[发明专利]一种带有十字型凹槽结构的驻涡型涡轮级间燃烧室

说明书

技术领域

本发明涉及驻涡型涡轮级间燃烧室的技术领域，具体涉及一种带有十字型凹槽结构的驻涡型涡轮级间燃烧室，在燃烧室内的叶片上开设十字型凹槽结构，此设计方案在不增大压力损失的前提下，能够有效改善燃烧室出口温度分布。

背景技术

航空发动机是对航空飞行器性能和发展中起决定性作用的部件。提高发动机推重比、扩大发动机工作范围一直是航空发动机设计的目标追求，对军用发动机尤其重要。从低的燃料消耗以及增大材料耐受度的角度出发，需要极其短小、紧凑、高性能的推力系统，这些要求对发动机的设计是一个新的挑战。

传统的发动机建立在布雷顿循环基础之上，单纯地增加涡轮前温度和增加压气机增压比等方法已经很难满足现代航空发动机对推力系统的需要，因此需要寻求新的出路。由美国空军实验室提出在高压涡轮和低压涡轮之间放置一个超紧凑型燃烧室，能够通过再热循环提高布雷顿循环的热效率，涡轮级间燃烧室的概念由此产生。

涡轮级间燃烧室是先进燃烧室之一，其最主要的优势就是能提高推力，减少NOX的排放。相对于传统发动机，涡轮燃烧器发动机能够在只增加少量单位推力燃油消耗的前提下，显著提高比推力。涡轮燃烧发动机还能扩大飞行马赫数的操作范围，以及增加压气机的压比。涡轮燃烧室发动机在压气机压比，风扇涵道比以及飞行马赫数方面要优于传统发动机。涡轮级间燃烧室又叫第二燃烧室，因此它的作用不仅能使发动机的性能得到提高，而且它能提高发动机的安全性，当一个燃烧室熄火后另一燃烧还能继续工作，提高了发动机的可靠性。

目前在设计涡轮级间燃烧室中采用两种技术，一种是称为g-loading技术，另一种是TVC（驻涡燃烧）技术。由于运用g-loading技术要受到实际发动机尺寸的限制，因此从2009年开始运用驻涡燃烧技术设计涡轮级间燃烧室。在吸取驻涡燃烧室的设计经验上，目前在设计驻涡型涡轮级间燃烧室时主要对叶片的开槽形式进行结构改进。

发明内容

本发明要解决的技术问题为：针对驻涡型涡轮级间燃烧室目前面临的出口温度分布不均的问题，在燃烧室内的叶片上进行结构改型，将叶片上的开槽改为十字型凹槽结构，该结构能够在基本不影响其他性能参数的前提下，有效改善燃烧室出口温度分布，降低燃烧室后面涡轮叶片的热负荷。

本发明所采用的技术方案是：一种带有十字型凹槽结构的驻涡型涡轮级间燃烧室，所述燃烧室包括燃烧室内机匣、燃烧室外机匣、燃烧室外机匣上的周向槽和开槽后的叶片；开槽后的叶片与燃烧室内机匣与燃烧室外机匣相连。

燃烧室外机匣上的周向槽其宽度为15mm，深度为12mm，其两侧开设有空气喷射孔，空气喷射孔的直径为2mm，位于周向槽前壁面的空气喷射孔其圆心距离周向槽底端为2mm，位于周向槽后壁面的空气喷射孔其圆心距离周向槽底端为10mm，空气喷射孔之间的偏转角度为0.667度；燃烧室外机匣上的周向槽前壁面开设有燃油喷射孔，燃油喷射孔距离周向槽底端为6mm，距离叶片上的十字凹槽最前端为4mm。

所述叶片4的一端与燃烧室内机匣1相连，另一端与燃烧室外机匣2相连；叶片4上开有十字型凹槽8，该十字型凹槽8的竖槽12为开在叶片4上从上之下的通槽，其宽度为15mm，开槽深度c为2.5mm-3.5mm；该十字型凹槽8的横槽13上端到燃烧室外机匣2的距离a₁占叶片4高度b的4/13-6/13，该十字型凹槽8的横槽13开槽高度a₂占叶片高度b的1/13-3/13。

本发明与现有技术相比的优点在于：传统的驻涡型涡轮级间燃烧室通常采用矩形凹槽的结构设计，本发明采用独特的十字型凹槽结构，能够有效改善目前驻涡型涡轮级间燃烧室面临的出口温度分布不均问题，同时还不会影响燃烧室其他性能参数。

附图说明

图1为发动机整体结构示意图；

图2为本发明的驻涡型涡轮级间燃烧室整体示意图；

图3为本发明的驻涡型涡轮级间燃烧室局部放大图；

图4为本发明简化的燃烧室结构说明示意图；

图5为本发明的叶片结构示意图，图5（a）为叶片侧面示意图，图5（b）为叶片正视图示意图，图5（c）为叶片俯视示意图；

图6为传统矩形槽结构的驻涡型涡轮级间燃烧室与本发明的燃烧室结构简化图以及出口温度分布云图，图6（d）为传统矩形槽结构的驻涡型涡轮级间燃烧室结构简化图，图6（e）本发明简化的燃烧室结构示意图，图6（f）为传统矩形槽结构的驻涡型涡轮级间燃烧室出口温度分布云图，图6（g）为本发明简化的燃烧室出口温度分布云图。