[发明专利]一种网格结构整流支板火焰稳定器的一体化加力燃烧室

说明书

本发明提供了一种网格结构整流支板火焰稳定器的一体化加力燃烧室，径向的整流支板火焰稳定器沿周向均匀分布在加力内锥上，周向的整流支板火焰稳定器则与径向的整流支板火焰稳定器垂直相交并绕加力内锥一周，径向及周向的整流支板火焰稳定器横截面形状相同，网状的整流支板火焰稳定器结构设计，能在其下游有效形成均匀、稳定、具有一定燃气回流量和尺寸合适的回流区。燃油通过燃油通道进入整流支板火焰稳定器内部，经过高温来气的加热后，由位于整流支板火焰稳定器后部V型两侧处的主燃油喷嘴和值班燃油喷嘴喷出，能有效的增强燃油的雾化程度及其和空气的掺混，提高燃烧稳定性和燃烧效率。

技术领域

本发明属于燃气涡轮发动机领域，具体涉及一种网格结构整流支板火焰稳定器的一体化加力燃烧室。

背景技术

军用战斗机的动力装置常通过加力燃烧室增加推力。目前世界各国空军现役主力战机动力装置均采用加力式涡轮风扇发动机。加力燃烧室位于燃气涡轮和喷管之间，是航空发动机的重要部件通过向从涡轮流出的高温高速气体喷射额外的燃油，它可以在短时间内极大地提高燃气温度并增加发动机推力。一般而言，进入加力燃烧室的气流首先经过扩压器，目的是降低流动速度。但是即使经过扩压，气体流速对于燃烧而言依然太高，为了解决流速过高的问题，钝体火焰稳定器，尤其是V形火焰稳定器被广泛地应用于传统的加力燃烧室。V形火焰稳定器大致可以分为两类：径向火焰稳定器和周向火焰稳定器。

传统的加力燃烧室喷油装置和火焰稳定器直接被安置在加力燃烧室主气体流路中，不可避免地对堵塞主气流产生堵塞，造成明显的总压损失，尤其是不开加力时的“冷态”下流阻损失较大，导致其耗油率较高，不能长期使用。将加力燃烧室火焰稳定器与涡轮后整流支板和带气膜冷却的加力内锥进行一体化设计，可取消传统加力燃烧室火焰稳定器，大大减小非加力“冷态”下的流阻损失，缩短加力燃烧室长度，减少附加质量，提高发动机的推重比。另外，引外涵空气冷却整流支板和加力内锥，可降低其壁温，从而降低加力燃烧室的红外辐射强度。

对于加力燃烧室，燃油燃烧效率和燃烧稳定性的提高至关重要，其中燃油油路设计以及喷射方式不同，能够很大程度的影响加力燃烧室内燃油的雾化蒸发效果，从而进一步影响燃烧室内的燃烧效率和燃烧稳定性。为了提高加力燃烧室的燃烧稳定性和燃烧效率，对整流支板火焰稳定器的结构和供油油路的布局设计具有很好的应用前景，有利于提高燃烧室的性能。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提出一种网格结构整流支板火焰稳定器的一体化加力燃烧室。与现有技术相比，本发明采用网状整流支板火焰稳定器结构设计，能有效形成均匀、稳定、具有一定燃气回流量和尺寸合适的回流区。燃油通过燃油通道进入整流支板火焰稳定器内部，经过高温来气的加热后，由位于整流支板火焰稳定器后部V型两侧处的主燃油喷嘴和值班燃油喷嘴喷出，能有效的增加燃油和空气的混合强度，提高燃烧稳定性和燃烧效率。结构设计较为简单，具有很好的应用前景。

技术方案

本发明技术方案如下：