本实用新型涉及航空发动机领域，更具体地，涉及一种燃烧室及航空发动机。
背景技术：
随着民用航空发动机排放标准的不断提高，近年来贫油低排放燃烧室技术被日益广泛采用，这种燃烧室头部高度较大，突扩扩压器突扩段拐弯损失较大。图1示出了一种现有技术中的燃烧室200，包括外壳体2001、内壳体2002、火焰筒2003和突扩扩压器。突扩扩压器包括前置扩压器2004。气流从前置扩压器2004流出后，进入前置扩压器2004与火焰筒2003之间的大体积空间，被突扩扩压。突扩扩压具体体现在气流从前置扩压器2001流出后分离成内环气流2023、头部气流2020和外环气流2024共三股。气流发生分离的地方即为突扩扩压器的突扩段。
由于在突扩扩压器的突扩段的上下两侧分别存在大尺度的涡结构2025、2029和一系列角涡结构2026、2027、2028，这两种类型的涡结构会导致气流能量耗散，进而导致压力损失增大。
本领域需要一种能够降低压力损失的燃烧室及航空发动机。
技术实现要素：
本实用新型的目的在于提供一种燃烧室，所述燃烧室能够降低压力损失。
本实用新型的目的还在于提供一种航空发动机，该航空发动机包括上述燃烧室，从而具有能够降低压力损失的优点。
为实现所述目的的燃烧室，包括外壳体、内壳体、流线型扩压器和火焰筒，所述外壳体套设在所述内壳体的外侧；所述火焰筒在径向上位于所述外壳体和所述内壳体之间；所述流线型扩压器包括前置扩压段，所述前置扩压段具有环形出气口，所述环形出气口位于所述火焰筒的前侧；
所述燃烧室还包括环状的内环引气隔板和环状的外环引气隔板，所述内环引气隔板自所述环形出气口的内缘向后延伸至所述火焰筒与所述内壳体之间，所述外环引气隔板自所述环形出气口的外缘向后延伸至所述火焰筒与所述外壳体之间，以使气流从所述环形出气口流出后能够在所述内环引气隔板的外壁和所述外环引气隔板的内壁之间被突扩扩压；
所述内环引气隔板在所述流线型扩压器的突扩段上的部分开设有内环通孔，所述内环通孔用于将所述内环引气隔板的外壁上的内环附面层气流吸入到所述内环引气隔板的内侧；所述外环引气隔板在所述流线型扩压器的突扩段上的部分开设有外环通孔，所述外环通孔用于将所述外环引气隔板的内壁上的外环附面层气流吸入到所述外环引气隔板的外侧。
所述的燃烧室，其进一步的特点是，所述内环引气隔板的内壁与所述内壳体的外壁之间具有内环引气通道，所述外环引气隔板的外壁与所述外壳体之间具有外环引气通道；
所述内环通孔与所述内环引气通道连通；所述内环引气通道用于将被所述内环通孔吸入的内环附面层气流导入涡轮冷却通道；所述外环通孔与所述外环引气通道连通；所述外环引气通道用于将被所述外环通孔吸入的所述外环附面层气流导入涡轮冷却通道。
所述的燃烧室，其进一步的特点是，所述内环引气隔板的外壁与所述火焰筒之间具有内环冷却通道；在所述内环引气隔板的外侧流动的内环气流能够流入所述内环冷却通道，以对所述火焰筒进行冷却。
所述的燃烧室，其进一步的特点是，所述外环引气隔板的内壁与所述火焰筒之间具有外环冷却通道；在所述外环引气隔板的内侧流动的外环气流能够流入所述外环冷却通道，以对所述火焰筒进行冷却。
所述的燃烧室，其进一步的特点是，所述内环通孔垂直于所述内环引气隔板而开设；所述外环通孔垂直于所述外环引气隔板而开设。
所述的燃烧室，其进一步的特点是，所述内环通孔和所述外环通孔的形状包括圆孔、椭圆孔、矩形孔或狭缝。
所述的燃烧室，其进一步的特点是，所述内环通孔和所述外环通孔沿气流方向和周向均具有多排。
所述的燃烧室，其进一步的特点是，多排所述内环通孔和多排所述外环通孔的排布方式包括顺排、交错排布和不等间距排布。
所述的燃烧室，其进一步的特点是，所述燃烧室还包括主燃级旋流器，所述主燃级旋流器设置于所述火焰筒的入口处且与所述火焰筒的内腔连通；
所述主燃级旋流器相对所述环形出气口而设置，用于将从所述环形出气口流出的头部气流导入所述火焰筒的所述内腔。
为实现所述目的的航空发动机，包括涡轮，其特征在于，所述航空发动机还包括如上所述的燃烧室，所述涡轮设置在所述燃烧室的燃气出口处，用于被所述燃烧室产生的高温高压燃气推动，进而发生转动。
本实用新型的积极进步效果在于：燃烧室包括外壳体、内壳体、流线型扩压器、火焰筒；流线型扩压器包括前置扩压段、环状的内环引气隔板和环状的外环引气隔板。内环引气隔板自环形出气口的内缘向后延伸至火焰筒与内壳体之间，外环引气隔板自环形出气口的外缘向后延伸至火焰筒与外壳体之间，以使气流从环形出气口流出后能够在内环引气隔板的外壁和外环引气隔板的内壁之间被突扩扩压；内环引气隔板上开设有内环通孔，内环通孔用于将内环引气隔板的外壁上的内环附面层气流吸入到内环引气隔板的内侧；外环引气隔板上开设有外环通孔，外环通孔用于将外环引气隔板的内壁上的外环附面层气流吸入到外环引气隔板的外侧。
由于内环引气隔板和环状的外环引气隔板的存在，内环气流和外环气流可以分别沿着内环引气隔板的外壁和外环引气隔板的内壁流动，而不会流动到角落处而产生涡结构。此外，内环通孔和外环通孔分别使得内环附面层气流和外环附面层气流能够被吸除，从而使得沿着隔板流动的气流不会由于逆压力梯度而发生分离，进而使得燃烧室能够降低压力损失。航空发动机包括上述燃烧室，从而具有能够降低压力损失的优点。
附图说明
本实用新型的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：
图1现有技术中突扩扩压器的示意图；
图2为本实用新型中燃烧室的示意图，显示了流线型扩压器；
图3为本实用新型中流线型扩压器的示意图；
图4为本实用新型中流线型扩压器的示意图，显示了内环通孔和外环通孔；
图5为内环引气隔板的示意图，显示了圆形且顺排的内环通孔；
图6为外环引气隔板的示意图，显示了椭圆形且顺排的外环通孔；
图7为内环引气隔板的示意图，显示了矩形且顺排的内环通孔；
图8为外环引气隔板的示意图，显示了圆形且交错排布的外环通孔。
具体实施方式
下面结合具体实施例和附图对本实用新型作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本实用新型，但是本实用新型显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本实用新型内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施例的内容限制本实用新型的保护范围。
需要注意的是，图1至图8均仅作为示例，其并非是按照等比例的条件绘制的，并且不应该以此作为对本实用新型实际要求的保护范围构成限制。
在本实用新型的上下文中，“轴向”、“周向”和“径向”均以航空发动机为参考系，其中，“轴向”和“径向”标识在图2中。方位“外”、“内”是以前述“径向”为参考，标识在图2中。图2示出了内容只是燃烧室截面的一部分，燃烧室截面的另一部分关于航空发动机的中心线与被图2示出来部分对称。
图1示出了一个比较例中的燃烧室200，包括外壳体2001、内壳体2002、火焰筒2003和突扩扩压器。突扩扩压器包括前置扩压器2004。气流从前置扩压器2004流出后，进入前置扩压器2004与火焰筒2003之间的大体积空间，被突扩扩压。突扩扩压具体体现在气流从前置扩压器2001流出后分离成内环气流2023、头部气流2020和外环气流2024共三股，气流的流动截面增大，流速下降，压力上升。气流发生流动截面增大，流速下降，压力上升的地方即为突扩扩压器的突扩段。在图1中，突扩扩压器的突扩段为前置扩压器2004与火焰筒2003之间的部分。
由于在突扩扩压器的突扩段的上下两侧分别存在大尺度的涡结构2025、2029和一系列角涡结构2026、2027、2028，这两种类型的涡结构会导致气流能量耗散，进而导致压力损失增大。
为解决上述问题，本实用新型的燃烧室100采用了一种流线型扩压器。
燃烧室100包括外壳体1、内壳体2、流线型扩压器和火焰筒4，外壳体1套设在内壳体2的外侧；火焰筒4在径向上位于外壳体1和内壳体2之间；流线型扩压器包括前置扩压段3，前置扩压段3具有环形出气口30，环形出气口30位于火焰筒4的前侧。火焰筒4的口部设置有帽罩21、22。
在一个实施例中，燃烧室100还包括喷嘴油杆19、喷嘴头20、主燃级旋流器16，主燃级旋流器16设置于火焰筒4的入口处且与火焰筒4的内腔4a连通。在另一个实施例中，燃烧室100还包括位于火焰筒4尾部出口的涡轮一级导叶，涡轮一级导叶的内部与涡轮冷却通道10连通。
为消除涡结构，流线型扩压器还包括环状的内环引气隔板5和环状的外环引气隔板6，内环引气隔板5自环形出气口30的内缘30a向后延伸至火焰筒4与内壳体2之间，外环引气隔板6自环形出气口30的外缘30b向后延伸至火焰筒4与外壳体1之间，以使气流从环形出气口30流出后能够在内环引气隔板5的外壁和外环引气隔板6的内壁之间被突扩扩压。
在流线型扩压器的突扩段上，内环引气隔板5和外环引气隔板6在延伸方向上分别向内和向外弯曲，形成环形的截面为锥状的渐扩形的腔体，进而使得气流从环形出气口30流出后能够被突扩扩压。在图2中，被突扩扩压后的气流在内环引气隔板5的外壁和外环引气隔板6的内壁之间分离成内环气流13、头部气流17和外环气流15。其中，头部气流17经由主燃级旋流器16进入火焰筒4的内腔4a。
由于内环引气隔板5和环状的外环引气隔板6的存在，内环气流13和外环气流15可以分别沿着内环引气隔板5的外壁和外环引气隔板6的内壁流动，而不会流动到角落处产生涡结构。
上述设计虽然能避免涡结构的产生，但是却无法消除附面层气流的影响，从而导致降低压力损失的效果并不明显。
因此，为了消除附面层气流的影响，内环引气隔板5在流线型扩压器的突扩段上的部分开设有内环通孔5a，内环通孔5a用于将内环引气隔板5的外壁上的内环附面层气流9吸入到内环引气隔板5的内侧；外环引气隔板6在流线型扩压器的突扩段上的部分开设有外环通孔6a，外环通孔6a用于将外环引气隔板6的内壁上的外环附面层气流11吸入到外环引气隔板6的外侧。
在一个实施例中，内环引气隔板5的内壁与内壳体2的外壁之间具有内环引气通道7，外环引气隔板6的外壁与外壳体1之间具有外环引气通道8；内环通孔5a与内环引气通道7连通；内环引气通道7用于将被内环通孔5a吸入的内环附面层气流9导入涡轮冷却通道10；外环通孔6a与外环引气通道8连通；外环引气通道8用于将被外环通孔6a吸入的外环附面层气流11导入涡轮冷却通道10。
附面层是靠近通道壁面附近的低速气流区域，该区域的气流称为附面层气流。如果没有内环通孔5a和外环通孔6a，从环形出气口30流出的气流将完全在内环引气隔板5的外壁和外环引气隔板6的内壁之间流动，并且在贴近内环引气隔板5的外壁和外环引气隔板6的内壁处分别形成内环附面层气流9和外环附面层气流11。
当内环通孔5a和外环通孔6a存在时，内环附面层气流9和外环附面层气流11会被分别吸入内环通孔5a和外环通孔6a，并分别到达内环引气隔板5的内侧和外环引气隔板6的外侧。当内环附面层气流9和外环附面层气流11被吸除后，使得其余沿着隔板流动的气流不会由于逆压力梯度而发生分离，进而使得燃烧室能够降低压力损失。
此外，由于内环附面层气流9和外环附面层气流11通过内环通孔5a和外环通孔6a之后，流速较低，因而使得内环附面层气流9和外环附面层气流11的压力较大。被引入涡轮冷却通道10后，也使得引气的压力得到提高。
为了对火焰筒4进行冷却，如图2、3所示，内环引气隔板5的外壁与火焰筒4之间具有内环冷却通道12；在内环引气隔板5的外侧流动的内环气流13能够流入内环冷却通道12，以对火焰筒4进行冷却。外环引气隔板6的内壁与火焰筒4之间具有外环冷却通道14；在外环引气隔板6的内侧流动的外环气流15能够流入外环冷却通道14，以对火焰筒4进行冷却。火焰筒4的壁面开设有冷却孔，外环冷却通道14和内环冷却通道12中的气流能够通过该冷却孔进入火焰筒4的内腔4a。
为避免局部的流动分离，在一个实施例中，如图4所示，内环引气隔板5与内缘30a过渡连接；外环引气隔板6与外缘30b过渡连接。具体地，内缘30a的外壁面与内环引气隔板5外壁面光滑过渡，外缘30b的内壁面与外环引气隔板6的内壁面光滑过渡。
如图5、6、7、8所示，内环通孔5a和外环通孔6a的形状和排布有多种形式。在开设方向上，内环通孔5a垂直于内环引气隔板5而开设；外环通孔6a垂直于外环引气隔板6而开设。在孔形状上，内环通孔5a和外环通孔6a的形状包括圆孔、椭圆孔、矩形孔或狭缝。在排布数量上，内环通孔5a和外环通孔6a沿气流方向和周向均具有多排。在排布方式上，多排内环通孔5a和多排外环通孔6a的排布方式包括顺排、交错排布和不等间距排布。
继续参考图2，设置有预旋喷嘴18的通道与内环引气通道7连通。内环附面层气流9在设置有预旋喷嘴18的通道与内环引气通道7的连通处分叉为两股气流9a、9b。气流9a进入设置有预旋喷嘴18的通道，气流9b进入涡轮冷却通道10。
本实用新型还提供一种航空发动机，包括涡轮和上述燃烧室100，涡轮设置在燃烧室100的燃气出口处，用于被燃烧室100产生的高温高压燃气推动，进而发生转动。
本实用新型虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本实用新型，任何本领域技术人员在不脱离本实用新型的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改，凡是未脱离本实用新型技术方案的内容，依据本实用新型的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本实用新型权利要求所界定的保护范围之内。