[发明专利]一体化三涵道超级燃烧室结构

说明书

本发明公开了一体化三涵道超级燃烧室结构，其包括壳体、分流环组、中心锥、导气件、突扩型壁式稳定器及波瓣混合器，分流环组包括同心布置的外分流环和内分流环，壳体内设有冲压涵道、外涵道及内涵道；导气件有多个且分布在中心锥的外侧壁上，导气件的内部且对应支板的两侧设置有第一空腔和第二空腔，导气件对应第一空腔及第二空腔的外侧均设有过气缝隙，第一空腔及第二空腔内均固定连接有引气管，引气管的一侧壁上且对应冲压涵道段及外涵道段设有引气进口，引气管的另一侧壁上设有多个引气出口，支板内的供油管上设有多个贯穿支板外壁的喷油孔；突扩型壁式稳定器固定在内分流环上，波瓣混合器固定在外分流环上，本发明可适应不同模态的工作转换。

技术领域

本发明属于飞行器组合动力装置领域，具体涉及一体化三涵道超级燃烧室结构。

背景技术

高超声速飞行器被誉为继螺旋桨和喷气式飞机之后，世界航空史上的第三次“革命”，是21世纪航空航天领域的技术制高点。它的飞行包线十分宽广，飞行高度范围从水平地面(H＝0km)到临近空间(H＝40km)，飞行速度从静止(Ma＝0)到高超声速(Ma4.0)，动力装置作为飞行器的“心脏”，是能否实现高超声速飞行的关键，动力装置需要在宽飞行包线内长续航、重复使用中稳定可靠工作，具有大推重比和高比冲。目前以涡喷发动机和冲压式发动机组合而成的涡轮基组合循环发动机(Turbine Based Combined Cycle Engine，简称TBCC)，是现阶段最有潜力的高超声速飞行器动力装置。由于TBCC具有涡扇模态、转换模态、冲压模态三个不同工作状态，冲压燃烧室即可作压燃冲压燃烧室，也可作为加力燃烧室，故称为加力/冲压燃烧室，或称为“超级燃烧室”。

超级燃烧室概念最早出现在美国GE与NASA合作的RTA计划中，随着TBCC的不断发展与应用，两涵道(内涵和外涵)超级燃烧室技术已经有较为深入的研究，但随着变循环发动机(Variable Cycle Engine，简称VCE)概念的提出与不断深入研究，涵道比变化对于发动机的模态转换过程显得十分重要，双外涵模态(即三个涵道)也逐渐被认可。对于TBCC的三涵道超级燃烧室技术难题逐渐凸显出来，主要包括：(1)低阻设计技术，随着加力/冲压燃烧室的更新迭代，一体化结构布局应用越来越广泛，由于火焰稳定主要依靠各部件形成的回流区，如何平衡流动损失与稳定燃烧尤为重要；(2)高效短距掺混技术，在三涵道发动机不同模态中，内涵道为高温燃气，外涵与冲压涵道一般是含氧量高的低温空气，如何将两股或三股不同速度、温度的气流在短距离内充分掺混，以满足减小轴向长度(增加推重比)、高效燃烧的需求，也十分关键。

因此，针对以上TBCC三涵道超级燃烧室所面临的技术难题，如何提供一种一体化三涵道超级燃烧室结构是本领域技术人员亟需解决的问题。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一体化三涵道超级燃烧室结构，能够使得TBCC发动机在不同工作模态下，实现低阻高效掺混与稳定燃烧，缩短加力/冲压燃烧室轴向长度而增加推重比。

为了达到上述目的，本发明采用如下技术方案：一体化三涵道超级燃烧室结构，其包括：

壳体，所述壳体为筒状结构，其的一端为进气端，另一端为出气端；

分流环组，所述分流环组包括同心布置的外分流环和内分流环，所述外分流环与内分流环均位于所述壳体进气端的内侧，所述外分流环与壳体之间的区域形成冲压涵道，所述内分流环与外分流环之间的区域形成外涵道；

中心锥，所述中心锥同轴位于所述内分流环的内侧，所述中心锥与内分流环之间的区域形成内涵道；