[发明专利]一种弹用涡喷发动机快速起动结构

说明书

本发明公开了一种弹用涡喷发动机快速起动结构，发动机起动满足点火条件后，引爆综合起动装置，迅速产生高温燃气，进入涡轮导向器内部高压集气腔，部分燃气通过叶片前缘射流孔，直接喷射向燃烧室，点燃雾化燃油，同时，另一部分燃气通过叶片后缘射流孔，推动涡轮叶片加速旋转，形成稳定气流，发动机在短时间内，可以迅速建立自持循环平衡，综合起动装置燃尽退出工作，发动机通过迅速加油，快速起动至工作转速。发动机起动至95％转速过程，起动时间不超过10s，起动可以适应高空条件，同时还可有效降低维护成本，提高安装可操作性，同时节省飞机安装空间，降低发动机本体成本。

技术领域

本发明涉及弹用涡喷发动机高空快速起动技术领域，是一种针对微型涡喷发动机快速起动的结构，能够保证发动机在低温低压等蒸发管型燃烧室难于点火的环境条件下，高可靠性快速起动。

背景技术

传统弹用涡喷发动机采用一般采用烟火起动(烟火起动器加烟火点火器多个附件的综合起动方式)或风车起动(利用风车转速加烟火点火器的起动方式)，风车点火方式具有结构简单，发动机附件少，本体重量轻等特点，但点火包线范围窄，对飞机的发射速度及高度提出较高要求，烟火起动方式是点火包线宽，要求发动机本体多个附件协调配合，附件数量多，对控制精度提出较高要求，同时由于多个烟火起动附件的存在，降低了系统可靠性，结构复杂，安装和维护成本高。

发明内容

针对现有技术的上述缺陷和不足，本发明提供了一种弹用涡喷发动机快速起动结构，是一种综合烟火点火装置，通过对发动机局部结构调整，可以将烟火点火装置与烟火起动装置合二为一，通过减少附件，增加起动可靠性，适用于较宽点火包线范围内的高空快速起动，有效降低维护成本，提高安装可操作性，同时节省飞机安装空间，降低发动机本体成本。

本发明为解决其技术问题所采用的技术方案为：

一种弹用涡喷发动机快速起动结构，包括涡轮导向器、燃烧室和动力涡轮，所述涡轮导向器的上游设置燃烧室，下游设置动力涡轮，其特征在于，所述涡轮导向器包括多个导向器叶片以及环绕设置在所述导向器叶片外围的周向整体环腔，所述多个导向器叶片中有若干叶片的厚度大于其余导向器叶片的厚度，厚度相对较大的该若干导向器叶片形成为若干射流叶片，且所述若干射流叶片沿涡轮导向器的周向均匀分布；

各所述射流叶片的内部形成有从叶尖延伸至叶根的高压集气腔，所述高压集气腔的底部封闭，顶部与所述周向整体环腔连通；

各所述射流叶片在其前缘位置处，优选在叶片前缘的叶高中部附近，设置至少一个与叶片内部的高压集气腔连通的前缘射流孔，所述前缘射流孔包括收缩段和扩张段，所述收缩段和扩张段之间为喉口，所述前缘射流孔的射流方向与涡轮导向器的轴向一致；

各所述射流叶片的吸力面上靠近叶片尾缘的一侧，在叶高中部位置附近设有与叶片内部的高压集气腔连通的尾缘射流孔，所述尾缘射流孔也包括收缩段和扩张段，所述尾缘射流孔的射流方向与下游动力涡轮叶片的弦向形成一定夹角。

优选地，所述高压集气腔设置在叶片最大弦向厚度位置附近。

优选地，所述高压集气腔的腔体壁厚不小于2mm。

优选地，所述前缘射流孔中，所述收缩段的进口至喉口的收缩比为1.5～3，喉口至扩张段的出口的扩张比1～3。

优选地，所述尾缘射流孔中，其收缩段进口至喉口的收缩比为1.5～2.5，喉口至扩张段的出口扩张比为1～3。

优选地，所述尾缘射流孔的射流方向与下游动力涡轮叶片的弦向形成一定夹角α，夹角α的范围优选为37°～90°。

同现有技术相比，本发明的弹用涡喷发动机快速起动结构，通过对发动机局部结构调整，将烟火点火装置与烟火起动装置合二为一，通过减少附件，增加起动可靠性，有效降低维护成本，提高安装可操作性，适用于较宽点火包线范围内的高空快速起动，同时节省飞机安装空间，降低发动机本体成本。