【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航空燃气涡轮发动机，具体涉及一种内外涵道分燃的加力燃烧室及自适应变循环发动机。
技术介绍
1、变循环发动机概念于上世纪七十年代出现，成为下一代高性能航空发动机的优良选择。下一代高性能发动机要求在更宽广的工作范围大范围的涵道比变化下，能实现低流阻、高效点火、火焰稳定及快速掺混。而变循环发动机可以通过改变循环参数，如增压比、涡轮前温度、空气流量和涵道比，可以使发动机在各种飞行和工作状态下均具备良好的性能，受到世界各国的大量关注。
2、早在上世纪50年代，美国sr-71战略侦察机上搭载的j58涡轮冲压组合式变循环发动机首次提出变循环的概念，该发动机在低马赫数将放气活门关闭，以涡喷的模式进行工作，在高马赫数，将放气活门打开，直接向加力燃烧室进气采用冲压模式进行燃烧，这种变换燃烧模态的方式是变循环发动机的雏形，在随后的研究中，ge公司对于变循环发动机进行了大量的研究，并注册了大量的专利，如us20120131902a1、欧洲各国也紧随其后对类似的发动机进行研究，也注册了相关的专利，如ep3101260a1、ep2821627b1等。目前世界上仅有ej-200这款成熟的变循环发动机量产、2021年5月13日ge公司宣布首台xa-100自适应变循环发动机试车成功，变循环的发动机由于其优越的性能受到多方的研究。
3、在国内，陈敏于2018年在chinese journal ofaeronautics(中国航空学报)上发表了《matchingmechanism analysis on an adaptive
4、可见，在变循环发动机中随着航空发动机涵道比的增加，传统的加力燃烧室无法满足大涵道比情况下的掺混以及燃烧组织，变循环发动机在三外涵道模式情况下，加力燃烧室外涵道的流量几乎与主燃烧室后的内涵道有着相同的流量，但在双外涵道情况下，外涵道的流量仅有内涵道流量的0.2-0.3，这样的变化使得在变循环的情况下，如何合理利用气流进行燃烧组织变得尤为关键，并且随着航空发动机的发展，需要对加力燃烧室的结构进行一体化的设计，起到减轻加力燃烧室重量的作用。
技术实现思路
1、为解决上述技术问题，本专利技术旨在提供一种内外涵道分燃的加力燃烧室及自适应变循环发动机，能够匹配自适应变循环发动机的不同工作模式，保证稳焰联焰效果，并减轻结构重量。
2、在本专利技术的第一方面，提供了一种内外涵道分燃的加力燃烧室，其包括：
3、内外涵道分流环，其与外壁机匣之间构成加力燃烧室的外涵道，而与中心锥之间构成加力燃烧室的内涵道，所述内外涵道分流环上设有连通于外涵道和内涵道之间的气流通道，所述气流通道在变循环发动机处于双外涵工作模式时关闭，而在三外涵工作模式时开启，从而将部分外涵冷却气流引入内涵道；
4、导流机构，沿流向设置于所述内外涵道分流环的后侧；
5、内涵道一体化径向火焰稳定器，设置于所述导流机构的后部，并呈沿径向延伸的空腔结构，所述空腔结构的内部设有燃油喷杆，所述空腔结构在内涵道的周向侧部上设有表面开孔，以使从燃油喷杆喷出的燃油经所述表面开孔进入内涵道并在后方的内涵回流区组织燃烧，并且所述空腔结构在位于外涵道一侧的前方设有引气通道，而在位于内涵道一侧的内侧面设有底部开孔，以使从引气通道引入的外涵冷却气流对所述燃油喷杆进行冷却后从所述底部开孔排出；以及
6、外涵道径向火焰稳定器，设置于所述导流机构的后部，包括位于内涵道的周向延伸部和位于外涵道的径向延伸部，所述周向延伸部的前侧设有可引入内涵高温气流的导流通道，所述径向延伸部内设有喷油杆，且尾部设有开口结构，以使从所述喷油杆喷出的燃油经所述开口结构在外涵道回流区组织燃烧。
7、优选地，所述内外涵道分流环在所述气流通道处呈分瓣结构，所述分瓣结构可向外涵道一侧打开以开启所述气流通道并截流部分外涵冷却气流至内涵道。
8、优选地，所述内涵道一体化径向火焰稳定器的展向宽度为30～40mm，从燃油喷杆喷出的燃油经所述表面开孔沿周向向所述内涵道一体化径向火焰稳定器的周向两侧喷出，并在垂直的内涵高温气流的影响下雾化破碎，从而在所述内涵道一体化径向火焰稳定器后方的内涵回流区进行燃烧。
9、优选地，所述外涵道径向火焰稳定器的径向延伸部的前侧连接有外涵道喷油环，所述外涵道喷油环包括环形油路管道和从所述环形油路管道向后延伸的分油路管道，所述分油路管道伸入所述径向延伸部的内部并与所述喷油杆连通。
10、优选地，所述外涵道径向火焰稳定器的径向延伸部的周向两侧壁设有对应于所述喷油杆的表面喷孔，燃油从所述表面喷孔沿周向向所述外涵道径向火焰稳定器的周向两侧喷出，并在垂直的外涵低温气流的影响下雾化破碎，从而在所述外涵道径向火焰稳定器后方的外涵道回流区进行燃烧。
11、优选地，所述内涵道一体化径向火焰稳定器与所述外涵道径向火焰稳定器沿周向间隔设置，且所述内涵道一体化径向火焰稳定器与所述外涵道径向火焰稳定器的尾缘相互贴合。
12、优选地，所述外涵道径向火焰稳定器的所述径向延伸部位于所述周向延伸部的对称轴处并向外涵道延伸。
13、优选地，所述外涵道径向火焰稳定器的周向延伸部的后端封闭，且所述径向延伸部的前端封闭，以使从所述导流通道进入所述外涵道径向火焰稳定器内部的内涵高温气流受迫性地从所述径向延伸部尾部的所述开口结构流出。
14、优选地，所述内外涵道分燃的加力燃烧室还包括：
15、防振隔热屏，设置于所述内涵道一体化径向火焰稳定器和所述外涵道径向火焰稳定器的径向外侧，外壁机匣的内侧，且所述防振隔热屏呈环形波纹管结构，所述环形波纹管的波沿流向分布。
16、在本专利技术的第二方面，提供了一种自适应变循环发动机，其包括如前文任一实施例所述的内外涵道分燃的加力燃烧室。
17、本专利技术具有的优点包括：
18、本专利技术在变循环的情况下，通过前部的旋转导流机构控制进入内外涵道的流量本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种内外涵道分燃的加力燃烧室，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的内外涵道分燃的加力燃烧室，其特征在于，所述内外涵道分流环(2)在所述气流通道处呈分瓣结构，所述分瓣结构可向外涵道一侧打开以开启所述气流通道并截流部分外涵冷却气流至内涵道。
3.根据权利要求1所述的内外涵道分燃的加力燃烧室，其特征在于，所述内涵道一体化径向火焰稳定器(5)的展向宽度为20～40mm，从燃油喷杆(54)喷出的燃油经所述表面开孔(55)沿周向向所述内涵道一体化径向火焰稳定器(5)的周向两侧喷出，并在垂直的内涵高温气流的影响下雾化破碎，从而在所述内涵道一体化径向火焰稳定器(5)后方的内涵回流区(52)进行燃烧。
4.根据权利要求1所述的内外涵道分燃的加力燃烧室，其特征在于，所述外涵道径向火焰稳定器(6)的径向延伸部的前侧连接有外涵道喷油环(8)，所述外涵道喷油环(8)包括环形油路管道和从所述环形油路管道向后延伸的分油路管道，所述分油路管道伸入所述径向延伸部的内部并与所述喷油杆(62)连通。
5.根据权利要求1所述的内外涵道分燃的加力燃烧室，其特征在
6.根据权利要求1所述的内外涵道分燃的加力燃烧室，其特征在于，所述内涵道一体化径向火焰稳定器(5)与所述外涵道径向火焰稳定器(6)沿周向间隔设置，且所述内涵道一体化径向火焰稳定器(5)与所述外涵道径向火焰稳定器(6)的尾缘相互贴合。
7.根据权利要求1所述的内外涵道分燃的加力燃烧室，其特征在于，所述外涵道径向火焰稳定器(6)的所述径向延伸部位于所述周向延伸部的对称轴处并向外涵道延伸。
8.根据权利要求7所述的内外涵道分燃的加力燃烧室，其特征在于，所述外涵道径向火焰稳定器(6)的周向延伸部的后端封闭，且所述径向延伸部的前端封闭，以使从所述导流通道(61)进入所述外涵道径向火焰稳定器(6)内部的内涵高温气流受迫性地从所述径向延伸部尾部的所述开口结构流出。
9.根据权利要求1所述的内外涵道分燃的加力燃烧室，其特征在于，还包括：
10.一种自适应变循环发动机，其特征在于，包括如权利要求1-9任一项所述的内外涵道分燃的加力燃烧室。
...【技术特征摘要】
1.一种内外涵道分燃的加力燃烧室，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的内外涵道分燃的加力燃烧室，其特征在于，所述内外涵道分流环(2)在所述气流通道处呈分瓣结构，所述分瓣结构可向外涵道一侧打开以开启所述气流通道并截流部分外涵冷却气流至内涵道。
3.根据权利要求1所述的内外涵道分燃的加力燃烧室，其特征在于，所述内涵道一体化径向火焰稳定器(5)的展向宽度为20～40mm，从燃油喷杆(54)喷出的燃油经所述表面开孔(55)沿周向向所述内涵道一体化径向火焰稳定器(5)的周向两侧喷出，并在垂直的内涵高温气流的影响下雾化破碎，从而在所述内涵道一体化径向火焰稳定器(5)后方的内涵回流区(52)进行燃烧。
4.根据权利要求1所述的内外涵道分燃的加力燃烧室，其特征在于，所述外涵道径向火焰稳定器(6)的径向延伸部的前侧连接有外涵道喷油环(8)，所述外涵道喷油环(8)包括环形油路管道和从所述环形油路管道向后延伸的分油路管道，所述分油路管道伸入所述径向延伸部的内部并与所述喷油杆(62)连通。
5.根据权利要求1所述的内外涵道分燃的加力燃烧室，其特征在于，所述外涵道径向火焰稳定器(6)的径向延伸部的周向两侧壁设有对应于所述喷油杆(62)的表面喷孔(6...
【专利技术属性】
技术研发人员：刘玉英，张权，刘广海，徐佳乐，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。