燃烧组件和航空发动机的制作方法

本发明属于航空发动机，具体涉及燃烧组件和航空发动机。

背景技术：

1、在航空领域，航空发动机是一种为航空器的飞行提供动力的发动机。

2、燃烧室是航空发动机对三大部件之一，燃烧室位于压气机和涡轮之间，用来将燃油中的化学能转变为热能，涡轮是航空发动机中高温部件。

3、在相关现有技术中，如图1所示，燃烧室支板与涡轮导向器为分属燃烧室与涡轮的两个独立部件。燃烧室支板为空心支板，位于涡轮导向器的上游，燃烧室支板的主要功能是连通火焰筒内外环，使得火焰筒外环的二股气流进入火焰筒内环，用于燃烧室内的组织燃烧与壁面冷却，同时支撑火焰筒内外环。高温燃气主流则由火焰筒内、外环间的主流通道流入下游涡轮导向器内，在涡轮部件内做功。

4、燃烧室支板与涡轮导向器为分属燃烧室与涡轮的两个独立部件，增加了整机结构复杂程度和重量。

技术实现思路

1、有鉴于此，本发明提供了一种燃烧组件和航空发动机，以解决现有技术中存在的燃烧室支板与涡轮导向器独立设置，增加了整机结构的复杂程度和重量的问题。

2、一方面，本发明提供了一种燃烧组件，包括：火焰筒，形成有环形流道；导向器，设于所述环形流道的下游，所述导向器具有导向叶片，所述导向叶片具有贯通的导流通道；燃烧室二股气流通道，与所述导流通道连接，所述燃烧室二股气流通道适于向所述导流通道内通入气流。

3、有益效果为，通过将导流通道集成到导向叶片上，可取消现有技术中的支板，从而可减轻整机的重量，节约了成本，涡轮的空心的导向叶片通入二股气流，对导向器的导向叶片具有冷却作用，也即，二股气流流经处于高温环境中的导向器，从而提高了导向器的使用寿命。

4、作为可选的一种实施方式，所述导向叶片设有冷却结构，以使得进入所述导流通道内的气流通过所述冷却结构流向导向叶片外表面。

5、有益效果为，通过设置冷却结构连通导流通道和导向叶片外表面，从而进入导流通道的气流可流向导向叶片外表面，能够进一步起到冷却导向叶片的效果。

6、作为可选的一种实施方式，所述冷却结构包括冷却孔和/或劈缝，所述冷却孔和/或所述劈缝连通所述导向叶片外表面和所述导流通道。

7、有益效果为，冷却孔或劈缝连通导向叶片外表面和导流通道，使得进入导流通道内的气流可以通过冷却孔或劈缝流向导向叶片外表面。

8、作为可选的一种实施方式，所述导向叶片具有尾缘和前缘，使得所述导流通道从所述尾缘向所述前缘逐渐增加。

9、有益效果为，导向叶片的尾缘与前缘相对设置，冷却结构靠近尾缘进行设置，也即，冷却孔和/或劈缝可开设在导向叶片靠近尾缘的侧壁上，通过冷却孔和/或劈缝流出的气流能够更好地对导向叶片外表面进行冷却。

10、作为可选的一种实施方式，所述尾缘靠近所述环形流道的下游设置，所述冷却结构靠近所述尾缘的上游设置。

11、有益效果为，通过在靠近导向叶片的尾缘的上游设置冷却结构，使得设置在尾缘的冷却结构可以对尾缘接触的高温气流进行一定程度的冷却，局部冷却后的气流再向下游流动，从而可进一步减少导向器的下游转子叶片的高温灼烧。

12、作为可选的一种实施方式，所述火焰筒包括：火焰筒内环；火焰筒外环，设于所述火焰筒内环的外部，所述火焰筒外环与所述火焰筒内环之间形成所述环形流道；其中，所述导向叶片连接到所述火焰筒内环和所述火焰筒外环上。

13、有益效果为，导向器通常为环形结构，导向器包括导向器内环、导向器外环和导向叶片，导向叶片连接导向器内环和导向器外环。在使用状态下，火焰筒外环连接到导向器外环，火焰筒内环连接到导向器内环，使得导向器可起到支撑火焰筒的作用。

14、作为可选的一种实施方式，所述燃烧组件还包括支撑板，所述支撑板连接到所述火焰筒内环和所述火焰筒外环上。

15、有益效果为，支撑板可设置在导向器的上游，支撑板内设有流道，气流可以流经支撑板内的流道，从而使得支撑本与导向器的导向叶片内均可以通入气流，可以起到增加燃烧室二股气流的流量的用途。

16、作为可选的一种实施方式，所述导向叶片采用叶盆型线为贝塞尔曲线的叶型。

17、有益效果为，可以运用涡轮叶型设计工具进行涡轮的导向叶片的叶型设计。为了保证燃烧室内可充入的二股气流的流量，应保证足够的导向叶片截面面积，因此，采用叶盆型线为贝塞尔曲线的高负荷叶型，可以达到上述发明目的。导向叶片的叶型呈现“鱼头型”。在设计导向叶片时，可经过三维cfd对导向叶片的气动性能进行计算校验，再进行空心导向叶片内腔及导向器结构的设计，然后结合燃烧室内二股气流的流量及导向叶片的结构强度要求确定导向叶片的壁厚。最后，还可以进行冷却设计及传热计算校验。

18、作为可选的一种实施方式，所述导向叶片为钣金件或焊接件。

19、有益效果为，导向叶片的加工方式可以采用钣金、焊接的方式，能够大幅降低导向叶片的生产成本，简化导向叶片的工艺加工方法。

20、另一方面，本发明还提供了一种航空发动机，包括任一项所述的燃烧组件。

21、有益效果为，由于上述的航空发动机包括了上述的燃烧组件，使得上述的航空发动机具有燃烧组件的所有有益效果，在此不再赘述。

技术特征：

1.一种燃烧组件，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的燃烧组件，其特征在于，所述导向叶片(210)设有冷却结构，以使得进入所述导流通道(201)内的气流通过所述冷却结构流向导向叶片外表面(2101)。

3.根据权利要求2所述的燃烧组件，其特征在于，所述冷却结构包括冷却孔(2102)和/或劈缝(2103)，所述冷却孔(2102)和/或所述劈缝(2103)连通所述导向叶片外表面(2101)和所述导流通道(201)。

4.根据权利要求3所述的燃烧组件，其特征在于，所述导向叶片(210)具有尾缘(211)和前缘(212)，使得所述导流通道(201)从所述尾缘(211)向所述前缘(212)逐渐增加。

5.根据权利要求4所述的燃烧组件，其特征在于，所述尾缘(211)靠近所述环形流道(101)的下游设置，所述冷却结构设置靠近所述尾缘(211)的上游设置。

6.根据权利要求1至5中任一项所述的燃烧组件，其特征在于，所述火焰筒(100)包括：

7.根据权利要求6所述的燃烧组件，其特征在于，所述燃烧组件还包括支撑板，所述支撑板连接到所述火焰筒内环(110)和所述火焰筒外环(120)上。

8.根据权利要求1至5中任一项所述的燃烧组件，其特征在于，所述导向叶片(210)采用叶盆型线为贝塞尔曲线的叶型。

9.根据权利要求1至5中任一项所述的燃烧组件，其特征在于，所述导向叶片(210)为钣金件或焊接件。

10.一种航空发动机，其特征在于，包括如权利要求1至9中任一项所述的燃烧组件。

技术总结本发明属于航空发动机技术领域，提供了一种燃烧组件和航空发动机，燃烧组件包括：火焰筒，形成有环形流道；导向器，设于所述环形流道的下游，所述导向器具有导向叶片，所述导向叶片具有贯通的导流通道；燃烧室二股气流通道，与所述导流通道连接，所述燃烧室二股气流通道适于向所述导流通道内通入气流。通过将导流通道集成到导向叶片上，可取消现有技术中的支板，从而可减轻整机的重量，节约了成本，空心的导向叶片通入气流，对导向器的导向叶片具有冷却作用，从而也提高了导向器的使用寿命。技术研发人员：单熠君,陈晨,冯颖,王政,欧阳玉清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：2024/8/1