[发明专利]一种小型涡喷发动机增压加力燃烧室的涡轮加力匹配系统

说明书

本发明公开了一种小型涡喷发动机增压加力燃烧室的涡轮加力匹配系统，包括掺混流道和增压环腔，所述掺混流道与所述增压环腔连通，所述掺混流道与所述增压环腔之间设有防回传单元；所述防回传单元用于控制流体经所述掺混流道定向流入所述增压环腔内。以此，所述小型涡喷发动机增压加力燃烧室涡轮前后落压比得以保证且燃油不再提前发生自燃，所述涡轮工作状态的稳定性得以保证。

技术领域

本发明涉及带加力燃烧室的小型涡喷发动机领域，具体是一种小型涡喷发动机增压加力燃烧室的涡轮加力匹配系统。

背景技术

加力燃烧室是航空发动机的重要部件，采用加力燃烧室能大幅增大发动机的单位迎面推力和推重比，全面改善飞机的机动性并扩大飞行包线。常规加力燃烧室尺寸长、重量大，进而限制了加力式涡轮发动机推重比性能的进一步提升。而用于小型涡喷发动机的加力燃烧室，其燃烧室筒体长度和直径都相应缩小，使得燃油在燃烧室驻留时间大大缩短，大量燃油在尾喷管外燃烧，燃烧室性能下降。

由于增压燃烧燃烧室具备燃烧增压、燃烧速率快、燃烧效率高等优势，一次起爆，就可连续增压燃烧；在亚声速至超声速入流速度下，增压燃烧燃烧室都可实现稳定工作。因此通过增压燃烧技术构造增压加力燃烧室，可使所述燃烧室的结构长度大幅缩短，加力燃烧室的结构尺寸和重量大大降低，发动机推重比得以大幅提高。但由于增压燃烧会在增压环腔头部产生数千赫兹以上的高频压力脉动，且压力脉动幅值很大，容易造成压力回传至涡轮，导致涡轮落压比减小且偏离其设计点，进而造成涡轮输出功率的下降，严重干扰涡轮的正常工作；此外，爆震波后产生的高温高压燃气回流至增压环腔进气流道，还会造成喷入燃油提前发生自燃；由于压力回传和喷入燃油的提前自燃产生的火焰回传，所述涡轮叶片温度分布设计受到影响，涡轮叶片局部温度升高，涡轮性能和寿命均降低；增压燃烧技术构造的增压加力燃烧室中涡轮易受影响的问题亟待解决。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术中增压加力燃烧室的涡轮易受爆震波影响的不足，提供了一种小型涡喷发动机增压加力燃烧室的涡轮加力匹配系统，其包括掺混流道、增压环腔和防回传单元，所述防回传单元安装在所述掺混流道和所述增压环腔之间；所述防回传单元可对爆震波产生的高温高压燃气的回传进行抑制，降低了所述高温高压燃气对涡轮的影响，解决了增压燃烧技术构造的增压加力燃烧室中涡轮易受爆震波影响的问题。

本发明的目的主要通过以下技术方案实现：

一种小型涡喷发动机增压加力燃烧室的涡轮加力匹配系统，包括掺混流道和增压环腔，所述掺混流道与所述增压环腔连通，所述掺混流道与所述增压环腔的连接处设有防回传单元，所述防回传单元用于控制流体经所述掺混流道定向流入所述增压环腔内。

目前，为了实现短时间内发动机推力的大幅增加，航空发动机中常采用加力燃烧室在加力发动机上向燃气或风扇后气流喷油、点火以及燃烧以此提高飞机的机动性。但由于常规加力燃烧室的燃烧条件包括：进入加力燃烧室的气体首先在扩压器中减速并与喷嘴喷入的燃油掺混形成油气混合气流，为了使燃油浓度在整个加力燃烧室中有良好的分布，一般采用几十个或几百个离心式或直流式喷嘴喷油；所述喷嘴安装在供油圈上，所述油气混合气流流过火焰稳定器后，形成回流区，使局部气流流速降低以利于燃烧，同时另一部分燃油直接喷到火焰稳定器附近，以便在火焰稳定器后产生富油区，提高燃烧的稳定性。以此，加力燃烧室内气流的压力低且流速高，点燃的混合气流要在较长的筒体内才能完成燃烧过程；而对于小型涡喷发动机而言，在采用加力燃烧室时，所述加力燃烧室筒体直径和长度均应相应缩小，加力燃烧室性能大大降低，为了弥补以上不足，可采用增压燃烧这类具备燃烧增压且燃烧效率高等优势的技术来构造增压加力燃烧室；以此，所述加力燃烧室结构长度得以缩短，同时发动机推重比也得以大幅提高。但增压燃烧产生的爆震波会导致压力回传至涡轮，造成涡轮落压比减小，偏离设计点；此外，爆震波产生的高温高压燃气还会由于回传至增压环腔进气流道造成喷入燃油提前自燃进而造成对增压加力燃烧室燃烧效率的影响，此外，喷入燃油提前自燃还会使得所述涡轮叶片局部温度升高；以此，所述涡轮性能和寿命均受所述高温高压燃起回传的影响。