一种环腔加力燃烧室结构

1.本发明属于航空发动机加力燃烧室领域，具体涉及一种环腔加力燃烧室结构。


背景技术：

2.加力燃烧室是在涡轮后燃气或燃气与外涵的混合气中喷油点火燃烧，用以提高气流温度、短期内增加发动机推力的装置。加力燃烧室由扩压器、点火器、喷嘴、火焰稳定器、防振隔热屏和筒体组成。气流经过涡轮膨胀做功后，即便经扩压器减速扩压，但与主燃烧室相比，仍然是压力低、流速高、不易点燃。即便点燃，也极易被上游高速流场中的气流吹熄。所以必须采用火焰稳定措施，保证在高速流场中具有稳定的点火源，能够维持加力燃烧室中混合油气的燃烧。自加力燃烧技术出现至今，在高速低压流场中建立稳定的点火区域就已经成为加力燃烧室组织燃烧技术的关键之一。
3.加力燃烧室的工作环境比主燃烧室恶劣，经涡轮后排出的燃气压力大大降低，速度提高，流动极不稳定，不利于点火和组织燃烧。为了形成良好的回流区，易于点燃混合气，传统的加力燃烧室采用钝体火焰稳定器，使迎面来流沿钝体表面流到钝体后缘，因粘性而产生尾迹涡旋，形成回流区，这样，就可以在其下游形成压力相对高、流速相对低的稳定流场。而传统加力燃烧室的结构冗杂，损失较大，不能合理分配内外涵气流，因此，在研发新型加力燃烧室方面主要从这几个方向入手。
4.本发明通过对航空发动机加力燃烧室进行优化设计，可以一定程度上提升加力燃烧室燃烧效果，提升发动机的推进性能。


技术实现要素：

5.本发明所要解决的技术问题是提出一种环腔加力燃烧室结构。与现有的技术结构相比，本发明的优点是将涡轮出口气流分为内外两层，外层(靠近发动机机匣)通过外环通道，经过阵列旋流器，进入环腔加力燃烧室，可以有效对外环不稳定流场进行整合通过加力燃烧室环腔与核心层流汇合。同时涡轮出口核心温度气流通过内环通道，内环通道侧壁面扩张孔的存在对核心流场进行部分引流进入环腔加力燃烧室，与外环气流和外部空气引气掺混以提高点火效率，提升加力燃烧室的燃烧性能。内外环气流通道通过装有阵列旋流器的肋板连接，两通道气流汇合后通过同一喷管喷出。
6.技术方案
7.本发明的目的在于提供一种环腔加力燃烧室结构，它能够有效改善涡轮出口流场，并优先提升加力燃烧室燃烧性能。
8.本发明技术方案如下：
9.一种环腔加力燃烧室结构，包括外环(机匣)通道、内环通道、旋流器、内环通道引气扩张孔、外环通道引气扩张孔、尾喷管，其特征在于：基于传统加力燃烧室的结构及作用，本发明将涡轮出口气流分为两层，有效改善涡轮出口流场；在内外环通道侧壁面开数个扩张孔，将外部空气和内部高温燃气引入加力燃烧室内，外环气流通过旋流器与两股气流掺
混点火，提升了加力燃烧室的点火效率，提升推进性能。
10.所述环腔加力燃烧室，其特征在于：设计加力燃烧室内外环通道直径为500mm，采用火焰筒层板结构，内外环气流通道侧壁面开阵列扩张孔，外环气流通过旋流器与内外环引气混合点火，点火后混合燃气通过同一尾喷管排出发动机。
11.本发明具有以下有益效果：
12.这种环腔加力燃烧室，相较于传统加力燃烧室结构更加优化。内外环通道设计可以改善涡轮出口流场，提高涡轮后气流的利用效率。内外环通道前部通过装载旋流器的肋板连接。外层湍流度较大的气流通过旋流器进入加力燃烧室形成回流区，内外侧壁面上的阵列扩张孔引入外部空气和内部核心温度层流与回流区掺混点火，点火后的燃气与内部核心温度气流一起经过尾喷管喷出。内部核心温度气流一部分被引入加力燃烧室，一部分直接排出尾喷管。借此提升加力燃烧室的点火性能和稳定火焰区，进而提升发动机的推进性能。
附图说明
13.图1：环腔加力燃烧室正等轴侧示意图
14.图2：环腔加力燃烧室正等轴侧3/4剖视示意图
15.图3：环腔加力燃烧室半剖视图
16.图4：环腔加力燃烧室左视图
17.图5：环腔加力燃烧室右视图
18.图中：1-外环通道，2-内环通道，3-旋流器，4-内环通道引气扩张孔，5-外环通道引气扩张孔，6-尾喷管
具体实施方式
19.现结合附图对本发明作进一步描述：
20.结合图1、图2、图3、图4、图5，本发明为一种环腔加力燃烧室结构。图1为环腔加力燃烧室正等轴侧示意图，图2为环腔加力燃烧室正等轴侧3/4剖视示意图，图3为环腔加力燃烧室半剖视图，图4为环腔加力燃烧室左视图，图5为环腔加力燃烧室右视图。
21.此设计方案直接与发动机涡轮出口连接，高温燃气从涡轮出口流出，外层流体直接通过外环通道1经过旋流器3流入加力燃烧室。内层核心温度流体通过内环通道2，部分内层核心温度气流经过内环通道引气扩张孔4进入加力燃烧室，外部空气通过外环通道引气扩张孔5进入加力燃烧室，在加力燃烧室内点火燃烧后，燃气与剩余内层核心温度流在内环通道出口掺混，经由尾喷管6喷出。此结构能够有效提升加力燃烧室的点火性能，进而提升发动机的推进性能。


技术特征：
1.一种环腔加力燃烧室结构，包括外环通道、内环通道、旋流器、外环通道引气扩张孔、内环通道引气扩张孔、尾喷管，其特征在于：基于传统航空发动机加力燃烧室的结构及作用，本发明将航空发动机加力燃烧室分级设计，通过引气孔引入外部空气和核心温度燃气，有效提升加力燃烧室点火效率，进而提升发动机推进性能。2.根据权利要求1所述的一种环腔加力燃烧室结构，其特征在于：所设计的加力燃烧室分为内环和外环通道，外环通过涡轮出口靠近机匣的气流，内环通道通过涡轮出口核心气流，将出口流场分为两层，分别排出。3.根据权利要求1和权利要求2所述的一种环腔加力燃烧室结构，其特征在于：外环内环通道嵌套设计，外环紊乱气流通过旋流器，在加力燃烧室内形成稳定的回流区，核心流动通过内环通道侧壁面引气扩张孔将部分燃气引入加力燃烧室与通过外环通道侧壁面扩张引气孔的外部空气掺混，形成火焰稳定区，提升加力燃烧室点火性能。4.根据权利要求1所述的一种环腔加力燃烧室结构，其特征在于：所设计的加力燃烧室分为两部分，前部为内外环嵌套结构，是加力燃烧室的主要结构。内外环通道通过旋流器肋板支撑连接，直径500mm，长1500mm。后部为尾喷管结构，长870mm，整体为收敛型。

技术总结
本发明提供一种环腔加力燃烧室结构，涉及航空发动机加力燃烧室技术领域。本发明对传统航空发动机加力燃烧室进行改进。将尾喷管前部分为两部分，外环燃气通过旋流器流入加力燃烧室，同时通过引气扩张孔引入外部空气和内环高温燃气，可以有效提升加力燃烧室点火效率和火焰稳定效果，二次燃烧燃气最后通过同一尾喷管喷出发动机，提升了发动机的推进性能。提升了发动机的推进性能。提升了发动机的推进性能。


技术研发人员：张群 杨卓蒙 周子豪 吴智迪 夏怡真 范颖静
受保护的技术使用者：西北工业大学
技术研发日：2022.03.24
技术公布日：2022/7/8