一种航空发动机加力燃烧室的制作方法

本申请属于航空发动机加力燃烧室设计，具体涉及一种航空发动机加力燃烧室。

背景技术：

1、涡轮是航空发动机中高温部件，其叶片是航空发动机后向主要红外辐射源。

2、加力燃烧室在涡轮后设置，可在不改变主机的条件下，有效提升航空发动机的推力，是航空发动机后视可见的主要部件。

3、当前的加力燃烧室，不能够对涡轮叶片进行有效遮挡，且不能够对自身进行高效率冷却，尤其是对内锥体冷却不足，限制航空发动机红外探测性能的提升。

4、鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

5、需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本申请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申请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申请的新颖性和创造性。

技术实现思路

1、本申请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。

2、本申请的技术方案是：

3、一种航空发动机加力燃烧室，包括：

4、环形外壁，前端连接在涡轮外机匣后端；

5、合流环，在环形外壁内设置，前端连接在涡轮内机匣后端，与环形外壁之间构成外涵道，且前段内径逐渐扩大，后段内径逐渐扩大；

6、内锥体，在合流环内设置，前端连接在涡轮末级静子内环后端，与合流环之间构成内涵道，且前段外径逐渐扩大，超过涡轮叶片的叶尖高度，后段外径逐渐收缩呈锥形；

7、内锥体合流环之间构成流路的流通面积逐渐扩大，为扩压流路。

8、根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机加力燃烧室中，内锥体后段侧壁上具有多排沿周向分布的气膜冷却孔；

9、所述航空发动机加力燃烧室，还包括：

10、气冷支板，沿周向支撑在合流环、内锥体前段之间，处在内涵道中，其内中空，通过合流环、内锥体上开槽，连通外涵道、内锥体内部。

11、根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机加力燃烧室中，合流环后端具有多个沿周向分布的缺口；

12、所述航空发动机加力燃烧室还包括：

13、多个径向稳定器，为截面呈v型的中空结构，卡在各个缺口中，上段伸入到外涵道中，侧壁具有多个气冷进气孔，下段处在内涵道中，侧壁具有多个气冷出气孔、燃油喷出孔；

14、多个喷油杆，贯穿环形外壁设置，伸入到各个径向稳定器内，侧壁连接多个喷油嘴，自各个燃油喷出孔伸出。

15、根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机加力燃烧室中，各个径向稳定器在周向上，长短间隔分布。

16、根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机加力燃烧室中，还包括：

17、多个传焰槽，呈弧形，沿周向连接在各个径向稳定器之间。

18、根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机加力燃烧室中，还包括：

19、燃油总管，呈环形，套设在环形外壁外周，连接各个喷油杆。

20、根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机加力燃烧室中，还包括：

21、多个支架，沿周向支撑在环形外壁、合流环之间。

22、根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机加力燃烧室中，各个支架处在合流环直径最大位置处。

23、根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机加力燃烧室中，还包括：

24、防振隔热屏，呈环形，在环形外壁后端内设置，其上具有多个沿周向分布的冷却流通孔、防振孔。

25、本申请至少存在以下有益技术效果：

26、提供一种航空发动机加力燃烧室，对内锥体进行了改进设计，设计内锥体前段外径逐渐扩大，超过涡轮叶片的叶尖高度，以此能够在不增加额外部件的前提下，在航空发动机后向上，将涡轮叶片完全遮挡，降低涡轮叶片在航空发动机后向的红外辐射，保证航空发动机的红外探测性能。

技术特征：

1.一种航空发动机加力燃烧室，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的航空发动机加力燃烧室，其特征在于，

3.根据权利要求1所述的航空发动机加力燃烧室，其特征在于，

4.根据权利要求3所述的航空发动机加力燃烧室，其特征在于，

5.根据权利要求3所述的航空发动机加力燃烧室，其特征在于，

6.根据权利要求3所述的航空发动机加力燃烧室，其特征在于，

7.根据权利要求1所述的航空发动机加力燃烧室，其特征在于，

8.根据权利要求1所述的航空发动机加力燃烧室，其特征在于，

9.根据权利要求1所述的航空发动机加力燃烧室，其特征在于，

技术总结
本申请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，包括：环形外壁，前端连接在涡轮外机匣后端；合流环，在环形外壁内设置，前端连接在涡轮内机匣后端，与环形外壁之间构成外涵道，且前段内径逐渐扩大，后段内径逐渐扩大；内锥体，在合流环内设置，前端连接在涡轮末级静子内环后端，与合流环之间构成内涵道，且前段外径逐渐扩大，超过涡轮叶片的叶尖高度，后段外径逐渐收缩呈锥形；内锥体合流环之间构成流路的流通面积逐渐扩大，为扩压流路。

技术研发人员：陈翔宇,陈砥,郭洪涛,程荣辉,黄德欣,翟英汉,贾洛,王瑞祥,徐兴平,刘宝,刘伟琛,周春阳,鲍占洋,游庆江,姜雨,张晓宇,马毓,李凯,王涛,宁军盛,张鑫,肖永鑫
受保护的技术使用者：中国航发沈阳发动机研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/3/11