[实用新型]一种加力燃烧室气冷传焰槽

说明书

本申请属于航空发动机结构设计技术领域，涉及一种加力燃烧室气冷传焰槽，所述传焰槽包括沿加力燃烧室轴向延伸的前端及后端，前端为尖端，且具有沿加力燃烧室径向延伸的腔体，自所述前端向后端呈扩口形式形成两个翅片，每个翅片具有与前端腔体连通的侧通道，每个侧通道在后端尾缘处具有连通加力燃烧室的内涵道后段的出气孔；还包括导管，其进气端设置在发动机燃烧室外涵道，导管沿发动机燃烧室径向向内涵道延伸，并穿过所述传焰槽的前端腔体，导管在进入所述传焰槽的前端腔体的部分具有进气孔，外涵道的气体由导管的进气孔进入传焰槽内，并自传焰槽后端的出气孔排出。本申请通过导管将温度相对较低的外涵气引入传焰槽，有效得降低了传焰槽的壁温。

技术领域

本申请属于航空发动机结构设计技术领域，特别涉及一种加力燃烧室气冷传焰槽。

背景技术

航空发动机加力燃烧室，组织燃烧的形式多为多圈环形稳定器与传焰槽组织燃烧。随着航空发动机性能的日益提高，加力燃烧室进口温度也随之不断升高，同时加力燃烧室性能和冷却之间的矛盾也日益突出。这就给加力燃烧室冷却系统的设计带来更高的要求，稳定器和传焰槽处于高温气流中，易发生超温烧蚀风险。

现有加力燃烧室组织燃烧形式多为多圈环形稳定器与传焰槽组织燃烧，如图1所示，传焰槽未采取任何冷却措施，其对高温工作环境的耐受力取决于选用材料的耐温能力。若该结构直接用于更先进的加力燃烧室，则必然会造成传焰槽烧蚀，结构可靠性变差，进而影响加力燃烧室正常工作。

实用新型内容

为解决上述问题，本申请提供了一种加力燃烧室气冷传焰槽，位于加力燃烧室的内涵道后段，所述传焰槽包括沿加力燃烧室轴向延伸的前端及后端，前端为尖端，且具有沿加力燃烧室径向延伸的腔体，自所述前端向后端呈扩口形式形成两个翅片，每个翅片具有与前端腔体连通的侧通道，每个侧通道在后端尾缘处具有连通加力燃烧室的内涵道后段的出气孔；

导管，其进气端设置在发动机燃烧室外涵道，导管沿发动机燃烧室径向向内涵道延伸，并穿过所述传焰槽的前端腔体，导管在进入所述传焰槽的前端腔体的部分具有进气孔，外涵道的气体由导管的进气孔进入传焰槽内，并自传焰槽后端的出气孔排出。

优选的是，所述导管的进气端设置有迎风斗，所述迎风斗具有锥形扩口，且所述锥形扩口朝向发动机外涵道气流流动方向。

优选的是，所述传焰槽沿加力燃烧室的内涵道径向设置有多圈，与具有多圈的加力燃烧室稳定器间隔设置。

优选的是，所述导管固定在外涵道与内涵道之间的合流环上，所述合流环上具有通孔，导管穿过所述通孔后延伸至内涵道。

优选的是，所述导管具有多个，沿合流环周向布置。

优选的是，所述传焰槽通过导管固定在加力燃烧室的内涵道里。

本申请的关键点在于：

用外涵气冷却加力燃烧室传焰槽的设计思路和结构形式；引气管进气端设置迎风斗，以更多的收集外涵气的方法，将传焰槽侧壁直接焊接在引气管上的进气形式，在传焰槽尾缘设置出气孔，防止冷气进出口面积不协调引发气流倒灌的方法。

本申请提出的利用温度相对较低的外涵气冷却传焰槽的方法，在不影响传焰槽基本功能的情况下，有效得降低了传焰槽的壁温，提高了传焰槽的结构可靠性，使得环形稳定器和气冷传焰槽组织燃烧的形式应用于更先进加力燃烧室成为可能。

附图说明

图1是现有技术中传焰槽与稳定器位置关系示意图。

图2是本申请加力燃烧室气冷传焰槽的一优选实施例的结构示意图。

图3是本申请图2所示实施例的左视图。

图4是本申请图2所示实施例的俯视图。