一种气冷遮挡一体化加力燃烧室制造技术

本申请提供了一种气冷遮挡一体化加力燃烧室，包括：扩散器机匣；设置在扩散器机匣内部的内锥体；安装在内锥体上的多个空心的导流支板，其通过拉杆连接至扩散器机匣上，且导流支板的后端设有火焰稳定器，其中，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；伸入导流支板内的喷油杆，扩散器机匣外的喷油杆通过环形的燃油总管连通；安装在导流支板上的合流环，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，燃气流入燃气流道并与喷油杆流出的燃油混合燃烧，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。用于形成冷却流路。用于形成冷却流路。

【技术实现步骤摘要】
一种气冷遮挡一体化加力燃烧室


[0001]本申请属于航空发动机
，特别涉及一种气冷遮挡一体化加力燃烧室。

技术介绍

[0002]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。
[0003]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。
[0004]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。
[0005]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。

技术实现思路

[0006]本申请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
技术介绍
中的至少一个问题。
[0007]本申请的技术方案是：一种气冷遮挡一体化加力燃烧室，包括：
[0008]用于承力的扩散器机匣；
[0009]设置在扩散器机匣内部的内锥体；
[0010]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
[0011]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；
[0012]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。
[0013]进一步的，多个所述导流支板在周向上均布。
[0014]在本申请优选实施方式中，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。
[0015]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。
[0016]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。
[0017]在本申请一实施方式中，所述火焰稳定器与导流支板可拆卸连接。
[0018]在本申请另一实施方式中，所述火焰稳定器与导流支板为一体式结构。
[0019]在本申请一实施方式中，所述内锥体、导流支板和火焰稳定器上设有多个冷却孔。
[0020]在本申请一实施方式中，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
[0021]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。
[0022]本申请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
[0023]为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，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申请的一些实施例。
[0024]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。
[0025]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。
[0026]图3为基于图2的A向视图。
[0027]图4为本申请的气冷遮挡一体化加力燃烧室示意图。
[0028]图5为本申请中的导流支板正向视角立体示意图。
[0029]图6为本申请中的导流支板后向视角立体示意图。
[0030]图7为基于图4中B向视角的导流支板示意图。
[0031]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。
[0032]图9为本申请中的火焰稳定器结构示意图。
[0033]图10为本申请的气冷遮挡一体化加力燃烧室气路掺混示意图。
[0034]附图标记：
[0035]20
‑
加力燃烧室
[0036]21
‑
扩散器机匣
[0037]22
‑
合流环
[0038]23
‑
导流支板，231
‑
左侧板，232
‑
右侧板，233
‑
底板，234
‑
通气孔，235
‑
安装座
[0039]24
‑
稳定器，241
‑
连接孔
[0040]25
‑
内锥体
[0041]26
‑
燃油总管
[0042]27
‑
喷油杆
[0043]28
‑
隔热屏
[0044]29
‑
拉杆
具体实施方式
[0045]为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
[0046]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，本申请提出了一种气冷遮挡一体化的加力燃烧室。
[0047]本申请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。
[0048]具体的如图4所示，本申请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。
[0049]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的外壁本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种气冷遮挡一体化加力燃烧室，其特征在于，所述燃烧室包括：用于承力的扩散器机匣(21)；设置在扩散器机匣(21)内部的内锥体(25)；安装在内锥体(25)上的多个空心结构的导流支板(23)，所述导流支板(23)通过拉杆(29)连接至扩散器机匣(21)上，所述导流支板(23)的后端设有火焰稳定器(24)，其中，所述导流支板(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从而形成遮挡结构；以及自扩散器机匣(21)的外侧伸入导流支板(23)内的喷油杆(27)，所述扩散器机匣(21)外的喷油杆(27)通过环形的燃油总管(26)连通；其中，所述导流支板(23)上安装有合流环(22)，所述合流环(22)将扩散器机匣(21)与内锥体(25)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(2)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(22)上设置的联通孔流入导流支板(23)内部，用于形成冷却流路。2.如权利要求1所述的气冷遮挡一体化加力燃烧室，其特征在于，多个所述导流支板(23)在周向上均布。3.如权利要求1或2所述的气冷遮挡一体化加力燃烧室，其特征在于，所述导流支板(23)包括相对设置的左侧板(231)和右侧板(232)，所述左侧板(231)和右侧板...

【专利技术属性】
技术研发人员：程荣辉，马宏宇，曹茂国，刘宝，徐兴平，刘伟琛，姜雨，鲍占洋，陈砥，游庆江，王瑞祥，
申请(专利权)人：中国航发沈阳发动机研究所，
类型：发明
国别省市：