[发明专利]加力燃烧室双层整流支板

说明书

本发明提供了一种加力燃烧室双层整流支板的进气结构，能够对气流进行两次减速，在加力燃烧室中能够有效提高低速气流的区域，从而能够保证火焰在加力燃烧室中稳定的进行。本发明分别在加力燃烧室入口以及加力尾椎尾部设置两层整流支板，并在加力尾椎尾部设置内套筒将气流分为内外两部分，外涵用于补燃以及冷却，内涵空气用于主燃，从而实现气流充分利用。同时，内套筒的渐扩入口可以进一步减速气流，从而保证内涵主燃区的稳定充分燃烧。

技术领域

本发明属于加力燃烧室领域，具体涉及一种加力燃烧室中前后两层一体化整流支板，降低气流速度，增加燃烧室火焰稳定范围的结构。

背景技术

采用加力燃烧室是提高航空发动机推重比的重要技术手段。然而，加力燃烧室工作环境差，从涡轮出口排除的燃气温度高、压力低、速度高，不利于燃气在加力燃烧室中点火燃烧。加力燃烧室中点火和组织燃烧但是传统的加力燃烧室喷油装置和火焰稳定器直接被安置在加力燃烧室主气体流路中，不可避免地对堵塞主气流产生堵塞，造成明显的总压损失，尤其是不开加力时的“冷态”下流阻损失较大，导致其耗油率较高，不能长期使用。

第4代战斗机对飞机发动机的性能提出了更高要求，使得加力燃烧室的工作环境发生了巨大变化.主要特点是内涵进口气流温度极高(达1200K以上)，加力温度极高(平均加力温度高达2100～2150K，核心流加力温度可达2300K)，要求更低的流体损失，更高的燃烧效率和更轻的重量。因此一代新型加力稳定器相继出现。将加力燃烧室火焰稳定器与涡轮后整流支板和带气膜冷却的加力内锥进行一体化设计，可取消传统加力燃烧室火焰稳定器，大大减小非加力“冷态”下的流阻损失，缩短加力燃烧室长度，减少附加质量，提高发动机的推重比。

当气流流经一体化整流支板时，在整流支板尾部的凹腔中产生低压区，形成局部回流区，从而稳定火焰燃烧。由于整流支板的大小有限，因此整流支板尾部的凹腔提供的回流区大小有限。本次设计的将设计的加力燃烧室双层整流支板结构，可在加力燃烧室头部与中部进行两次气流的稳定，能够增加加力燃烧室回流区体积，从而有效提高气流稳定效果，提高加力燃烧室火焰筒稳定范围，保证加力燃烧室燃烧效率。

发明内容

本发明要解决的技术问题是加力燃烧室中一种双层整流支板结构。与现有技术相比，该发明主要将加力燃烧室头部分为前后两部分，分别设置整流支板，从而能够增加气流回流范围，提高火焰稳定燃烧空间。加力燃烧室后部设置内外涵道，在内涵中设置整流支板，内涵道入口采用扩张结构以降低气流速度，配合整流支板能够有效降低气流速度。

技术方案

本发明的目的在于提供一种加力燃烧室双层整流支板的头部结构。

本发明的目的是这样实现的：

加力燃烧室入口位置采用双层整流支板，其中第一层整流支板位于加力燃烧室进口位置，支板数量为12个，第一层整流支板与气流方向以及加力燃烧室壁面垂直。在加力燃烧室尾椎尾部，增加内部套筒，将加力燃烧室分为内外涵道。第一层整流支板高度为加力燃烧室入口总高度的1/3～1/2，第二层整流支板高度根据加力燃烧室内套筒决定。另外，内套筒壁面高度为加力燃烧室高度的2/3～4/3(即保证内涵进入的空气较多)，内套筒入口段设置一定角度，角度范围为15～25°，角度应小于加力尾椎壁面角，从而保证加力燃烧室内涵入口为扩张形状。内涵道在入口段之后设置第二层整流支板，整流支板数量为12或6个，第二层整流支板垂直与加力内锥壁面垂直。

整流支板叶型均采用流线形设计，整体形状类似子弹弹头。其中一二层整流支板形状基本相同，尺寸如下：第一层整流支板厚度为40～44mm，其中叶型为对称曲线，其中一侧曲线为半径为2000mm的圆弧的劣弧部分。整流支板头部曲线为半径为1.5～2mm的圆弧的劣弧部分，整流支板尾部为半径为30～32mm圆弧的劣弧部分。第二层整流支板厚度为30～32mm，叶型为对称曲线，一侧曲线为半径为1000mm的圆弧的劣弧部分，整流支板尾部为半径为22～23mm圆弧的劣弧部分。整流支板头部曲线为半径为1.5～2mm的圆弧的劣弧部分。