一种航空发动机加力燃烧室的制作方法

1.本技术属于航空发动机加力燃烧室设计技术领域，具体涉及一种航空发动机加力燃烧室。


背景技术：

2.随着航空发动机的发展，涡轮功率提取增加，使得内涵气流在加力燃烧室进口处的角度大幅增加，最大可达30
°
，内涵气流在加力燃烧室进口处角度的增加，会导致进入加力燃烧室的燃油分布偏离设计状态，易导致加力燃烧室点火失败，以及导致气流在加力燃烧室中发生分流，气流流动损失增大，致使加力燃烧室内燃烧振荡，危及结构硬件的安全，产生的加力能力有限，此外，航空发动机加力燃烧室内的高温部件，对航空发动机的隐身性能产生不利影响。
3.鉴于上述技术缺陷的存在提出本技术。
4.需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本技术的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本技术的新颖性和创造性。


技术实现要素：

5.本技术的目的是提供一种航空发动机加力燃烧室，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
6.本技术的技术方案是：
7.一种航空发动机加力燃烧室，包括：
8.加力燃烧室外壁；
9.合流环，在加力燃烧室外壁内设置；
10.内锥体，为空腔结构，在合流环内设置；
11.多个整流支板，沿周向支撑在合流环、内锥体之间；
12.多个燃油喷杆，贯穿加力燃烧室外壁设置，喷油端伸入到合流环、内锥体之间；
13.预燃室，在内锥体空腔内设置；
14.催化点火装置，在预燃室内设置；
15.供气管，其出口端穿过加力燃烧室外壁、合流环侧壁、内锥体侧壁，伸入到预燃室内；
16.供油管，其出口端穿过加力燃烧室外壁、合流环侧壁、内锥体侧壁，伸入到预燃室内；
17.火焰喷管，其进口端连接在预燃室侧壁上，连通预燃室内部，其出口端穿过内锥体侧壁，伸到合流环的出口部位。
18.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机加力燃烧室中，各个整流支板内部具有燃油喷出腔，侧壁具有多个燃油喷出孔；各个燃油喷出孔与对应的燃油喷出腔连
通；
19.每个燃油喷杆的喷油端对应伸入到一个燃油喷出腔内。
20.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机加力燃烧室中，预燃室呈射流管状；
21.供气管的出口端位于预燃室的射流进口部位；
22.供油管的出口端靠近预燃室的喉道部位；
23.火焰喷管位于预燃室的射流出口部位。
24.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机加力燃烧室中，催化点火装置为铂-铑催化点火装置。
25.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机加力燃烧室中，火焰喷管有多个；
26.每个火焰喷管的出口端对应伸到一个整流支板的尾缘后。
27.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机加力燃烧室中，供气管贯穿一个整流支板设置；
28.供油管贯穿一个整流支板设置。
29.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机加力燃烧室中，还包括：
30.防振隔热屏，在加力燃烧室外壁内设置，靠近力燃烧室外壁的出口部位。
附图说明
31.图1是本技术实施例提供的航空发动机加力燃烧室的示意图；
32.其中：
33.1-加力燃烧室外壁；2-合流环；3-内锥体；4-整流支板；5-燃油喷杆；6-预燃室；7-催化点火装置；8-供气管；9-供油管；10-火焰喷管；11-防振隔热屏。
34.为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
35.为使本技术的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本技术的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本技术的部分实施例，其仅用于解释本技术，而非对本技术的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本技术相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
36.此外，除非另有定义，本技术描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本技术所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本技术描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本技术的限制。本技术描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本技术描述中
所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本技术描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
37.此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本技术的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本技术中的具体含义。
38.下面结合附图1对本技术做进一步详细说明。
39.一种航空发动机加力燃烧室，包括：
40.加力燃烧室外壁1；
41.合流环2，在加力燃烧室外壁1内设置；
42.内锥体3，为空腔结构，在合流环2内设置；
43.多个整流支板4，沿周向支撑在合流环2、内锥体3之间；
44.多个燃油喷杆5，贯穿加力燃烧室外壁1设置，喷油端伸入到合流环2、内锥体3之间；
45.预燃室6，在内锥体3空腔内设置；
46.催化点火装置7，在预燃室6内设置；
47.供气管8，其出口端穿过加力燃烧室外壁1、合流环2侧壁、内锥体3侧壁，伸入到预燃室6内；
48.供油管9，其出口端穿过加力燃烧室外壁1、合流环2侧壁、内锥体3侧壁，伸入到预燃室6内；
49.火焰喷管10，其进口端连接在预燃室6侧壁上，连通预燃室6内部，其出口端穿过内锥体3侧壁，伸到合流环2的出口部位。
50.对于上述实施例公开的航空发动机加力燃烧室，领域内技术人员可以理解的是，进入加力燃烧室1的内涵气流，会流入合流环2、内锥体3之间，合流环2、内锥体3构成扩压流路，可对内涵气流进行扩压降速，同时，合流环2、内锥体3之间沿周向分布的整流支板4，可对内涵气流进行整流，为加力燃烧室内的点火及其组织燃烧创造有利条件，此外，扩压流路可采用等压力梯度造型，以避免快速扩压降速带来的气流分离，降低内涵气流的扩压损失，避免燃烧振荡。
51.对于上述实施例公开的航空发动机加力燃烧室，领域内技术人员还可以理解的是，进入加力燃烧室1的外涵气流，会流入到加力燃烧室外壁1、合流环2之间，可在合流环2的出口部位与扩压流路流出的内涵气流发生掺混，并能够在合流环2的出口部位后形成稳定的回流区，在对加力发动机燃烧室进行点火时，可由各个燃油喷杆5向合流环2、内锥体3之间喷入燃油，以及由供气管8向预燃室6内供空气，由供气管9向预燃室6内供燃油，其中，进入预燃室6内的燃油、空气发生混合，进而能够被预燃室6内的催化点火装置7点燃，燃烧产生火焰，火焰可经火焰喷管10喷向合流环2出口部位后的回流区，自各个燃油喷杆5喷入合流环2、内锥体3之间的燃油进入扩压流路，在内涵气流作用下气化，喷入到合流环2出口
部位后的回流区，能够容易的被火焰喷管10喷射的点燃，并发生径向及其周向传焰，进行稳定的组织燃烧，即以预燃室6内油气混合催化点燃形成的火焰实现对加力燃烧室的点火，该火焰具有较高的热能，可保证对加力燃烧室点火的可靠性。
52.对于上述实施例公开的航空发动机加力燃烧室，领域内技术人员还可以理解的是，其利用内锥体3的内部空间，隐藏高温的预燃室6、催化点火装置7及其火焰喷管10，可降低航空发动机的红外可探测性，保证航空发动机的隐身性能，且是以催化点火装置7代替点火电嘴进行加力燃烧室的点燃，结构简洁，便于设置。
53.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机加力燃烧室中，各个整流支板4内部具有燃油喷出腔，侧壁具有多个燃油喷出孔；各个燃油喷出孔与对应的燃油喷出腔连通；
54.每个燃油喷杆5的喷油端对应伸入到一个燃油喷出腔内。
55.对于上述实施例公开的航空发动机加力燃烧室，领域内技术人员可以理解的是，自各个燃油喷杆5喷出的燃油，可经对应的燃油喷出腔及其相应的燃油喷出孔均匀的喷入到扩压流路内，在内涵气流作用下容易的发生气化，喷入到合流环2出口部位后的回流区，且各个燃油喷杆5主体部位位于对应的整流支板4内，不会额外占用扩压流路的流通面积，可降低对内涵气流流动的压损。
56.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机加力燃烧室中，预燃室6呈射流管状；
57.供气管8的出口端位于预燃室6的射流进口部位；
58.供油管9的出口端靠近预燃室6的喉道部位；
59.火焰喷管10位于预燃室6的射流出口部位。
60.对于上述实施例公开的航空发动机加力燃烧室，领域内技术人员可以理解的是，供油管9向射流管状预燃室6内供应的燃油在靠近喉道的部位进入，供气管8向射流管状预燃室6内供应的空气在进口部位进入，高速流动的空气，可形成对燃油的引射，且能够高效的进行混合，进而能够容易的被预燃室6内的催化点火装置7点燃，燃烧产生火焰，在射流出口部位，可容易的被火焰喷管10喷向合流环2出口部位后的回流区，保证对加力燃烧室点火的可靠性。
61.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机加力燃烧室中，催化点火装置7为铂-铑催化点火装置。
62.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机加力燃烧室中，火焰喷管10有多个；
63.每个火焰喷管10的出口端对应伸到一个整流支板5的尾缘后。
64.对于上述实施例公开的航空发动机加力燃烧室，领域内技术人员可以理解的是，自扩压流路流出的内涵气流，可在各个整流支板5的尾缘后形成局部的回流区，该回流区受内涵气流及其外涵气流主流影响小，设计各个火焰喷管10的出口端对应伸到一个整流支板5的尾缘后，各个火焰喷管10喷出的火焰可在对应整流支板5尾缘的回流区容易的将燃油点燃，并形成环形点火带，自中心部位向外周发生径向及其周向传焰，以此保证对加力燃烧室的可靠点火，以及进行稳定的组织燃烧。
65.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机加力燃烧室中，供气管9贯穿一个整流支板4设置，供油管10贯穿一个整流支板4设置，以降低对扩压流路流通面积的占用，降低对内涵气流流动的压损。
66.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机加力燃烧室中，还包括：
67.防振隔热屏11，在加力燃烧室外壁1内设置，靠近力燃烧室外壁1的出口部位，具体可通过相应的支架进行安装。
68.对于上述实施例公开的航空发动机加力燃烧室，领域内技术人员可以理解的是，外涵气流可部分流入到加力燃烧室外壁1、防振隔热屏11之间的空腔内，对加力燃烧室外壁1、防振隔热屏11进行冷却，避免加力燃烧室外壁1被烧蚀，且加力燃烧室外壁1与防振隔热屏11之间的空腔，可与防振隔热屏11上的冷却孔，构成类似亥姆霍兹共振器的吸振抑振装置，抑制加力燃烧室内的振荡燃烧。
69.说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
70.至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本技术的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本技术的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本技术的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本技术的保护范围之内。