一种气冷遮挡一体化加力燃烧室的制作方法

1.本技术属于航空发动机技术领域，特别涉及一种气冷遮挡一体化加力燃烧室。


背景技术：

2.如图1所示为典型军用航空发动机的加力燃烧室结构示意图，加力燃烧室10内部具有喷油系统11及稳定系统12，但一般不具有冷却设计，由此导致加力燃烧室的尾部温度较高，从喷管后方可直接看到高温加力内部件，隐身性能较差。
3.为了克服上述问题，现有技术中推出了一种较为先进的航空发动机的加力燃烧室结构，如图2至图3所示，加力燃烧室的前端设置一分流环15，分流环15通过支板14支撑在锥形体上，其前端为涡轮叶片13。分流环15将流道分成内外两部分，外流道流冷气，内流道流高温燃气，冷气在喷油系统出可以流如内部，可以对内部结构起到一定的冷却效果。
4.然而上述结构并不能实现对涡轮部件的有效遮挡，从喷管后方a向仍可看到高温的涡轮支板、涡轮叶片等部件，这就导致其后向红外和雷达隐身性能较差。
5.因此，有必要提出一种新型的加力燃烧室，以有效遮挡前方高温涡轮部件的同时，对加力燃烧室自身也进行有效冷却，并进行雷达隐身修行设计，提高发动机后向隐身能力。


技术实现要素：

6.本技术的目的是提供了一种气冷遮挡一体化加力燃烧室，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。
7.本技术的技术方案是：一种气冷遮挡一体化加力燃烧室，包括：
8.用于承力的扩散器机匣；
9.设置在扩散器机匣内部的内锥体；
10.安装在内锥体上的多个空心结构的导流支板，所述导流支板通过拉杆连接至扩散器机匣上，所述导流支板的后端设有火焰稳定器，其中，所述导流支板沿着发动机轴线方向呈弯扭状延伸，使得导流支板的前端与导流支板的后端在周向上偏转预定角度从而形成遮挡结构；以及
11.自扩散器机匣的外侧伸入导流支板内的喷油杆，所述扩散器机匣外的喷油杆通过环形的燃油总管连通；
12.其中，所述导流支板上安装有合流环，所述合流环将扩散器机匣与内锥体之间的流道分割成燃气流道和冷气流道，高温燃气流入燃气流道并与喷油杆流出的燃油混合燃烧，低温冷气一部分流入冷气流道，另一部分自合流环上设置的联通孔流入导流支板内部，用于形成冷却流路。
13.进一步的，多个所述导流支板在周向上均布。
14.在本技术优选实施方式中，所述导流支板包括相对设置的左侧板和右侧板，所述左侧板和右侧板为一体式壁板弯折形成，且左侧板和右侧板之间具有预定的间隔，在左侧板和右侧板的底部设有底板。
15.进一步的，所述左侧板和右侧板的上部设有安装座，所述安装座用于安装拉杆。
16.进一步的，所述导流支板自前端向后端的高度逐渐增大，从而使内涵流道形成扩压降速。
17.在本技术一实施方式中，所述火焰稳定器与导流支板可拆卸连接。
18.在本技术另一实施方式中，所述火焰稳定器与导流支板为一体式结构。
19.在本技术一实施方式中，所述内锥体、导流支板和火焰稳定器上设有多个冷却孔。
20.在本技术一实施方式中，在导流支板的末端设有防振隔热屏，所述防震隔热屏安装于扩散器机匣上
21.进一步的，所述防振隔热屏上开设有冷却防振孔，所述冷却防振孔形成冷却通道，用于将扩散器机匣与加力火焰隔开。
22.本技术的气体遮挡一体化加力燃烧室可以在不需要对涡轮部件改动的条件下，通过对加力燃烧室的自身设计，实现对涡轮部件的后视全遮挡，同时加强加力燃烧室自身的冷却效果，提高了发动机的后向隐身能力。
附图说明
23.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。
24.图1为现有技术中不具有内部冷却结构的加力燃烧室示意图。
25.图2为现有技术中具有内部冷却结构的加力燃烧室示意图。
26.图3为基于图2的a向视图。
27.图4为本技术的气冷遮挡一体化加力燃烧室示意图。
28.图5为本技术中的导流支板正向视角立体示意图。
29.图6为本技术中的导流支板后向视角立体示意图。
30.图7为基于图4中b向视角的导流支板示意图。
31.图8为基于图4中b向视角的气冷遮挡一体化加力燃烧室示意图。
32.图9为本技术中的火焰稳定器结构示意图。
33.图10为本技术的气冷遮挡一体化加力燃烧室气路掺混示意图。
34.附图标记：
35.20
‑
加力燃烧室
36.21
‑
扩散器机匣
37.22
‑
合流环
38.23
‑
导流支板，231
‑
左侧板，232
‑
右侧板，233
‑
底板，234
‑
通气孔，235
‑
安装座
39.24
‑
稳定器，241
‑
连接孔
40.25
‑
内锥体
41.26
‑
燃油总管
42.27
‑
喷油杆
43.28
‑
隔热屏
44.29
‑
拉杆
具体实施方式
45.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。
46.为了克服现有技术的加力燃烧室难以实现对前方(以气流流向为基准，前方或左侧指的是燃烧室进口方向，而后方或尾部指的是燃烧室出口方向)部件的全遮挡，从而导致自身隐身能力较差的问题，本技术提出了一种气冷遮挡一体化的加力燃烧室。
47.本技术提供的气冷遮挡一体化加力燃烧室20整体安装于涡轮出口处，其主要包括扩散器机匣21、内锥体25、合流环22及导流支板23，扩散器机匣21与合流环22之间形成冷气流道，内锥体25与合流环22之间形成内涵高速气流的扩压流路，内涵高速气流在此流路中逐渐扩压并降低速度，到达导流支板23尾缘时，气流速度降低至可以稳定组织燃烧的范围，然后在气流中喷入燃油，利用导流支板23尾缘的火焰稳定器24，对气流和燃油进行组织燃烧，进一步提高气流温度，使发动机产生更大的推力。
48.具体的如图4所示，本技术所提供的气冷遮挡一体化加力燃烧室20包括扩散器机匣21、合流环22、导流支板23、火焰稳定器24、内锥体25及喷油装置等。
49.扩散器机匣21是加力燃烧室的最外层机匣，主要起到承力的左右，加力燃烧室内的所有部件都直接或间接的安装于扩散器机匣21上，扩散器机匣21的外壁负责整个承力和传力系统，同时组成了加力燃烧室的外流路。
50.内锥体25设置在扩散器机匣21的内部，其位于加力燃烧室的最中心部位，内锥体通过多个导流支板23固定到扩散器机匣21上，构成内涵流道的内壁面。其中，内锥体进行雷达隐身修型设计，以提高雷达隐身性能。
51.导流支板23是该加力燃烧室的核心部件，其具有多个，在本技术实施例中为16个，其周向均布在内锥体25上，导流支板23的外侧通过拉杆29连接到扩散器机匣21上，从而实现己身及内锥体25的相对固定。
52.导流支板23的内部为中空设计，从而可以实现将加力喷油杆27安装或集成在导流支板23的内部，同时可以将外涵道的冷却气引入加力燃烧室内部，实现对导流支板23自身、与导流支板23集成的喷油杆27、导流支板23的尾部设置的火焰稳定器24以及内锥体25等进行冷却，降低加力燃烧室内部件的壁温，防止加力燃烧室内部件烧蚀并降低红外辐射。
53.如图5至图7所示，导流支板23在整体上为三维弯扭设计(类似于发动机叶片)，即导流支板23沿着发动机轴线方向呈弯扭状延伸，使得导流支板23的前端与导流支板的后端在周向上偏转预定角度而形成遮挡结构，从而可以实现对前方高温涡轮部件的全遮挡，同时对涡轮出口带有余旋的气流进行整流，使气流到达火焰稳定器24的尾缘时形成较为稳定的平整气流，利于组织燃烧。
54.需要说明的是，上述偏转角度适宜即可，所述适宜是指该角度可以使涡轮出口气流偏转合适，且最小的流阻损失，从图4中b向看，导流支板23的后端可以实现对前端涡轮部件全遮挡即可。该偏转角度不宜过大，过大会导致流阻增大。
55.在本技术一优选实施例中，导流支板23是由一整块板材弯曲形成了相对设置的左侧板231和右侧板232，左侧板231和右侧板232大致的呈镜像结构，左侧板231和右侧板232之间具有一定的间隔而形成中空结构，在左侧板231和右侧板232的底部设有底板233。
56.在上述方案的进一步实施例中，左侧板231和右侧板232的上部设有安装座234，安
装座234用于安装拉杆29。
57.本技术中的多个导流支板23将涡轮出口的内涵气流均匀的分为多个部分，从而形成了内涵扩压流路的侧壁。从后视看，多个导流支板23可以全部遮挡前方的涡轮部件，如图8所示。
58.在本技术中，导流支板23与火焰稳定器24可以为分体式结构，即导流支板23与火焰稳定器24可以通过连接件可拆卸的进行连接，例如图9所示即为独立式结构的火焰稳定器24，其边缘设置连接孔241，在导流支板23的相应位置也设置连接孔，两者通过螺栓连接即可。但在本技术的优选实施例中，导流支板23与火焰稳定器24可以设计成一体式结构，即通过将导流支板23的尾缘设计为钝体结构，作为火焰稳定器24，即可实现稳定气流、组织燃烧的功能。
59.需要说明的是，无论导流支板23与火焰稳定器24是分体式结构或是一体式结构，火焰稳定器24均进行雷达修型设计，其与发动机轴线呈特定角度，从而可以降低雷达反射，提高雷达隐身性能。
60.加力燃烧室的喷油装置主要由燃油总管26和喷油杆27构成，燃油总管26为环形结构，其设置于扩散器机匣21的外侧，喷油杆27有多组，其通常与导流支板23的数量一致，喷油杆27安装固定于扩散器机匣21上，并集成插入到导流支板23的内部，喷油杆27的外端联通燃油总管26。喷油杆27向导流支板23的两侧板喷油，燃油喷出后到达火焰稳定器24的后方回流区，参与燃烧。
61.在导流支板23上固定安装有合流环22，其用于分隔内涵气流和外涵气流。其中，合流环22与内锥体23形成燃气流道，合流环22与扩散器机匣21形成冷气流道。
62.参见图4所示，为了更快的实现内涵流路的扩压降速，导流支板23自前端向后端的高度逐渐增大，同时，合流环22设计为与之匹配的曲面造型，其从加力燃烧室进口，一直延伸至导流支板23的尾缘，从而使合流环22与导流支板23之间共同形成内涵流路的扩压降速，保证扩压流路合理，不产生气动分离。
63.如图10所示，由于本技术中的导流支板23为中空结构，因此可以通过在合流环22的周向上设置一些联通孔(未示出)，从而使导流支板23可以将合流环22与扩散器机匣21之间的外涵道内的一部分冷却气引入导流支板23内部，从而实现对导流支板23自身以及与导流支板23集成或固定的内锥体25、稳定器24、喷油杆27等进行冷却，提高冷却效率，降低加力燃烧室内部件的壁面温度。
64.需要说明的是，本技术中的内锥体25、导流支板23和火焰稳定器24上也可以设有多个通气孔234，从而降低自身壁面结构温度。
65.本技术方案中的外涵气流和内涵气流将不再有明确单一的混合截面，外涵气流是随着冷却流路逐步参与到内涵气流中，并参与组织燃烧。
66.最后，在本技术的加力燃烧室中，导流支板23的尾部还可以设置防振隔热屏28，其通过垫块安装到扩散器机匣21上，实现将扩散器机匣21与加力火焰隔开，从而起到冷却、隔热的作用，同时具有抑制振荡燃烧作用。
67.在本技术一实施例中，防振隔热屏28可以为大型薄壁零件，其上开有冷却和防振空孔，可以使合流环22和扩散器机匣21之间的冷气从上述孔内流通，从而提高冷却与隔热效果。
68.本技术的气冷遮挡一体化加力燃烧室没有明显的内外涵气流掺混截面，外涵气流的一部分进入防振隔热屏28与扩散器机匣21直接的冷却通道内，并从防振隔热屏28的冷却孔沿程渗出，形成对防振隔热屏的冷却，并逐步加入主流参与燃烧。外涵气流的另一部分进入中空的导流支板23内，并从导流支板23、火焰稳定器24、内锥体25上密布的冷却孔流出，形成气膜冷却，对加力燃烧室内部件进行冷却，并流入主流道参与燃烧。
69.本本技术的气冷遮挡一体化加力燃烧室在不需要对涡轮部件(涡轮叶片、涡轮后支板等)改动的条件下，通过加力燃烧室自身设计，实现对涡轮部件的后视全遮挡，同时加强加力燃烧室自身的冷却，并采取内部件雷达隐身修型设计，提高发动机的后向隐身能力。
70.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。