一种抗进气畸变火焰筒及燃烧室的制作方法

本发明涉及航空发动机，具体为一种抗进气畸变火焰筒及燃烧室。

背景技术：

1、随着航空发动机技术的进步，发动机功重比/推重比指标越来越高，当前国外先进涡轴发动机功重比已超过12，未来要求将会更高，这就要求燃烧室的结构尺寸更小、更紧凑、重量更低、油气比更高，要满足上述要求，发动机扩压器出口与燃烧室火焰筒头部涡流器距离需要缩短、一定空间内需要燃烧更多的燃油，客观上会引起涡流器进口空气均匀性变差，而高油气比燃烧室对涡流器进口空气均匀性的要求反而更高。

2、现有改善高温升燃烧室火焰筒头部涡流器进气均匀性主要有2个技术方向：

3、一、通过改善涡流器进气通道内导流叶片的型面、叶片稠度等措施实现；

4、二、在火焰筒头部涡流器外部设置一个头部整流罩，将整个涡流器(一般有2级、少数为3级涡流器)几乎包裹起来，仅留一个进气通道。

5、如公告号为cn 116358004b的中国发明专利，公开了一种中推航空发动机环形燃烧室火焰筒结构，其特征在于，包括外整流罩、头部组件、外筒体和内筒体；内筒体设置在外筒体的内部，且二者同轴设置；外整流罩后端分别连接在外筒体、内筒体壁面上；头部组件中内整流罩后端的外环、内环分别与外筒体、内筒体前端的压槽连接；所述头部组件包括两个点火头部和多个非点火头部；两个点火头部设置在上半环，且两个点火头部为非对称分布；在点火头部中设置有单级轴流式涡流器；在非点火头部中设置有双级轴流式涡流器；在点火头部、非点火头部内均设置有隔热屏，各个隔热屏后端与内整流罩的前端焊接。

6、又比如公布号为cn 117346182 a的中国发明专利申请，公开了一种用于火焰筒头部及涡流器的组合冷却结构，包括：冷却气紧贴隔热屏内壁形成冷却气膜再流到内整流罩内壁形成冷却气膜、扩张段构成的套筒内壁及外壁形成气膜的组合冷却结构。从头部冷却斜孔排出的冷却气紧贴隔热屏内壁形成冷却气膜再流到内整流罩内壁形成冷却气膜；冷却气从收缩段冷却孔、扩张段冷却孔及壁内多斜孔排出能在伸入火焰筒头部的扩张段内壁及外壁紧贴形成冷却气膜，并结合扩张段为从收缩段向隔热屏由厚变薄的结构，保证了扩张段构成的套筒内壁及外壁形成气膜保护处在火焰筒头部的燃烧室内壁空间的安全性，解决了冲击式发散排出的冷却气不能紧贴火焰筒头部燃烧室的整流罩内壁及涡流器伸入段的内外壁形成气膜保护的问题。

7、上述发明专利以及发明专利申请文件中，均采用第二种设置头部整流罩的方式来提升进气均匀性，采用一整个整流罩罩住火焰筒会使得整个火焰筒的头部尺寸增大、大幅度增加火焰筒的重量，不利于紧凑型火焰筒和减重设计，对发动机功重比/推重比的提升较为有限，而采用通过改善涡流器进气通道内导流叶片的型面、叶片稠度实现提高涡流器进气均匀性的方案，会使得涡流器的径向尺寸较大，不利于紧凑型火焰筒设计。

8、基于此，本发明设计了一种抗进气畸变火焰筒及燃烧室，以解决上述问题。

技术实现思路

1、为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种抗进气畸变火焰筒，包括环形的筒体和安装于筒体上的混合单元，所述筒体的头部沿筒体的周向方向等间距开设有多个供混合气进入筒体内腔的开口，筒体的每个开口处均安装有用于形成混合气的混合单元，所述混合单元包括固定安装于筒体头部的一级涡流器以及穿过一级涡流器与一级涡流器同轴安装用于向筒体内输送燃油的燃油喷嘴，所述一级涡流器用于使外部进入筒体内的空气经过一级涡流器形成高速旋转射流与燃油喷嘴喷出的燃油混合形成混合气；筒体上安装有用于罩住一级涡流器的整流罩，通过整流罩开设的进气口控制一级涡流器的进气均匀性，所述整流罩尺寸与一级涡流器相匹配用于罩住单个一级涡流器。

2、作为本发明的进一步方案，所述进气口包括开设在整流罩顶部的头部进气口，所述头部进气口为圆形，且所述一级涡流器的轴心延长线穿过所述头部进气口的圆心。

3、作为本发明的进一步方案，所述进气口还包括整流罩侧边沿周向方向等间距开设的若干个侧边进气口，所述侧边进气口倾斜于整流罩的壁面，且倾斜方向与一级涡流器叶片朝向相同，用于使从侧边进气口进入整流罩内的空气在整流罩内形成与一级涡流器内旋转射流方向相同的旋流。

4、作为本发明的进一步方案，所述侧边进气口与整流罩底面的最大距离不超过所述一级涡流器进气区域顶面与整流罩底面的距离。

5、作为本发明的进一步方案，所述侧边进气口与其在整流罩表面开设位置的壁面夹角不大于30°。

6、作为本发明的进一步方案，所述整流罩由上至下依次为顶部、过渡部和底部，所述顶部直径小于底部直径，过渡部为圆弧形用以平顺过渡顶部与底部，以适应气流流动。

7、作为本发明的进一步方案，所述一级涡流器与筒体之间固定安装有二级涡流器，所述一级涡流器以及整流罩均固定安装在二级涡流器远离筒体的一面，所述二级涡流器用于在相对于一级涡流器更接近筒体内腔的位置形成高速旋转射流与燃油二次混合。

8、作为本发明的进一步方案，所述一级涡流器出口与二级涡流器出口之间固定安装文氏管，在不增加一级涡流器与二级涡流器间距的情况下，增加一级涡流器和二级涡流器产生的高速旋转射流间距。

9、作为本发明的进一步方案，所述二级涡流器的叶片旋向与所述一级涡流器旋向相反。

10、作为本发明的进一步方案，一种燃烧室，包括一种抗进气畸变火焰筒，还包括用于安装筒体的机匣以及机匣内腔安装的扩压器，所述筒体头部朝向扩压器安装于机匣内腔。

11、本发明具有以下有益效果：

12、本发明通过在一级涡流器的表面罩设一个与一级涡流器尺寸相匹配的整流罩，整流罩表面开设头部进气口以及侧边进气口，通过头部进气口以及侧边进气口提升一级涡流器的进气均匀性，同时由于整流罩尺寸与一级涡流器尺寸相匹配，这样就使得安装整流罩不会增加筒体的直径，同时对筒体重量的增加较小，通过更小的重量实现更大的整流收益，满足高油气比、紧凑型燃烧室的设计需求，解决了高功重比/推重比发动机燃烧室性能和燃烧稳定性设计等难题。

13、除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。

技术特征：

1.一种抗进气畸变火焰筒，包括环形的筒体(1)和安装于筒体(1)上的混合单元，所述筒体(1)的头部沿筒体(1)的周向方向等间距开设有多个供混合气进入筒体(1)内腔的开口(2)，筒体(1)的每个开口(2)处均安装有用于形成混合气的混合单元，其特征在于：

2.根据权利要求1所述的一种抗进气畸变火焰筒，其特征在于：所述进气口包括开设在整流罩(4)顶部的头部进气口(41)，所述头部进气口(41)为圆形，且所述一级涡流器(31)的轴心延长线穿过所述头部进气口(41)的圆心。

3.根据权利要求2所述的一种抗进气畸变火焰筒，其特征在于：所述进气口还包括整流罩(4)侧边沿周向方向等间距开设的若干个侧边进气口(42)，所述侧边进气口(42)倾斜于整流罩(4)的壁面，且倾斜方向与一级涡流器(31)叶片朝向相同，用于使从侧边进气口(42)进入整流罩(4)内的空气在整流罩(4)内形成与一级涡流器(31)内旋转射流方向相同的旋流。

4.根据权利要求3所述的一种抗进气畸变火焰筒，其特征在于：所述侧边进气口(42)与整流罩(4)底面的最大距离不超过所述一级涡流器(31)进气区域顶面与整流罩(4)底面的距离。

5.根据权利要求3所述的一种抗进气畸变火焰筒，其特征在于：所述侧边进气口(42)与其在整流罩(4)表面开设位置的壁面夹角不大于30°。

6.根据权利要求3所述的一种抗进气畸变火焰筒，其特征在于：所述整流罩(4)由上至下依次为顶部、过渡部(44)和底部，所述顶部直径小于底部直径，过渡部(44)为圆弧形用以平顺过渡顶部与底部，以适应气流流动。

7.根据权利要求1所述的一种抗进气畸变火焰筒，其特征在于：所述一级涡流器(31)与筒体(1)之间固定安装有二级涡流器(33)，所述一级涡流器(31)以及整流罩(4)均固定安装在二级涡流器(33)远离筒体(1)的一面，所述二级涡流器(33)用于在相对于一级涡流器(31)更接近筒体(1)内腔的位置形成高速旋转射流与燃油二次混合。

8.根据权利要求7所述的一种抗进气畸变火焰筒，其特征在于：所述一级涡流器(31)出口与二级涡流器(33)出口之间固定安装文氏管(5)，在不增加一级涡流器(31)与二级涡流器(33)间距的情况下，增加一级涡流器(31)和二级涡流器(33)产生的高速旋转射流间距。

9.根据权利要求7所述的一种抗进气畸变火焰筒，其特征在于：所述二级涡流器(33)的叶片旋向与所述一级涡流器(31)旋向相反。

10.一种燃烧室，包括权利要求1-9任意一项所述的一种抗进气畸变火焰筒，其特征在于，还包括：用于安装筒体(1)的机匣(6)以及机匣(6)内腔安装的扩压器(7)，所述筒体(1)头部朝向扩压器(7)安装于机匣(6)内腔。

技术总结本发明公开了航空发动机技术领域的一种抗进气畸变火焰筒及燃烧室，一种抗进气畸变火焰筒，包括环形的筒体和安装于筒体上的混合单元，混合单元包括固定安装于筒体头部的一级涡流器以及穿过一级涡流器与一级涡流器同轴安装用于向筒体内输送燃油的燃油喷嘴，筒体上安装有用于罩住一级涡流器的整流罩，通过整流罩开设的进气口控制一级涡流器的进气均匀性，整流罩尺寸与一级涡流器相匹配用于罩住单个一级涡流器，通过采用与一级涡流器尺寸相匹配的整流罩罩住单个的一级涡流器，多个整流罩之间相互独立，相比于通过增加涡流器叶片稠度或增大进气道等方式增强涡流器进气均匀性，整流罩可以通过更小的重量实现更大的整流收益。技术研发人员：郎旭东,李维,金海良,张荣幸,戴金鑫,黄菁,刘丽娟,张书豪,李元浩受保护的技术使用者：中国航发湖南动力机械研究所技术研发日：技术公布日：2024/6/5