[发明专利]一体化加力支板及使用该加力支板的加力燃烧室

说明书

本发明提供了一种一体化加力支板及使用该加力支板的加力燃烧室，一体化加力支板包括由前缘壁面、尾缘壁面和侧壁面合围形成的具有空腔的加力支板型面，加力支板型面设计为单层薄壁，加强一体化设计的紧凑性，减轻了整体重量，前缘为圆弧型凸曲面，侧壁与尾缘为直线型壁面，整体采用流线外型减少流动损失；所述气膜孔布置于加力支板表面，以前缘迎风脊线和支板轴向为基准进行排列，通过外涵引气进入支板内使冷气从气膜孔流出，在支板外表面形成全覆盖冷却气膜，调节气膜孔排布、结构可实现对加力支板壁面的温度控制，保障多种飞行状态下一体化加力支板的可靠工作，延长使用寿命，提高发动机性能。

技术领域

本发明涉及航空发动机加力燃烧室一体化技术领域，具体是一种一体化加力支板及使用该加力支板的加力燃烧室。

背景技术

对于传统的加力燃烧室而言，一方面，航空发动机加装加力燃烧室后，给发动机带来的整体增重接近20%，随着先进航空发动机对推重比要求的不断提高，传统加力燃烧室带来附加质量和发动机长度的增加，不可避免的成为影响发动机性能进一步提高的负面因素；另一方面，传统的加力燃烧室将火焰稳定器、喷油装置、混合器等部件直接安置于涵道流路中，引起主流的阻塞，造成明显的流动损失，在加力燃烧室不工作的冷态工作状态下，这些损失本是毫无意义的。而先进战斗机所需具备的超声速巡航的性能，要求加力燃烧室在冷态下有相对小的流阻损失。

在传统加力燃烧室结构发展后劲不足的情况下，能组合多个组件功能、降低流动损失、减少部件数目、缩短整体长度的一体化设计成为了加力燃烧室发展突破的一个重要方向。

针对一体化加力燃烧室，涡轮后出口排出的燃气温度高速度快，其核心部件一体化加力支板面临对主流扰动造成较大流动损失，直面高温燃气易损坏的难题，因此有必要对一体化加力支板进行冷却结构设计，同时设法减轻重量，降低流动损失，使其壁面温度在材料承受范围以内，降低工作过程中主流燃气对其产生的损伤，有效延长其使用寿命，提高在多种飞行状态下的工作稳定性，拓宽发动机的工作范围。

发明内容

本发明为了解决现有技术的问题，提供了一种一体化加力支板及使用该加力支板的加力燃烧室，在涡轮后出口来流高温高速的情况下，有效减少流动损失，采用致密气膜覆盖的冷却结构，充分利用外涵低温冷气，对加力支板壁面实施高效气膜冷却，保证在多种飞行状态下一体化加力支板的工作可靠性，降低主流燃气对其产生的损伤，延长使用寿命。

本发明提供了一种一体化加力支板，包括由前缘壁面、尾缘壁面和侧壁面合围形成的具有空腔的加力支板型面，其中，前缘壁面为加力支板正对内涵主流燃气的迎风壁面，尾缘壁面为位于加力支板后端的平直壁面，前缘壁面和侧壁面上布置有气膜孔，空腔区域为与气膜孔连通的支板冷气通道，支板冷气通道包括支板外涵冷气入口与支板中心锥冷气出口。

进一步改进，所述加力支板型面为厚度为0.8-3mm的单层薄壁，整体沿着加力支板中心轴线两侧对称，沿径向高度收缩。

进一步改进，所述前缘壁面形状为圆弧型凸曲面，前缘顶端脊线处圆弧曲率半径为1.5-3.5mm，为前缘底端脊线处圆弧曲率半径的1.2-1.45倍，整体沿径向倾斜，壁面法向与轴向呈5-15°夹角；所述侧壁面为前缘壁面与尾缘壁面之间平滑连接部分，其靠近前缘部分延续前缘圆弧型凸曲面特征，靠近尾缘部分为与主流方向平行的直线型壁面；所述尾缘壁面周向与主流方向垂直，壁面法向与主流方向夹角为5°-45°，壁面沿径向高度收缩，顶端宽度为底端的1.5-2.5倍。

进一步改进，所述支板外涵冷气入口面积为支板中心锥冷气出口面积的2-4倍，且支板外涵冷气入口面形心较支板中心锥冷气出口面形心更靠近支板尾缘。

进一步改进，所述气膜孔包括第一排气膜孔、第二排气膜孔、第三排气膜孔和后续气膜孔，其中第一排气膜孔纵向排列于加力支板前缘壁面迎风脊线上，第二排气膜孔、第三排气膜孔和后续气膜孔沿加力支板中心轴线两侧对称，气膜孔孔径在0.5-2mm范围内。