一种用双分流支板整流和遮挡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，特别涉及一种用双分流支板整流和遮挡的加力燃烧室。


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，涡轮出口气流角与轴向偏离大于20
°
，对加力燃烧室的点火、组织燃烧和冷却设计带来了极大困难。随着对发动机隐身需求的提出，作为发动机后方可视部件的加力燃烧室一方面要实现自身的红外和雷达隐身，也要对涡轮进行遮挡，实现发动机后方高温可视部件的高隐身设计。
3.现有技术方案中，利用整流支板实现气流整流、稳定燃烧和隐身功能的统一。将燃油总管、点火电嘴等零组件置于支板内部，利用外涵气流对支板、燃油总管等进行冷却，保证加力燃烧室的可靠工作。
4.现有支板一体化加力燃烧室为了达到理想的气流整流、组织燃烧以及隐身遮挡设计，支板长度大，导致加力燃烧室长度加长，加力燃烧室重量大幅增加。同时，传统的基于v型稳定器作为主稳定器的点火方式，由于其冷却和雷达隐身设计难度高，已经无法满足高温、高隐身设计的需求。
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用双分流支板整流和遮挡的加力燃烧室，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：一种用双分流支板整流和遮挡的加力燃烧室，包括整流系统和点火燃烧系统，所述整流系统包括整流支板、第一分流支板、第二分流支板、内锥体和合流环，所述整流支板、第一分流支板、第二分流支板均连接于内锥体和合流环之间，所述整流支板、第一分流支板和第二分流支板均沿着内锥体的周向方向间隔均匀设置，所述第一分流支板和第二分流支板并排设于相邻2个整流支板之间，所述整流支板、第一分流支板和第二分流支板的尾缘处于航空发动机轴线的同一径向位置，所述第一分流支板和第二分流支板的长度小于整流支板的长度，所述整流支板包括第一弯扭段和第一平直段，所述第一分流支板包括第二弯扭段和第二平直段，所述第二分流支板包括第三弯扭段和第三平直段，所述第一弯扭段的弯扭度小于第二弯扭段和第三弯扭段的弯扭度。
8.优选地，相邻2个所述整流支板的前缘之间形成第一整流通道，所述第一分流支板与相邻整流支板之间形成第二整流通道，所述第一分流支板和第二分流支板之间形成第三整流通道，所述第二分离支板与相邻整流支板之间形成第四整流支板之间，所述第二整流
通道位于相邻整流支板的吸力面，所述第四整流支板位于相邻整流支板的压力侧。
9.优选地，所述第一分流支板的长度与第二分流支板的长度相同。
10.优选地，所述第一分流叶片和第二分流叶片的前缘至于内锥体的当量扩张角最大处。
11.优选地，所述第一分流支板的长度大于第二分流支板的长度。
12.优选地，所述整流支板的前缘沿航空发动机轴线方向的延长线经过第一分流支板的中间位置，所述第一分流支板的前缘沿航空发动机轴线方向的延长线经过第二分流支板的中间位置，所述第二分流支板的前缘沿航空发动机轴线方向的延长线经过整流支板的中间位置，所述第一平直板、第二平直板和第二平直板的尾缘开设有斜切角。
13.优选地，所述内锥体对应第一分流支板前缘为位置处设有内凹槽。
14.优选地，所述整流支板、第一分流支板和第二分流支板的外表面涂覆有红外和雷达隐身涂层。
15.本技术的一种双分流支板整流和遮挡的加力燃烧室，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、第一分流支板、第二分流支板、内锥体和合流环，整流支板包括第一弯扭段和第一平直段，所述第一分流支板包括第二弯扭段和第二平直段，所述第二分流支板包括第三弯扭段和第三平直段；内涵气流先通过整流支板的前缘进入到整流支板内，进行第一次整流，内涵气流而后分成三股，并分别进入到整流叶片与第一分流支板、第一分流支板和第二分流支板、第二分流支板和整流叶片之间，进行第二次的整流；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。
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为整体结构后视图；
18.图2为本技术整流支板、不同大小的第一分流叶片和第二分流叶片的连接结构示意图；
19.图3为本技术整流支板、相同大小的第一分流叶片和第二分流叶片的连接结构示意图；
20.图4为本技术加力燃烧室扩压流路示意图。
21.1、整流支板；2、第一分流支板；3、第二分流支板；4、内锥体；5、扩散器外壁；6、合流环；7、防振隔热屏；8、喷油杆；9、稳定器；10、点火喷嘴；11、内凹槽；12、第一弯扭段；13、第一平直段；14、第二弯扭段；15、第二平直段；16、第三弯扭段；17、第三平直段；18、第一整流通道；19、第二整流通道；20、第三整流通道；21、第四整流通道。
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。
23.一种双分流支板整流和遮挡的加力燃烧室，如图1、图2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、第一分流支板2、第二分流支板3、内锥体4和合流环6。整流支板1、第一分流支板2和第二分流支板3通过沉头螺钉、托板和螺母连接于内锥体4和合流环6之间，内锥体4和合流环6均同轴设置并且两者的轴线方向均为航空发动机的轴线方向。
25.内锥体4与合流环6之间形成内涵通道，用于流通内涵气流，合流环6外侧为外涵冷却通道，用于流通外涵冷却气，外涵冷却气一部分沿着外涵冷却通道流动，另一部分能够进入到内涵通道内，与内涵气流进行混合以助燃。
26.整流支板1、第一分流支板2、第二分流支板3均连接于内锥体4和合流环6之间，所述整流支板1、第一分流支板2和第二分流支板3均沿着内锥体4的周向方向间隔均匀设置，所述第一分流支板2和第二分流支板3并排设于相邻2个整流支板1之间，所述整流支板1、第一分流支板2和第二分流支板3的尾缘处于航空发动机轴线的同一径向位置，所述第一分流支板2和第二分流支板3的长度小于整流支板1的长度，所述整流支板1包括第一弯扭段12和第一平直段13，所述第一分流支板2包括第二弯扭段14和第二平直段15，所述第二分流支板3包括第三弯扭段16和第三平直段17，所述第一弯扭段12的弯扭度小于第二弯扭段14和第三弯扭段16的弯扭度。
27.在进行加力燃烧时，内涵气流先通过整流支板1的前缘进入到整流支板1内，进行第一次整流，由于内涵气流此时的进口气流角较大，而第一弯扭段12和弯扭度较小，在进行整流时能够有效减少气流损失，第一次整流后的内涵气流的气流角减小，内涵气流而后分成三股，并分别进入到整流叶片与第一分流支板2、第一分流支板2和第二分流支板3、第二分流支板3和整流叶片之间，进行第二次的整流，由于第二弯扭段14和第三弯扭段16的弯扭度较大，并将内涵气流分成三股，从而实现短距离的高效整流，整流完成后，进入到第一平直段13、第二平直段15和第三平直段17之间，在各平直段的导向下组织燃烧，保证燃烧稳定。
28.通过整流支板1、第一分流支板2和第二分流支板3的配合设置，在气流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。
29.同时，通过采用整流支板1、第一分流支板2和第二分流之间的交错设置，导致内部空间较小，具有抑制高频振荡的功能。
30.第一平直段13、第二平直段15和第三平直段17的长度均较短，结合前方的支板，在整流支板1后方形成了宽度较大的回流区，以有效组织燃烧。
31.优选地，相邻2个整流支板1、第一分流支板2和第二分流支板3之间形成一个整流单元，相邻2个整流支板1的前缘之间形成第一整流通道18，所述第一分流支板2与相邻整流支板1之间形成第二整流通道19，所述第一分流支板2和第二分流支板3之间形成第三整流通道20，所述第二分离支板与相邻整流支板1之间形成第四整流支板1之间，所述第二整流通道19位于相邻整流支板1的吸力面，所述第四整流支板1位于相邻整流支板1的压力侧。
32.内涵气流先在第一整流通过内进行整流，而后分别进入到第二整流通道19、第三整流通道20和第四整理通道内，第二整流通道19的入口宽度较大，并且位于相邻整流支板1的吸力面，在进入更多内涵气流的同时完成高效的整流，第四整流通道21的入口角较小，并
且内涵气流进入量较小，第三整流通道20的弯扭度最大，三种不同的通道能够分别对不同流量的内涵气流进行高效的整流。
33.优选地，第一分流支板2和第二分流支板3均采用整流支板1叶型缩比设计，第一分流支板2可以为相同大小设计，如图2所示；也可为一大一小设计，如图3所示，当一大一小设计时，第一分流支板2和第二分流支板3的前缘至于内锥体4的当量扩张角最大处，从而能够根据不同的实际情况进行调整，满足不同型号下航空发动机的整流需求。
34.当当相同大小设计时，第一分流叶片和第二分流叶片的前缘至于内锥体4的当量扩张角最大处，避免快速扩压减速带来的气流分离。
35.如图1、图4所示，优选地，整流支板1的前缘沿航空发动机轴线方向的延长线经过第一分流支板2的中间位置，所述第一分流支板2的前缘沿航空发动机轴线方向的延长线经过第二分流支板3的中间位置，所述第二分流支板3的前缘沿航空发动机轴线方向的延长线经过整流支板1的中间位置，所述第一平直板、第二平直板和第二平直板的尾缘开设有斜切角，斜切角为45
°
造型。整流支板1、第一分流支板2和第二分流支板3的设计实现了对前方涡轮部件的前遮挡，从而后视隐身功能，斜切角的设计进一步提高了隐身的强度。
36.并且，整流支板1的尾缘倾角a1、内锥体4的倾角a2，整流支板1、第一分流支板2和第二分流支板3的尾缘与航空发动机轴线的夹角均满足雷达隐身设计需求。
37.优选地，内锥体4对应第一分流支板2前缘为位置处设有内凹槽11。随着内锥体4直径的缩短，整流支板1、第一分流支板2、第二分流支板3之间的空间沿着气流流动方向逐渐增大，实现扩压减速，在第一分流支板2的前缘处扩压效果相对较小，而通过内凹槽11实现了内涵气流在整流支板1和小叶片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。
38.优选地，整流支板1、第一分流支板2和第二分流支板3的外表面涂覆有红外和雷达隐身涂层，从而进一步提高整流支板1、第一分流支板2和第二分流支板3的雷达和红外隐身功能。
39.点火燃烧系统包括喷油杆8、稳定器9、点火喷嘴10等结构，该结构为常规设计，在此不再赘述。
40.防振系统包括扩散器外壁5和防振隔热屏7，扩散器外壁5与防振隔热屏7之间形成外涵气流通道，防振隔热屏7与该外涵气流通道之间形成类似亥姆霍兹共振器的吸振抑振装置，起到抑制加力振荡燃烧的作用。
41.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。