[发明专利]一种基于外凹腔的旋流加力燃烧室

说明书

本发明公开了一种基于外凹腔的旋流加力燃烧室，包括外筒体组件、中心体组件和油路组件；所述外筒体组件包含外机匣和防震隔热屏；所述中心体组件包括旋流装置、内机匣、截锥、分流板、外凹腔火焰稳定器。本发明通过外凹腔火焰稳定器、旋流装置、截锥间的配合，能够以较低的阻力损失来实现高速气流中火焰的稳定及快速传播，从而实现高效、低阻燃烧和对热端部件的有效热防护，并满足燃烧室出口温度的均匀、合理分布。

技术领域

本发明属于涡扇发动机燃烧室，特别涉及一种加力燃烧室。

背景技术

随着飞行速度和飞行空域的不断扩展，对发动机的性能要求日益提高，现代高性能涡扇加力燃烧室的工作条件与前期燃烧室相比有很大变化。

随着进口燃气温度大大提高，加力燃烧室中的点火变得容易，燃油喷杆和火焰稳定器等部件的结构可靠性问题则变得突出。同时高温下快速蒸发的燃油在高速气流中的穿透深度很小，已经不能依靠射流来促使燃油和空气的掺混，点火后在稳定器尾迹区内形成的点火源很难向四周传播，因此为了达到截面上燃油分布均匀，促进火焰的传播，需要利用支板等流线型钝体或凹腔结构，采用多点、多路供油，而在高速气流中这些必然会带来较大的阻力损失。另外，随着战斗机对隐身性能的不断重视，加力燃烧室作为发动机尾部的热端部件，设计中也需要满足红外隐身和雷达隐身要求。因此，从20世纪90年代开始，国外就提出了一种加力燃烧室与涡轮后框架一体化设计的方案，即将涡轮排气框架的整流支板和加力燃烧室的火焰稳定器一体化设计，并在其内部安置燃油管路，取消了设置在流路中的加力稳定器和喷油装置，大大降低了流体损失，同时还有效缩短了加力燃烧室长度，使结构更加紧凑，引外涵空气冷却整流支板、稳定器及燃油管路可以有效提高结构耐久性，提高发动机推重比。

一体化设计的稳定器解决了供油和火焰稳定技术及其两者的匹配技术，但其下游火焰区直接受燃油分布的影响，当地油气分布直接影响着加力燃烧室的静态和动态稳定特性，必须设计不对压力降敏感的先进喷油方法来实现合理的油气分布。对于先进加力燃烧室，必须兼顾供油、掺混和稳定三方面的影响因素，采用供油、掺混和稳定一体化设计来实现合理的油气分布，达到全工况下的火焰稳定，获得高效、低阻的燃烧特性，实现对热端部件的有效热防护，从而满足先进涡扇加力燃烧室的寿命要求。

发明内容

发明目的：本发明提出一种加力燃烧室，该燃烧室通过外凹腔火焰稳定器、旋流装置、截锥间的配合实现火焰的稳定及快速传播，解决现有燃烧室火焰传播难、燃烧效率低的问题，从而实现高效、低阻燃烧和对稳定和供油结构的有效热防护，并满足燃烧室出口温度的均匀、合理分布。

技术方案：本发明所述一种加力燃烧室，包括外筒体组件、中心体组件和油路组件；所述外筒体组件包含外机匣和防震隔热屏；所述中心体组件包括内机匣、旋流装置、分流板、截锥、外凹腔火焰稳定器；所述油路组件包含主流喷油杆和凹腔喷油孔，所述外凹腔火焰稳定器位于分流板后端，外凹腔火焰稳定器向外筒体方向形成凸起并向后延伸，与防震隔热屏留有间隔，形成二次流通道。

所述外凹腔火焰稳定器包括前壁面、中壁面与后壁面；所述前壁面与截锥尾端轴向对齐；所述腔面位于前壁面后端，与外机匣平行设置；所述中壁面与后壁面分别与腔面后端连接，向后延伸。

所述外凹腔火焰稳定器中壁面的后缘角30-90°；所述外凹腔火焰稳定器的后壁面的后缘角为10-15°。

所述外凹腔火焰稳定器的长度和凸起深度的比值为3-7。

所述截锥的锥面扩张角为8-12°。

所述截锥的上端与分流板的距离为燃烧室半径的60-65％，为截锥到外机匣后端的距离的25-50％。

所述旋流装置包含内环、外环及连接内环与外环的若干叶片。

所述叶片等距排列，叶片与旋流装置的纵切面的角度为15-45°。