外凹腔稳定器自内机匣向外机匣方向形成凸起，中心凹腔稳定器为设置于中心锥上的环形凹腔，所述整流支板包括若干直流叶片和若干旋流叶片，直流叶片和旋流叶片由内向外依次设置；

3、所述油路组件包括位于整流支板内的主流喷油环、位于外凹腔稳定器壁面的外凹腔喷油孔和位于中心凹腔稳定器壁面的中心凹腔喷油孔。

4、进一步的，所述直流叶片和旋流叶片在周向上均匀排列。所述整流支板包括由内向外依次设置的内环直流叶片、内环旋流叶片、外环旋流叶片、外环直流叶片，内环直流叶片、内环旋流叶片、外环旋流叶片和外环直流叶片之间通过环形的连接板连接，连接板将燃烧室进口横截面面积四等分。

5、进一步的，所述内环直流叶片、内环旋流叶片、外环旋流叶片、外环直流叶片的进口角度为10-20°；所述外环直流叶片和内环直流叶片的出口角度为0°；所述外环旋流叶片与内环旋流叶片的出口角度为8-35°。

6、进一步的，所述外凹腔稳定器包括外凹腔前壁面、外凹腔腔面和外凹腔后壁面，所述外凹腔前壁面最左端起始位置在轴向方向上与中心凹腔前壁面最左端起始位置对齐，并在轴向方向上呈锐角；所述外凹腔腔面连接于外凹腔前壁面后端，与外机匣平行设置；所述外凹腔后壁面与外凹腔腔面后端连接，并垂直于外凹腔腔面，外凹腔后壁面与防震隔热屏连接。所述外凹腔前壁面的前缘角为30-60°；所述外凹腔稳定器的长深比值为2-5。

7、进一步的，所述中心凹腔稳定器包括依次连接的中心凹腔前壁面、中心凹腔腔面和中心凹腔后壁面，所述中心凹腔腔面与外机匣平行设置，所述中心凹腔前壁面和中心凹腔后壁面均与中心凹腔腔面垂直，所述中心凹腔前壁面在轴向方向上与外凹腔前壁面最左端起始位置对齐，所述中心凹腔后壁面在轴向方向上与外凹腔后壁面对齐。所述中心凹腔稳定器轴向长度和径向深度的比值为2-4。

8、进一步的，中心体组件还包括引流管路，所述引流管路包括依次连通的进气口、径向段和出气口，所述引流管路的径向段位于整流支板内部，引流管路的进气口正对外涵道来流，引流管路的出气口设置于中心凹腔前壁面。

9、进一步的，所述主流喷油环包括进油管路和喷油环路，所述喷油环路位于叶片喉道处或后方；所述喷油环路包括由内之外设置的三个环路，三个环路分别与三个连接板重合，每个环路在周向上均匀设置若干喷油孔，所述进油管路从喷油环路最内层的环路延伸至外机匣外，与喷油环路的三个环路均连通。

10、有益效果：本发明相对于现有技术，其显著优点是：(1)通过外凹腔稳定器、中心凹腔稳定器和带部分旋流的整流支板间的配合，利用离心力完成凹腔火焰的径向传播，解决了传统径向稳定器在周向上联焰困难的问题，实现整个燃烧室截面上的联焰。同时使整体结构更紧凑，提高推重比，提升整体性能。(2)设置外凹腔和中心凹腔双值班点火，解决了在旋流加力燃烧室中只用外凹腔值班点火时径向传焰深度不够的问题，使燃烧室径向和周向传焰性能都达到更好的效果。(3)设置中心增强值班射流，从外涵道将含氧量较高的空气以射流的方式引入中心凹腔，起到帮助油雾掺混，补充氧气，促进径向传焰的作用，改善了在旋流加力燃烧室中由于中心部分氧气含量低而影响中心传焰深度的问题，提高燃烧效率。(4)将主流喷油环设置在叶片喉道处，使油滴在高温来流下能更早的在叶片间蒸发掺混，大大缩短了油雾掺混距离，进一步缩短燃烧室长度，获得更紧凑的结构。同时油雾在叶片间蒸发可以起到对叶片的冷却作用，对于叶片材料有一定的保护效果。

技术特征：

1.一种局部旋流的加力燃烧室，包括外筒体组件、中心体组件和油路组件，所述外筒体组件包含外机匣(1)和防震隔热屏(9)，其特征在于，所述中心体组件包括内机匣(10)、位于内机匣(10)内部的中心锥、位于内机匣(10)和中心锥之间的整流支板(4)、外凹腔稳定器(2)、中心凹腔稳定器(3)，所述外凹腔稳定器(2)和中心凹腔稳定器(3)位于整流支板(4)后端，外凹腔稳定器(2)自内机匣(10)向外机匣(1)方向形成凸起，中心凹腔稳定器(3)为设置于中心锥上的环形凹腔，所述整流支板(4)包括若干直流叶片和若干旋流叶片，直流叶片和旋流叶片由内向外依次设置；

2.根据权利要求1所述的加力燃烧室，其特征在于，所述直流叶片和旋流叶片在周向上均匀排列。

3.根据权利要求2所述的加力燃烧室，其特征在于，所述整流支板(4)包括由内向外依次设置的内环直流叶片(44)、内环旋流叶片(43)、外环旋流叶片(42)、外环直流叶片(41)，内环直流叶片(44)、内环旋流叶片(43)、外环旋流叶片(42)和外环直流叶片(41)之间通过环形的连接板连接，连接板将燃烧室进口横截面面积四等分。

4.根据权利要求3所述的加力燃烧室，其特征在于，所述内环直流叶片(44)、内环旋流叶片(43)、外环旋流叶片(42)、外环直流叶片(41)的进口角度为10-20°；所述外环直流叶片(41)和内环直流叶片(44)的出口角度为0°；所述外环旋流叶片(42)与内环旋流叶片(43)的出口角度为8-35°。

5.根据权利要求1所述的加力燃烧室，其特征在于，所述外凹腔稳定器(2)包括外凹腔前壁面、外凹腔腔面和外凹腔后壁面，所述外凹腔前壁面最左端起始位置在轴向方向上与中心凹腔前壁面最左端起始位置对齐，并在轴向方向上呈锐角；所述外凹腔腔面连接于外凹腔前壁面后端，与外机匣平行设置；所述外凹腔后壁面与外凹腔腔面后端连接，并垂直于外凹腔腔面，外凹腔后壁面与防震隔热屏连接。

6.根据权利要求5所述的加力燃烧室，其特征在于，所述外凹腔前壁面的前缘角为30-60°；所述外凹腔稳定器(2)的长深比值为2-5。

7.根据权利要求5所述的加力燃烧室，其特征在于，所述中心凹腔稳定器(3)包括依次连接的中心凹腔前壁面、中心凹腔腔面和中心凹腔后壁面，所述中心凹腔腔面与外机匣平行设置，所述中心凹腔前壁面和中心凹腔后壁面均与中心凹腔腔面垂直，所述中心凹腔前壁面在轴向方向上与外凹腔前壁面最左端起始位置对齐，所述中心凹腔后壁面在轴向方向上与外凹腔后壁面对齐。

8.根据权利要求7所述的加力燃烧室，其特征在于，所述中心凹腔稳定器(3)轴向长度和径向深度的比值为2-4。

9.根据权利要求1所述的加力燃烧室，其特征在于，中心体组件还包括引流管路(6)，所述引流管路(6)包括依次连通的进气口、径向段和出气口，所述引流管路的径向段位于整流支板内部，引流管路的进气口正对外涵道来流，引流管路的出气口设置于中心凹腔前壁面。

10.根据权利要求3所述的加力燃烧室，其特征在于，所述主流喷油环(5)包括进油管路(51)和喷油环路(52)，所述喷油环路(52)位于叶片喉道处或后方；所述喷油环路(52)包括由内之外设置的三个环路，三个环路分别与三个连接板重合，每个环路在周向上均匀设置若干喷油孔，所述进油管路(51)从喷油环路(52)最内层的环路延伸至外机匣外，与喷油环路(51)的三个环路均连通。

技术总结本发明公开了一种局部旋流的加力燃烧室，包括外筒体组件、中心体组件和油路组件，外筒体组件包含外机匣和防震隔热屏，中心体组件包括内机匣、位于内机匣内部的中心锥、位于内机匣和中心锥之间的整流支板、外凹腔稳定器、中心凹腔稳定器，外凹腔稳定器和中心凹腔稳定器位于整流支板后端，外凹腔稳定器自内机匣向外机匣方向形成凸起，中心凹腔稳定器为设置于中心锥上的环形凹腔，整流支板包括若干直流叶片和若干旋流叶片，直流叶片和旋流叶片由内向外依次设置。通过外凹腔稳定器、中心凹腔稳定器和带部分旋流的整流支板间的配合，利用离心力完成凹腔火焰的径向传播，解决了传统径向稳定器在周向上联焰困难的问题，实现整个燃烧室截面上的联焰。技术研发人员：范育新,屠峻豪受保护的技术使用者：南京航空航天大学技术研发日：技术公布日：2024/5/27