一种采用气冷串列和分流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和分流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、点火电嘴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.现有整流支板集成加力燃烧室在进口气流角度大的情况下，为了达到理想的整流效果，整流支板长度大，重量重。同时由于整流长度的增加，加力燃烧室长度增加，加力燃烧室重量大幅增加。
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和分流支板整流的加力燃烧室，以解决现有技术中整流支板长度大、加力燃烧室长度大的问题。
7.本技术的技术方案是：一种采用气冷串列和分流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，所述整流系统包括整流支板、分流支板、内锥体和合流环；所述整流支板和分流支板均连接于内锥体和合流环之间，所述整流支板与分流支板均沿着内锥体的周向方向均匀间隔设置，所述分流支板倾斜于航空发动机的轴线方向设置，所述整流支板包括弯扭段和平直段，所述弯扭段位于分流支板靠近平直段的一侧，所述弯扭段倾斜于航空发动机的轴线方向设置并且弯扭段与分流支板向同一方向倾斜，所述平直段平行于航空发动机的轴线方向设置，所述弯扭段的前缘与分流支板的尾缘前后位置相互交错，所述内锥体对应弯扭段和分流支板的交错位置开设有内凹槽。
8.优选地，任意相邻2个分流支板之间均设置有2个整流支板，相邻2个分流支板和2个整流支板之间形成整流单元，所述整流单元包括第一分流板、第二分流板、第一整流板和第二整流板，所述第一分流板与第二分流板之间形成主分流通道，所述第一分流板与第一整流板之间形成第一整流通道，所述第一整流板与第二整流板之间形成第二整流通道，所述第二分流支板与第二整流板之间形成第三整流通道，所述主分流通道与第一整流通道、第二整流通道和第三整流通道相互连通。
9.优选地，所述点火燃烧系统包括喷油杆和环形稳定器，所述喷油杆插入至整流支
板内，所述环形稳定器与合流环同轴连接并且合流环位于环形稳定器的尾缘处，所述整流支板上开设有喷油孔，所述喷油杆喷出的燃油从喷油孔流出。
10.优选地，所述整流支板的尾缘、内锥体和环形稳定器之间形成回流区。
11.优选地，所述整流支板和分流支板内均开设有与内锥体内部连通的空腔，外涵气流通过整流支板和分流支板内部的空腔进入到内锥体内部，所述整流支板、分流支板外表面上均开设有与自身内部连通的第一冷却孔，所述内锥体的外表面开设有与自身内部连通的第二冷却孔。
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，所述防振隔热屏同轴设于扩散器的内侧并且防振隔热屏位于合流环的后方；所述扩散器外壁与防振隔热屏之间形成外涵冷却通道，所述防振隔热屏上开设有与外涵冷却通道连通的第三冷却孔。
13.优选地，所述点火燃烧系统包括环形稳定器，所述环形稳定器与合流环同轴连接并且合流环位于环形稳定器的尾缘处，所述环形稳定器与防振隔热屏之间具有间隙。
14.优选地，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，所述水平隔热屏位于波浪隔热屏靠近环形稳定器一端。
15.本技术的一种采用气冷串列和分流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；整流系统包括整流支板、分流支板、内锥体和合流环，整流支板包括弯扭段和平直段；在进行加力燃烧时，内涵气流依次经过分流支板和整流支板，在经过分流支板时内涵气流沿着分流支板的倾斜角度方向进行流动，内涵气流的角度得到调整，经过弯扭段的整流后内涵气流与航空发动机轴线之间的角度进一步减少，直至在到达平直段时内涵气流沿着航空发动机的轴线方向流出，完成整流。内涵气流的流速有效减少，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为本技术分流支板与整流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.图4为本技术分流支板冷却示意图。
21.1、整流支板；2、分流支板；3、内锥体；4、扩散器外壁；5、合流环；6、防振隔热屏；7、环形稳定器；8、弯扭段；9、平直段；10、第一分流板；11、第二分流板；12、第一整流板；13、第二整流板；14、主分流通道；14、第一整流通道；15、第二整流通道；16、第三整流通道；17、第一冷却孔；18、第二冷却孔；19、水平隔热屏；20、波浪隔热屏；21、内凹槽；22、喷油杆。
具体实施方式
22.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。
23.一种采用气冷串列和分流支板整流的加力燃烧室，如图1、图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。
24.整流系统包括整流支板1、分流支板2、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外侧为外涵冷却通道，用于流通外涵冷却气。
25.内锥体3位于合流环5的内侧，整流支板1和分流支板2连接于内锥体3和合流环5之间，整流支板1与分流支板2均沿着内锥体3的周向方向均匀间隔设置，分流支板2倾斜于航空发动机的轴线方向设置，整流支板1包括弯扭段8和平直段9，弯扭段8位于分流支板2靠近平直段9的一侧，弯扭段8倾斜于航空发动机的轴线方向设置并且弯扭段8与分流支板2向同一方向倾斜，平直段9平行于航空发动机的轴线方向设置，弯扭段8的前缘与分流支板2的尾缘位于内锥体3的同一径向位置并且弯扭段8的前缘与分流支板2的尾缘有一定的交错，以保证分流的稳定，内锥体3对应弯扭段8和分流支板2的交错位置开设有内凹槽21。
26.在进行加力燃烧时，内涵气流依次经过分流支板2和整流支板1，在经过分流支板2时内涵气流沿着分流支板2的倾斜角度方向进行流动，内涵气流的角度得到调整，内涵气流在分流支板2尾缘时与航空发动机轴线方向的角度小于内涵气流在分流支板2前缘时的角度，而后内涵气流进入到整流支板1处，经过弯扭段8的整流后内涵气流与航空发动机轴线之间的角度进一步减少，直至在到达平直段9时内涵气流沿着航空发动机的轴线方向流出，完成整流。随着内锥体3直径的不断缩短，内涵气流在经过分流支板2进行一次扩压减速，在经过整流支板1后进行第二次扩压减速，内涵气流的流速有效减少，有效减少低速气流的区域，燃油在低速气流区域充分混合，在加力燃烧室内燃烧更为充分，内凹槽21的设置使得内涵气流在分流支板2和整流支板1内流动的过程中实现等压力梯度造型，避免快速扩压降速带来的气流分流，降低气流扩压损失，实现压力燃烧室的低流阻设计。
27.通过分流支板2和整流支板1的配合设置，在进口气流角较大的情况下，完成对内涵气流的整流，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。
28.如图2所示，优选地，任意相邻2个分流支板2之间均设置有2个整流支板1，相邻2个分流支板2和2个整流支板1之间形成整流单元，整流单元包括第一分流板10、第二分流板11、第一整流板12和第二整流板13，第一分流板10与第二分流板11之间形成主分流通道14，第一分流板10与第一整流板12之间形成第一整流通道14，第一整流板12与第二整流板13之间形成第二整流通道15，第二分流支板2与第二整流板13之间形成第三整流通道16，主分流通道14与第一整流通道14、第二整流通道15和第三整流通道16相互连通。
29.内涵气流在主分流通道14内先进行一次分流，内涵气流角度的大幅改变，实现高效的整流，整流距离短，在到达第一整流板12和第二整流板13处时，再次分成三股，并分别从第一整流通道14、第二整流通道15和第三整流通道16内流出，第一整流通道14会与相邻整流单元的第三冷却通道进行合流，第一整流通道14、第二整流通道15和第三整流的宽度较小，气流流向稳定，在保证较低的气流损失下实现高效的组织燃烧。
30.优选地，点火燃烧系统包括喷油杆22和环形稳定器7，喷油杆22插入至整流支板1内，环形稳定器7与合流环5同轴连接并且合流环5位于环形稳定器7的尾缘处，整流支板1上
开设有喷油孔，喷油杆22喷出的燃油从喷油孔流出。整流支板1的尾缘、内锥体3和环形稳定器7之间形成回流区。喷油管喷出的燃油进过喷油孔流出后进入到整流支板1尾缘后方的回流区，在回流区内交界传焰，进行组织燃烧，通过将喷油杆22设于整流支板1内，喷油杆22的设置不会影响内涵气流的流动，减少了气流的损失，这样内涵气流的流速变缓，回流区能够进一步增大，使得加力燃烧室的燃烧更为充分。
31.点火燃烧系统的其它部分为常规设计，在此不再赘述。
32.优选地，如图3、图4所示，整流支板1和分流支板2内均开设有与内锥体3内部连通的空腔，外涵气流通过整流支板1和分流支板2内部的空腔进入到内锥体3内部，整流支板1、分流支板2外表面上均开设有与自身内部连通的第一冷却孔17，内锥体3的外表面开设有与自身内部连通的第二冷却孔18。大部分外涵冷却气沿着外涵冷却通道进入到分流支板2和整流支板1内，从第一冷却孔17流出后与内涵气体进行掺混，参与燃烧；另外一部分外涵冷却气沿着外涵冷却通道继续向后流动，对加力燃烧室后部的元器件进行冷却；还有一部分沿着分流支板2和整流支板1内部进入到内锥体3内，从第二冷却孔18流出，对分流支板2、整流支板1和内锥体3壁面的沿程结构进行冷却，以同时保证燃烧和冷却性能。
33.优选地，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同轴设于合流环5的外侧，防振隔热屏6同轴设于扩散器的内侧并且防振隔热屏6位于合流环5的后方；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第三冷却孔。扩散器外壁4与防振隔热屏6之间形成外涵冷却通道，外涵冷却气沿着外涵冷却通道流动，进入到扩散器外壁4和防振隔热屏6之间，对扩散器外壁4和防振隔热屏6进行冷却；同时该外涵冷却通道与防振隔热屏6的第三冷却孔结合构成一个亥姆霍兹共振器，起到抑制振荡燃烧的作用。
34.本技术的冷却系统由三个冷却通道组成，一个由扩散器外壁4和合流环5组成的外涵冷却通道，另一个由扩散器外壁4和防振隔热屏6组成的外涵冷却通道，最优一个由整流支板1、分流支板2和内锥体3上的内部空腔和第一冷却孔17、第二冷却孔18配合形成。
35.优选地，环形稳定器7与合流环5同轴连接并且合流环5位于环形稳定器7的尾缘处，环形稳定器7与防振隔热屏6之间具有间隙。这样外涵冷却气在合流环5尾缘处与内涵气体混合，外涵冷却气更多地进入到防振隔热屏6内侧，一方面防止加力燃烧室燃烧时对防振隔热屏6造成损伤，另一方面提升防振隔热屏6的冷却性能。
36.优选地，防振隔热屏6包括同轴相连的水平隔热屏19和波浪隔热屏20，水平隔热屏19的长度方向沿着航空发动机的轴线方向设置，波浪隔热屏20的横截面为波浪形，水平隔热屏19位于波浪隔热屏20靠近环形稳定器7一端。水平隔热屏19和波浪隔热屏20上均开设有第三冷却孔，并且波浪隔热屏20上的第三冷却孔较多，水平隔热屏19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20处气膜贴壁性更好，热协调更好，配合第三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。
37.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。