[发明专利]一种气冷遮挡一体化加力燃烧室

说明书

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。

技术领域

本申请属于航空发动机技术领域，特别涉及一种气冷遮挡一体化加力燃烧室。

背景技术

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。

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。

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。

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。

发明内容

本申请的目的是提供了一种气冷遮挡一体化加力燃烧室，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。

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：

用于承力的扩散器机匣；

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

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；

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。

进一步的，多个所述导流支板在周向上均布。

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。

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。

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。

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。

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。

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。