一种采用气冷串列支板整流的加力燃烧室的制作方法

1.本技术属于加力燃烧室设计领域，特别涉及一种采用气冷串列支板整流的加力燃烧室。


背景技术：

2.某型飞机通过航空发动机开动加力来实现加速和提高机动性能。未来战机要求航空发动机在更高的热负荷下，仍要有较高的加力性能和可靠性。航空发动机燃气温度更高，流场更复杂，加力入口温度高达1300k，超过高温合金的使用温度，同时进口气流角可达35
°
以上，必须要进行气流整流，实现加力燃烧室的可靠点火和稳定燃烧。
3.现有技术方案中，利用整流支板实现整流和稳定燃烧功能的统一，同时，将燃油总管等零组件放入整流支板内部，利用外涵气流对整流支板、燃油总管和点火电嘴等进行冷却，保证加力燃烧室的可靠工作。
4.现有技术方案中，采用涡轮后支板对加力燃烧室进口流场进行整流。但当进口气流角较大时，整流效果并不理想，加力燃烧室内仍存在较大余旋，影响其点火、组织燃烧等稳定工作特性，同时依然有振荡燃烧的风险。若要达到理想的整流效果，需增加后支板的长度，导致加力燃烧室长度加长，重量大幅增加。
5.因此，如何在保证整流性能的同时，减少整流支板长度和加力燃烧室长度是一个需要解决的问题。


技术实现要素：

6.本技术的目的是提供了一种采用气冷串列支板整流的加力燃烧室，以解决大角度进口气流角下进行整流时，出现整流效果不理想或者能够有效整流但是燃烧室长度较长的问题。
7.本技术的技术方案是：一种采用气冷串列支板整流的加力燃烧室，包括整流系统和点火燃烧系统，所述整流支板包括前支板、后支板、内锥体和合流环，所述前支板和后支板沿着内锥体的周向方向均匀间隔设置，所述前支板和后支板相贴并且前支板的尾缘与后支板的前缘交错设置，所述后支板包括弯扭段和平直段，所述弯扭段的弯扭度小于前支板的弯扭度，所述前支板的尾缘处开设有斜切角。
8.优选地，相邻所述前支板之间形成第一整流通道，相邻所述弯扭段之间形成与第一整流通道连通的第二整流通道，相邻所述平直段之间形成与第二整流通道连通的组燃通道，所述组燃通道的长度大于第二整流通道的长度。
9.优选地，所述前支板的前缘沿航空发发动机的轴线方向的延长线穿过后支板的中部。
10.优选地，所述内锥体对应前支板尾缘的位置处开设有内凹槽。
11.优选地，所述点火燃烧系统包括喷油杆，所述喷油杆设于后支板内部，所述后支板的后缘上开设有与喷油杆对应设置的喷油孔。
12.优选地，还包括防振系统，所述防振系统包括扩散器外壁和防振隔热屏，所述扩散器外壁同轴设于合流环的外侧，所述防振隔热屏包括同轴相连的水平隔热屏和波浪隔热屏，所述水平隔热屏的长度方向沿着航空发动机的轴线方向设置，所述波浪隔热屏的横截面为波浪形，所述水平隔热屏与后支板之间具有间隔。
13.优选地，所述后支板、水平隔热屏和内锥体之间形成回流区。
14.优选地，所述合流环的外侧设置外涵冷却通道，所述前支板和后支板内开设有与外涵冷却通道连通的内腔，所述前支板与后支板的侧壁上开设有内腔连通的第一冷却孔，所述内锥体的内部与内腔连通，所述内锥体的侧壁上开设有与内锥体内部连通的第二冷却孔。
15.本技术的一种采用气冷串列支板整流的加力燃烧室，包括整流系统、点火燃烧系统和防振系统；整流支板包括前支板、后支板、内锥体和合流环，后支板包括弯扭段和平直段；内涵气流先经过相邻两个前支板之间，前支板具有较大的弯扭度，能够对内涵气流进行较大角度的整流，内涵气流在前支板内整流完成后其气流角大幅减少，而后进入到后支板的弯扭段内进行再次的整流，整流完成后内涵气流沿着平直段流出，进行组织燃烧；内涵气流在整流支板处的流通面积未发生太大改变，同时整流所需要整体长度减少，重量减少，加力燃烧室的长度减少，加力燃烧室重量大幅减少。
附图说明
16.为了更清楚地说明本技术提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本技术的一些实施例。
17.图1为本技术整体结构后视图；
18.图2为本技术前支板与后支板的连接结构示意图；
19.图3为本技术加力燃烧室扩压流路示意图。
20.1、后支板；2、前支板；3、内锥体；4、扩散器外壁；5、合流环；6、防振隔热屏；7、喷油杆；8、内凹槽；9、弯扭段；10、平直段；11、第一整流通道；12、第二整流通道；13、组燃通道；14、水平隔热屏；15、波浪隔热屏；16、第一冷却孔；17、第二冷却孔。
具体实施方式
21.为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
22.一种采用气冷串列支板整流的加力燃烧室，如图1-3所示，包括整流系统、点火燃烧系统和防振系统。整流系统用于对内涵气流进行整流，点火燃烧系统用于加热燃烧室的点火和燃烧，防振系统用于抑制加力燃烧室的振荡燃烧。
23.整流支板包括前支板2、后支板1、内锥体3和合流环5，内锥体3和合流环5同轴设置并且两者的轴线方向即为航空发动机的轴线方向。内锥体3和合流环5之间形成内涵通道，用于流通内涵气流，合流环5的外侧为外涵冷却通道，用于流通外涵冷却气。
24.所述前支板2和后支板1沿着内锥体3的周向方向均匀间隔设置，所述前支板2和后支板1相贴并且前支板2的尾缘与后支板1的前缘交错设置，所述后支板1包括弯扭段9和平直段10，所述弯扭段9的弯扭度小于前支板2的弯扭度，所述前支板2的尾缘处开设有斜切
角，斜切角为倾斜于航空发动机的轴线方向45
°
，通过设置斜切角保证内涵气流在前支板2处整流完成后的整流效果。
25.在进行加力燃烧时，内涵气流先经过相邻两个前支板2之间，前支板2具有较大的弯扭度，能够对内涵气流进行较大角度的整流，内涵气流在前支板2内整流完成后其气流角大幅减少，而后进入到后支板1的弯扭段9内进行再次的整流，整流完成后内涵气流沿着平直段10流出，进行组织燃烧。前支板2和后支板1通过两次整流完成大进口气流角下内涵气流的整流，相比于现有的单支板，前支板2和后支板1所占用的整体截面空间并未增加多少，内涵气流在整流支板处的流通面积未发生太大改变，同时整流所需要整体长度减少，重量减少，加力燃烧室的长度减少，加力燃烧室重量大幅减少。整流组件的个数由后支板1尾缘的宽度，加力燃烧室直径，以及加力燃烧室可接受的堵塞比共同确定。
26.优选地，相邻所述前支板2之间形成第一整流通道11，相邻所述弯扭段9之间形成与第一整流通道11连通的第二整流通道12，相邻所述平直段10之间形成与第二整流通道12连通的组燃通道13，所述组燃通道13的长度大于第二整流通道12的长度。通过设置较长的组燃通道13，能够有效的减少气流损失，保证组织燃烧性能。
27.优选地，前支板2的前缘沿航空发发动机的轴线方向的延长线穿过后支板1的中部，实现对涡轮部件的全遮挡，后视可视部件极少，实现加力燃烧室的雷达隐身。
28.优选地，内锥体3对应前支板2尾缘的位置处开设有内凹槽8，随着内锥体3直径的缩短，前支板2和后支板1之间的空间沿着气流流动方向逐渐增大，实现扩压减速，在前支板2后缘扩压效果相对较小，而通过内凹槽8实现了内涵气流在前支板2和后支板1内流动的过程中实现等压力梯度造型，减少气流分流，降低气流扩压损失。
29.优选地，点火燃烧系统包括喷油杆7，所述喷油杆7设于后支板1内部，所述后支板1的后缘上开设有与喷油杆7对应设置的喷油孔。将喷油杆7插入至支板，不会内内涵气流流动造成阻碍，减少气流损失，喷油杆7上的燃油通过喷油孔喷出，同时不设置稳定器结构，有效减少了加力燃烧室的长度和重量，点火燃烧系统的其余部分为现有设计，具体不再赘述。
30.优选地，还包括防振系统，所述防振系统包括扩散器外壁4和防振隔热屏6，扩散器外壁4与防振隔热屏6之间形成外涵冷却通道，防振隔热屏6上开设有与外涵冷却通道连通的冷却孔，该外涵冷却通道与防振隔热屏6的第三冷却孔构成一个亥姆霍兹共振器。
31.所述扩散器外壁4同轴设于合流环5的外侧，所述防振隔热屏6包括同轴相连的水平隔热屏14和波浪隔热屏15，所述水平隔热屏14的长度方向沿着航空发动机的轴线方向设置，所述波浪隔热屏15的横截面为波浪形，所述水平隔热屏14与后支板1之间具有间隔。
32.水平隔热屏14对外涵冷却气和内涵气体起到抑制振荡燃烧的功能，外涵冷却气在波浪隔热屏15处气膜贴壁性更好，热协调更好，配合冷却孔能够对加力燃烧室进行更好的冷却，两者相互配合，有效保证燃烧的稳定性和气流流动的稳定性。
33.优选地，后支板1、水平隔热屏14和内锥体3之间形成回流区，通过设置较长的平直段10，能够在后支板1的后方形成宽度较大的回流区，从而有效地提高组织燃烧性能。
34.优选地，合流环5的外侧设置外涵冷却通道，所述前支板2和后支板1内开设有与外涵冷却通道连通的内腔，所述前支板2与后支板1的侧壁上开设有内腔连通的第一冷却孔16，第一冷却孔16能够与前支板2和后支板1进行沿程冷却，所述内锥体3的内部与内腔连通，所述内锥体3的侧壁上开设有与内锥体3内部连通的第二冷却孔17，第二冷却孔17能够
对内锥体3进行沿程冷却。
35.以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。