一种斜流燃烧室结构的制作方法
【专利摘要】一种斜流燃烧室结构。本发明涉及一种燃烧室结构，可以实现燃烧室非轴向进气。本发明的燃烧室采用斜流式火焰筒结构，即：每个火焰筒头部相对燃烧室轴线偏转一定角度。不同火焰筒头部之间采用头部侧板连接，火焰筒头部侧板开有冷却孔，火焰筒头部侧板与头部面板垂直。火焰筒内、外壁面开有二次空气孔，二次空气孔根据火焰筒头部个数分为若干组，每组二次空气孔排列方向与其对应的火焰筒头部面板外缘平行。本发明的斜流式燃烧室可以取消上游轴流压气机出口导叶，缩短航空发动机整机长度，减轻整机质量，提高整机推重比；此外，本发明的斜流式燃烧室还可以减小燃烧室下游涡轮入口导叶折转角度，减弱涡轮入口导叶设计难度，提升涡轮效率。
【专利说明】
一种斜流燃烧室结构
技术领域
[0001] 本发明涉及航空发动机燃烧室设计领域，是一种可以实现航空发动机燃烧室非轴 向进气的燃烧室结构，具体来说是一种具有斜流式火焰筒的燃烧室结构。
【背景技术】
[0002] 在航空发动机中，空气首先由压缩系统进行压缩，压缩后的高压气流进入燃烧室， 燃油喷射系统向高压气流中喷油，在燃烧室中进行充分有效地燃烧，燃烧后形成高温、高压 燃气，该燃气驱动涡轮提供压缩系统所需的功。针对于燃气轮机整机而言，较短的压气机、 燃烧室及涡轮长度意味着更高的推重比。在保证压气机性能不变的前提下缩短压气机和涡 轮轴向长度的主要途径是提高级载荷，但多大的级载荷会造成叶形设计难度加大，叶片强 度降低。针对燃烧室而言，燃烧室需要足够的长度以保证燃油在燃烧室有足够的停留时间， 进而保持较高的燃烧效率。目前燃烧室的长高比已由早期的6发展到2左右。如果在保证火 焰筒头部高度一定的前提下，进一步缩短燃烧室长度则需要引进更加先进的燃烧技术，否 则会严重削弱燃烧室的性能。因此，工程技术人员需要在航空发动机结构设计上有所创新， 进一步提高航空发动机整机推重比。
[0003] 众所周知，常规燃烧室的进气方向为轴向，受压气机末级动叶旋转的影响，末级动 叶出口气流与轴向成一定角度，为了将动叶出口气流方向调整为轴向，进而满足燃烧室的 进气要求，需要在压气机末级动叶下游增设一级导叶来调整气流方向。因此，如果通过某种 技术手段可以取消压气机出口导叶，实现压气机末级动叶与燃烧室的无缝衔接，则可以有 效减轻发动机整机质量，缩短整机轴向长度，提高推重比。
【发明内容】
[0004] 本发明涉及航空发动机燃烧室设计领域，是一种可以实现航空发动机燃烧室非轴 向进气的燃烧室结构。通过本发明的斜流式燃烧室可以取消上游轴流压气机出口导叶，有 效缩短航空发动机整机长度，减轻整机质量;此外，本发明的斜流式燃烧室还可以减小燃烧 室下游涡轮入口导叶折转角度，减弱涡轮入口导叶设计难度，提升涡轮效率。
[0005] 为实现上述技术目的，本发明的斜流燃烧室结构通过以下技术方案实现：
[0006] -种燃烧室结构，用以实现航空发动机燃烧室非轴向进气;所述航空发动机包括 压气机、燃烧室和涡轮;所述压气机为轴流式;所述燃烧室为顺流式，包括扩压器、火焰筒和 内、外机匣，位于所述轴流压气机下游;所述火焰筒为斜流结构，其特征在于:所述斜流火焰 筒为环形，包含火焰筒头部及火焰筒内、外壁面;所述火焰筒头部为多个，沿燃烧室周向均 布，包括旋流器、头部面板、挡油盘和头部侧板，每个火焰筒头部相对燃烧室轴线偏转一定 角度;所述头部面板开有冷却孔;所述旋流器安装于所述头部面板上，所述旋流器中心轴线 垂直于头部面板;所述挡油盘位于所述头部面板高温侧，并与所述头部面板间隔一定距离； 所述火焰筒头部之间采用所述头部侧板连接;所述头部侧板开有冷却孔;所述火焰筒内、外 壁面通过所述火焰筒头部面板及头部侧板连接，所述火焰筒内、外壁面前缘与所述火焰筒 头部面板内、外缘及火焰筒头部侧板内、外缘平齐;所述火焰筒内、外壁面开有二次空气孔； 所述二次空气孔根据火焰筒头部个数分为若干组，每组二次空气孔排列方向与其对应的火 焰筒头部面板外缘平行。
[0007] 优选地，所述火焰筒头部与燃烧室轴线的夹角α为：
[0008]
[0009]其中，β为压气机末级动叶出口几何角，w为出口气流相对速度，c为出口气流绝对 速度。
[0010] 本发明的斜流燃烧室结构相比于现有技术具有显著的技术效果:能够实现航空发 动机燃烧室非轴向进气，有效缩短航空发动机整机长度，减轻整机质量，提高整机推重比。
【附图说明】
[0011] 图1为具有斜流火焰筒结构的燃烧室（3/4剖视图），图中的火焰筒为斜流式火焰 筒。
[0012] 图2为本发明的斜流式火焰筒与某型轴流压气机末级动叶圆周展开示意图。
[0013] 图3为本发明的斜流式火焰筒，（Α)斜前方45°视图，（Β)正视图，（C)斜后方45°视 图。
[0014] 图中符号说明如下：
[0015] 1、旋流器;2、头部面板;3、头部侧板;4、挡油盘;5、火焰筒内壁面;6、火焰筒外壁 面;7、二次空气孔;8、扩压器;9、火焰筒;10、内机匣；11、外机匣；12、轴流压气机末级动叶。
【具体实施方式】
[0016] 为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图并举实施例，对 本发明进一步详细说明。
[0017] 图1为具有斜流火焰筒结构的环形燃烧室（3/4剖视图），包含扩压器8、火焰筒9及 内、外机匣10、11，所述火焰筒9为斜流式火焰筒，火焰筒头部相对燃烧室轴线偏转一定角 度。图2为本发明的斜流式火焰筒9与某型轴流压气机末级动叶12圆周展开示意图。其中，动 叶出口几何角β为55°，出口气流相对速度w为210m/s，出口气流绝对速度c为150m/s，根据下 式得出火焰筒头部与燃烧室轴线的夹角α为36.58°。
[0018]
[0019]图3为本发明的斜流式火焰筒。其中，所述斜流式火焰筒包含双级径向旋流器1、头 部面板2、头部侧板3、挡油盘4以及火焰筒内、外壁面5、6;所述斜流式火焰筒包含12个头部， 沿燃烧室周向均布;所述双级径向旋流器1中心轴与所述头部面板2垂直;所述头部面板2与 所述头部侧板3垂直，其上开有冷却孔，冷却孔直径1.5mm;所述挡油盘4位于所述头部面板2 高温侧，并与所述头部面板2间隔2mm;所述火焰筒内、外壁面5、6通过所述火焰筒头部面板2 及头部侧板3连接;所述火焰筒内、外壁面5、6前缘与所述火焰筒头部面板2内、外缘及火焰 筒头部侧板3内、外缘平齐;所述火焰筒外壁面6开有二次空气孔，其中主燃孔孔径10mm，沿 燃烧室周向分布12组，每组4个;掺混孔孔径8mm，沿燃烧室周向分布12组，每组4个;壁面冷 却孔孔径1.5mm，沿燃烧室周向分布12组，每组沿气流流向布置3排，每排24个;所述火焰筒 内壁面5开有主燃孔，孔径11mm，沿燃烧室周向分布12组，每组1个。所述火焰筒内、外壁面5、 6所有二次空气孔排列方向与其对应的火焰筒头部面板外缘平行。
[0020] 空气从轴流压气机末级动叶12流出后，以与燃烧室轴线呈36.58°的夹角直接进入 燃烧室，空气在火焰筒9内与燃料充分混合、燃烧，燃气从燃烧室出口以与轴线相同夹角流 出并进入涡轮做功。由于取消了压气机出口导叶，缩短了整机轴向长度，减轻了整机质量， 整机推重比得到提高;此外，由于燃烧室出口气流带有一定预旋，在一定程度上减小了涡轮 入口导叶折转角度(甚至可以取消入口导叶），有利于提升涡轮效率，进一步增加整机推力。
[0021] 以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精 神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的范围之内。
【主权项】
1. 一种燃烧室结构，用以实现航空发动机燃烧室非轴向进气。所述航空发动机包括压 气机、燃烧室和涡轮;所述压气机为轴流式;所述燃烧室为顺流式，包括扩压器、火焰筒和 内、外机匣，位于所述轴流压气机下游;所述火焰筒为斜流结构，其特征在于:所述斜流火焰 筒为环形，包含火焰筒头部及火焰筒内、外壁面;所述火焰筒头部为多个，沿燃烧室周向均 布，包括旋流器、头部面板、挡油盘和头部侧板，每个火焰筒头部相对燃烧室轴线偏转一定 角度;所述头部面板开有冷却孔;所述旋流器安装于所述头部面板上，所述旋流器中心轴线 垂直于头部面板;所述挡油盘位于所述头部面板高温侧，并与所述头部面板间隔一定距离； 所述火焰筒头部之间采用所述头部侧板连接;所述头部侧板开有冷却孔;所述火焰筒内、外 壁面通过所述火焰筒头部面板及头部侧板连接，所述火焰筒内、外壁面前缘与所述火焰筒 头部面板内、外缘及火焰筒头部侧板内、外缘平齐;所述火焰筒内、外壁面开有二次空气孔； 所述二次空气孔根据火焰筒头部个数分为若干组，每组二次空气孔排列方向与其对应的火 焰筒头部面板外缘平行。本发明的斜流式燃烧室可以取消上游轴流压气机出口导叶，有效 缩短航空发动机整机长度，减轻整机质量，提高推重比；此外，本发明的斜流式燃烧室还可 以减小燃烧室下游涡轮入口导叶折转角度，减弱涡轮入口导叶设计难度，提升涡轮效率。2. 如权利要求1所述的斜流火焰筒结构，其特征是：火焰筒头部与燃烧室轴线夹角α为：其中，β为压气机末级动叶出口几何角，w为出口气流相对速度，c为出口气流绝对速度。
【文档编号】F23R3/42GK105953266SQ201610288486
【公开日】2016年9月21日
【申请日】2016年5月4日
【发明人】胡斌, 赵庆军, 赵巍, 徐建中
【申请人】中国科学院工程热物理研究所