[发明专利]一种进行支板整流的航空发动机

说明书

本申请属于航空发动机整流设计领域，为一种进行支板整流的航空发动机，包括整流系统、点火燃烧系统和防振系统；整流系统包括大整流支板、小整流支板、内锥体和合流环，所述大整流支板包括第一弯扭段和第一平直段，所述小整流支板包括第二弯扭段和第二平直段；涵气流先经过相邻的大整流支板的第一弯扭段之间进行一次整流，而后经过大整流支板和小整流支板之间进行二次整流并组织燃烧；通过一次整流后，内涵气流与航空发动机轴线方向之间的倾斜角度变小，能够以更短的距离完成所需的整流；在进口气流角较大的情况下，完成对内涵气流的整流，整流所需要整体长度减少，重量减少，加力燃烧室的长度减少，加力燃烧室重量大幅减少。

技术领域

本申请属于航空发动机整流设计领域，特别涉及一种进行支板整流的航空发动机。

背景技术

某型飞机通过航空发动机开动加力来实现加速和提高机动性能。加力燃烧室作为航空发动机的低压部件，其进口流场对加力点火和组织燃烧有着较大影响。随着航空发动机的发展，涡轮功率提取增加，加力燃烧室进口气流角大幅增加，最大可达30°。较大的进口气流角会使加力燃烧室燃油分布偏离设计状态，无法与稳定器匹配，导致加力性能下降或加力点火失败；此外，较大的进口气流角会使气流在加力燃烧室中发生分流，流动损失增加，导致加力燃烧室易产生振荡燃烧，危及结构硬件安全。

现有技术方案中，通常采用涡轮后支板对加力燃烧室进口来流进行整流，以保证加力燃烧室的可靠工作。

现有技术方案中，采用涡轮后支板对加力燃烧室进口流场进行整流。但当进口气流角较大时，整流效果并不理想，加力燃烧室内仍存在较大余旋，影响其点火、组织燃烧等稳定工作特性，同时依然有振荡燃烧的风险。若要达到理想的整流效果，需增加后支板的长度，导致加力燃烧室长度加长，重量大幅增加。

因此，如何在保证整流性能的同时，减少整流支板长度和加力燃烧室长度是一个需要解决的问题。

发明内容

本申请的目的是提供了一种进行支板整流的航空发动机，以解决大角度进口气流角下进行整流时，出现整流效果不理想或者能够有效整流但是燃烧室长度较长的问题。

本申请的技术方案是：一种进行支板整流的航空发动机，包括整流系统和点火燃烧系统，所述整流系统包括大整流支板、小整流支板、内锥体和合流环，所述大整流支板和小整流支板沿着内锥体的周向方向均匀间隔设置，所述大整流支板和小整流支板的尾缘处于航空发动机轴线的同一径向位置，所述小整流支板的前缘位于大整流支板的弯扭最大处，所述大整流支板包括第一弯扭段和第一平直段，所述小整流支板包括第二弯扭段和第二平直段，所述第一弯扭段的弯扭度小于第二弯扭段的弯扭度，所述第一平直段和第二平直段沿着航空发动机的轴线方向设置，所述第一平直段的尾缘设有第一锥形板，所述第二平直段的尾缘设有第二锥形板。

优选地，任意相邻两个大整流支板之间均设有1个小整流支板，相邻两个大整流支板和1个小整流支板之间形成整流单元，所述整流单元包括第一大整流板、第二大整流板和小整流支板，所述小整流支板的尾缘位于第一大整流板和第二大整流板的中部，所述小整流支板的前缘位于靠近第二大整流板的一侧，所述第一大整流板和第二大整流板的前缘之间形成第三整流通道，所述第一大整流板与小整流支板之间形成第一整流通道，所述第二大整流板与小整流支板之间形成第二整流通道，所述第一整流通道沿内涵气流流动方向其宽度逐渐缩小，所述第二整流通道沿内涵气流流动方向其宽度逐渐增大。

优选地，所述第一平直段和第二平直段与内锥体相互分离，所述第一平直段和第二平直段的长度从航空发动机的外侧至内侧逐渐增大。

优选地，所述大整流支板的前缘沿航空发动机轴线方向的延伸线穿过小整流支板的中部。

优选地，所述内锥体对应小整流支板前缘的位置处设有内凹槽。

优选地，所述点火燃烧系统包括喷油杆和壁挂式稳定器，所述喷油杆插入至大整流支板与小整流支板的中间位置，所述壁挂式稳定器与大整流支板的尾缘同轴相连。