[发明专利]一种航空涡扇发动机涡轮后推力增加装置

说明书

本申请属于非变容式发动机部件设计技术领域，具体涉及一种航空涡扇发动机涡轮后推力增加装置，设计采用径向稳定器与传焰槽的形式进行点火、组织燃烧，主要包括外机匣、合流环、内锥体、径向稳定器、喷油杆、外传焰槽段、传焰槽段尾板、内传焰槽段、传焰槽段折流板等部件，可有效提高涡轮后推力增加装置的点火、传焰及组织燃烧能力。

技术领域

本申请属于非变容式发动机部件设计技术领域，具体涉及一种航空涡扇发动机涡轮后推力增加装置。

背景技术

高性能小涵道比航空涡扇发动机涡轮后设置有推力增加装置，以增加推力，推力增加装置多采用径向稳定器与传焰槽的形式，利用点火电嘴或射流点火进行点火、组织燃烧，当前，传焰槽多采用V型或双V型结构，主要靠尾缘后形成回流区的驻涡卷吸附近蒸发的油气进行组织燃烧，受推力增加装置进口温度及燃油浓度分布影响较大，此外，传焰槽及其径向稳定器部分处于内涵，为保护其不受内涵高温侵蚀，设计利用外涵气流进行冷却，致使涡轮后推力增加装置在低温天及包线左边界点火、传焰及组织燃烧能力较差。

鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

发明内容

本申请的目的是提供一种航空涡扇发动机涡轮后推力增加装置，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

本申请的技术方案是：

一种航空涡扇发动机涡轮后推力增加装置，包括：

外机匣；

合流环，在外机匣内设置，与外机匣间构成外涵；

内锥体，在合流环内设置，与合流环间构成内涵；

多个径向稳定器，沿周向连接在合流环尾缘，外端连接外机匣，内端指向内锥体，前缘具有外涵流入口，侧壁具有多个内涵流出孔；其中，外涵流入口位于外涵中；各个内涵流出孔位于内涵中；

多个喷油杆，贯穿外机匣设置；每个喷油杆对应伸入到一个径向稳定器内；

多个外传焰槽段，位于内涵中，槽口向后；每个外传焰槽段对应连接在两个相邻径向稳定器侧壁之间，与对应的两个稳定器内部连通；

多个传焰槽段尾板，每个传焰槽段尾板对应封堵一个外传焰槽段槽口，其上具有多个混合出气孔、冷却出气孔；

多个内传焰槽段，每个内传焰槽段对应在一个外传焰槽段内设置，槽口连接在对应的传焰槽段尾板上，内部与对应传焰槽段尾板上的各个混合出气孔连通，其一端开口，该端正对对应喷油杆上的一处喷油孔，另一端封堵；

多个传焰槽段折流板，每个传焰槽段折流板对应在一个内传焰槽段内设置，一端连接在对应传焰槽段尾板上，该端位于对应内传焰槽段的开口端，另一端向对应传焰槽段的封堵端伸展，并背向对应的传焰槽段尾板翘起。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空涡扇发动机涡轮后推力增加装置中，合流环尾缘具有多个缺口；

每个径向稳定器对应卡在一个缺口中。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空涡扇发动机涡轮后推力增加装置中，各个外传焰槽段的横截面呈V型。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空涡扇发动机涡轮后推力增加装置中，各个外传焰槽段及其相应的传焰槽段尾板、内传焰槽段、传焰槽段折流板靠近合流环。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空涡扇发动机涡轮后推力增加装置中，各个传焰槽段尾板内陷在对应的外传焰槽段中，与对应的外传焰槽段的槽口间构成传焰槽。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空涡扇发动机涡轮后推力增加装置中，各个传焰槽段尾板两侧边缘具有后向折边，以两个后向折边连接在对应外传焰槽段两侧壁上。