一種熱射流點火加力燃燒室的制作方法
1.本技術屬于加力燃燒室設計領域，特別涉及一種熱射流點火加力燃燒室。
背景技術：
2.某型飛機通過航空發動機開動加力來實現加速和提高機動性能。未來戰機要求航空發動機在更高的熱負荷下，仍要有較高的加力性能、可靠性和隱身性能。航空發動機燃氣溫度更高，流場更復雜，加力入口溫度高達1300k，超過高溫合金的使用溫度，對加力燃燒室的點火、組織燃燒和冷卻設計帶來了極大困難。隨著對發動機隱身需求的提出，作為發動機后方可視部件的加力燃燒室一方面要實現自身的紅外和雷達隱身，也要對渦輪進行遮擋，實現發動機后方高溫可視部件的高隱身設計。
3.現有技術方案中，利用整流支板實現氣流整流、穩定燃燒和隱身功能的統一。將燃油總管、點火電嘴等零組件放入支板內部，利用外涵氣流對支板、燃油總管和點火電嘴等進行冷卻，保證加力燃燒室的可靠工作。
4.現有支板集成加力燃燒室為了達到理想的氣流整流、組織燃燒以及隱身遮擋設計，支板長度大，重量重。由于支板長度的增加，加力燃燒室長度增加，加力燃燒室重量大幅增加。同時，傳統的基于v型穩定器作為主穩定器的點火方式，由于其冷卻和雷達隱身設計難度高，已經無法滿足高溫、高隱身設計的需求。
5.因此，如何在保證整流性能的同時，減少整流支板長度和加力燃燒室長度是一個需要解決的問題。
技術實現要素：
6.本技術的目的是提供了一種熱射流點火加力燃燒室，以解決現有技術中整流支板長度大、加力燃燒室長度大的問題。
7.本技術的技術方案是：一種熱射流點火加力燃燒室，包括整流系統和點火燃燒系統，所述整流系統包括整流支板、小葉片、內錐體和合流環，所述整流支板和小葉片連接于合流環和內錐體之間，所述整流支板和小葉片沿著內錐體的周向方向均勻間隔設置，所述整流支板包括彎扭段和平直段，所述小葉片包括外凸段和內凹段，所述外凸段位于內凹段靠近整流支板前緣的一側，所述外凸段和內凹段組合形成s形結構，所述外凸段的彎扭度大于彎扭段的彎扭度，所述外凸段的前緣對應彎扭段的中間位置設置，所述內凹段的尾緣位于平直段尾緣的前方，所述平直段的長度小于彎扭段的長度。
8.優選地，任意相鄰2個整流支板之間均設有1個小葉片，任意相鄰2個整流支板和1個小葉片形成一個整流單元，所述整流單元包括第一整流板、第二整流板和小葉片，所述第一整流板、第二整流板的彎扭段之間形成第一整流通道，所述第一整流板的彎扭度與小葉片之間形成第二整流通道，所述第二整流板與小葉片之間形成第三整流通道，所述第三整流通道的入口寬度小于第二整流通道的入口寬度。
9.優選地，所述小葉片的前緣和尾緣沿航空發動機的軸向延長線均穿過整流板的中
間位置，所述整流支板的尾緣采用斜切角設置。
10.優選地，所述內錐體對應小葉片前緣的位置處設有內凹槽。
11.優選地，所述點火燃燒系統包括噴油桿和穩定器，所述噴油桿插入至整流支板內，所述穩定器與合流環同軸連接并且合流環位于穩定器的尾緣處，所述整流支板上開設有噴油孔，所述噴油桿噴出的燃油從噴油孔流出。
12.優選地，還包括防振系統，所述防振系統包括擴散器外壁和防振隔熱屏，所述擴散器外壁同軸設于合流環的外側，所述擴散器外壁和合流環之間形成外涵冷卻通道，所述整流支板和小葉片內開設有與外涵冷卻通道連通的內腔，所述整流支板和小葉片側壁上開設有與內腔連通的第一冷卻孔，所述內錐體的內部與內腔連通，所述內錐體的側壁上開設有與內錐體內部連通的第二冷卻孔。
13.優選地，所述防振隔熱屏與擴散器外壁之間形成外涵冷卻通道，所述防振隔熱屏包括同軸相連的水平隔熱屏和波浪隔熱屏，所述水平隔熱屏的長度方向沿著航空發動機的軸線方向設置，所述波浪隔熱屏的橫截面為波浪形，所述水平隔熱屏位于波浪隔熱屏靠近穩定器一端，所述水平隔熱屏和波浪隔熱屏上開設有與外涵冷卻通道連通的第三冷卻孔。
14.優選地，所述整流支板的尾緣、內錐體和穩定器之間形成回流區。
15.本技術的一種熱射流點火加力燃燒室，包括整流系統、點火燃燒系統和防振系統；整流系統包括整流支板、小葉片、內錐體和合流環，整流支板包括彎扭段和平直段，所述小葉片包括外凸段和內凹段，內涵氣流先進入到相鄰2個整流支板之間進行初步的整流，整流后的內涵氣流與航空發動機軸線之間的夾角減小，而后進入到整流支板與小葉片之間進行再次的整流，整流完成之后進入到相鄰2個平直段之間進行組織燃燒。通過整流支板和小葉片的配合整流，在進口氣流角較大的情況下，完成對內涵氣流的整流，整流所需要整體長度減少，重量減少，加力燃燒室的長度減少，加力燃燒室重量大幅減少。
附圖說明
16.為了更清楚地說明本技術提供的技術方案，下面將對附圖作簡單地介紹。顯而易見地，下面描述的附圖僅僅是本技術的一些實施例。
17.圖1為整體結構后視圖；
18.圖2為本技術整流支板與小葉片的連接結構示意圖；
19.圖3為本技術加力燃燒室擴壓流路示意圖。
20.1、整流支板；2、小葉片；3、內錐體；4、擴散器外壁；5、合流環；6、防振隔熱屏；7、噴油桿；8、穩定器；9、內凹槽；10、彎扭段；11、平直段；12、外凸段；13、內凹段；14、第一整流板；15、第二整流板；16、第一整流通道；17、第二整流通道；18、第三整流通道；19、水平隔熱屏；20、波浪隔熱屏；21、第一冷卻孔；22、第二冷卻孔。
具體實施方式
21.為使本技術實施的目的、技術方案和優點更加清楚，下面將結合本技術實施例中的附圖，對本技術實施例中的技術方案進行更加詳細的描述。
22.一種熱射流點火加力燃燒室，如圖1-3所示，包括整流系統、點火燃燒系統和防振系統，整流系統用于對內涵氣流進行整流，點火燃燒系統用于加熱燃燒室的點火和燃燒，防
振系統用于抑制加力燃燒室的振蕩燃燒。
23.整流系統包括整流支板1、小葉片2、內錐體3和合流環5。內錐體3和合流環5均同軸設置并且兩者的軸線方向均為航空發動機的軸線方向；內錐體3和合流環5之間形成內涵通道，用于流通內涵氣流，合流環5外側為外涵冷卻通道，用于流通外涵冷卻氣。
24.本技術中的前方為靠近內涵氣流來流方向的一方。
25.內錐體3與合流環5之間形成內涵通道，用于流通內涵氣流，合流環5外側為外涵冷卻通道，用于流通外涵冷卻氣，外涵冷卻氣一部分沿著外涵冷卻通道流動，另一部分能夠進入到內涵通道內，與內涵氣流進行混合以助燃。
26.整流支板1與小葉片2通過沉頭螺釘和托板螺母固定在內錐體3與合流環5上，整流支板1和小葉片2沿著內錐體3的周向方向均勻間隔設置，整流支板1包括彎扭段10和平直段11，小葉片2包括外凸段12和內凹段13，外凸段12位于內凹段13靠近整流支板1前緣的一側，外凸段12和內凹段13組合形成s形結構，外凸段12的彎扭度大于彎扭段10的彎扭度，內凹段13與外凸段12的彎扭度相同，方向不同，外凸段12的前緣對應彎扭段10的中間位置設置，內凹段13的尾緣位于平直段11尾緣的前方，平直段11的長度小于彎扭段10的長度。
27.在進行加力燃燒時，內涵氣流先進入到相鄰2個整流支板1之間進行初步的整流，整流后的內涵氣流與航空發動機軸線之間的夾角減小，而后進入到整流支板1與小葉片2之間進行再次的整流，由于小葉片2為s形結構，內涵氣流在小葉片2上流動時具有比較好的貼壁性，同時由于小葉片2的彎扭度更大，內涵氣流經過外凸段12和內凹段13的分別整流之后達到所需的角度，整流完成之后進入到相鄰2個平直段11之間進行組織燃燒。通過整流支板1和小葉片2的配合整流，在進口氣流角較大的情況下，完成對內涵氣流的整流，整流所需要整體長度減少，重量減少，加力燃燒室的長度減少，加力燃燒室重量大幅減少。
28.整流支板1和小葉片2的個數由整流支板1尾緣的寬度，加力燃燒室直徑，以及加力燃燒室可接受的堵塞比共同確定。
29.優選地，任意相鄰2個整流支板1之間均設有1個小葉片2，任意相鄰2個整流支板1和1個小葉片2形成一個整流單元，整流單元包括第一整流板14、第二整流板15和小葉片2，第一整流板14、第二整流板15的彎扭段10之間形成第一整流通道16，第一整流板14的彎扭度與小葉片2之間形成第二整流通道17，第二整流板15與小葉片2之間形成第三整流通道18，第三整流通道18的入口寬度小于第二整流通道17的入口寬度。
30.內涵氣流在第一整流通道16內進行初步的整流，由于第二整流通道17的入口寬度較大，同時第二整流通道17位于小葉片2遠離第二整流板15的一側，內涵氣流在第二整流通道17內的流量更大，第二整流通道17對應第一整流板14的吸力面，同時小葉片2的外凸段12和內凹段13的結構導致第二整流通道17內部的寬度逐漸變化，從而更高效地整流；第三整流通道18寬度較窄，內涵氣流流量較小，配合小葉片2的外凸段12和內凹段13的結構同樣能夠完成高效的整流。
31.優選地，小葉片2的前緣和尾緣沿航空發動機的軸向延長線均穿過整流板的中間位置，在后視截面上可將整流支板1和小葉片2前方的空白區域全部遮擋，實現后視隱身功能，整流支板1的尾緣采用斜切角設置，斜切角的設置同樣能夠有效提高隱身性能。
32.優選地，內錐體3對應小葉片2前緣的位置處設有內凹槽9，隨著內錐體3直徑的縮短，整流支板1和小葉片2之間的空間沿著氣流流動方向逐漸增大，實現擴壓減速，在小葉片
2的前緣處擴壓效果相對較小，而通過內凹槽9實現了內涵氣流在整流支板1和小葉片2內流動的過程中實現等壓力梯度造型，減少氣流分流，降低氣流擴壓損失。
33.優選地，點火燃燒系統包括噴油桿7和穩定器8，噴油桿7插入至整流支板1內，穩定器8與合流環5同軸連接并且合流環5位于穩定器8的尾緣處，整流支板1上開設有噴油孔，噴油桿7噴出的燃油從噴油孔流出。將噴油桿7插入至支板，不會內內涵氣流流動造成阻礙，減少氣流損失，噴油桿7上的燃油通過噴油孔噴出。點火燃燒系統的其它結構為常規設計，具體不再贅述。
34.優選地，防振系統包括擴散器外壁4和防振隔熱屏6，擴散器外壁4同軸設于合流環5的外側，擴散器外壁4和合流環5之間形成外涵冷卻通道，整流支板1和小葉片2內開設有與外涵冷卻通道連通的內腔，整流支板1和小葉片2側壁上開設有與內腔連通的第一冷卻孔21，內錐體3的內部與內腔連通，內錐體3的側壁上開設有與內錐體3內部連通的第二冷卻孔22。外涵冷卻通道內的外涵冷卻氣通過第一冷卻孔2123對整流支板1和小葉片2進行冷卻，通過第二冷卻孔22對內錐體3進行冷卻，實現加力部件的紅外隱身。
35.優選地，防振隔熱屏6與擴散器外壁4之間形成外涵冷卻通道，防振隔熱屏6包括同軸相連的水平隔熱屏19和波浪隔熱屏20，水平隔熱屏19的長度方向沿著航空發動機的軸線方向設置，波浪隔熱屏20的橫截面為波浪形，水平隔熱屏19位于波浪隔熱屏20靠近穩定器8一端，水平隔熱屏19和波浪隔熱屏20上開設有與外涵冷卻通道連通的第三冷卻孔。防振隔熱屏6的冷卻孔與外涵冷卻通道構成一個亥姆霍茲共振器，水平隔熱屏19對外涵冷卻氣和內涵氣體起到抑制振蕩燃燒的功能，外涵冷卻氣在波浪隔熱屏20處氣膜貼壁性更好，熱協調更好，配合第三冷卻孔能夠對加力燃燒室進行更好的冷卻，兩者相互配合，有效保證燃燒的穩定性和氣流流動的穩定性。
36.優選地，整流支板1的尾緣、內錐體3和穩定器8之間形成回流區，平直段11的長度遠小于彎扭段10的長度，由于整流效果較好，實現寬度較大的回流區，從而保證較好的燃燒效果。
37.同時水平隔熱屏19與穩定器8之間具有間隔，大量外涵冷卻氣體從水平隔熱屏19與穩定器8之間進入，參與燃燒，提升燃燒效果。
38.以上所述，僅為本技術的具體實施方式，但本技術的保護范圍并不局限于此，任何熟悉本技術領域的技術人員在本技術揭露的技術范圍內，可輕易想到的變化或替換，都應涵蓋在本技術的保護范圍之內。因此，本技術的保護范圍應以所述權利要求的保護范圍為準。
技術特征：
1.一種熱射流點火加力燃燒室，包括整流系統和點火燃燒系統，其特征在于：所述整流系統包括整流支板(1)、小葉片(2)、內錐體(3)和合流環(5)，所述整流支板(1)和小葉片(2)連接于合流環(5)和內錐體(3)之間，所述整流支板(1)和小葉片(2)沿著內錐體(3)的周向方向均勻間隔設置，所述整流支板(1)包括彎扭段(10)和平直段(11)，所述小葉片(2)包括外凸段(12)和內凹段(13)，所述外凸段(12)位于內凹段(13)靠近整流支板(1)前緣的一側，所述外凸段(12)和內凹段(13)組合形成s形結構，所述外凸段(12)的彎扭度大于彎扭段(10)的彎扭度，所述外凸段(12)的前緣對應彎扭段(10)的中間位置設置，所述內凹段(13)的尾緣位于平直段(11)尾緣的前方，所述平直段(11)的長度小于彎扭段(10)的長度。2.如權利要求1所述的熱射流點火加力燃燒室，其特征在于：任意相鄰2個整流支板(1)之間均設有1個小葉片(2)，任意相鄰2個整流支板(1)和1個小葉片(2)形成一個整流單元，所述整流單元包括第一整流板(14)、第二整流板(15)和小葉片(2)，所述第一整流板(14)、第二整流板(15)的彎扭段(10)之間形成第一整流通道(16)，所述第一整流板(14)的彎扭度與小葉片(2)之間形成第二整流通道(17)，所述第二整流板(15)與小葉片(2)之間形成第三整流通道(18)，所述第三整流通道(18)的入口寬度小于第二整流通道(17)的入口寬度。3.如權利要求1所述的熱射流點火加力燃燒室，其特征在于：所述小葉片(2)的前緣和尾緣沿航空發動機的軸向延長線均穿過整流板的中間位置，所述整流支板(1)的尾緣采用斜切角設置。4.如權利要求1所述的熱射流點火加力燃燒室，其特征在于：所述內錐體(3)對應小葉片(2)前緣的位置處設有內凹槽(9)。5.如權利要求1所述的熱射流點火加力燃燒室，其特征在于：所述點火燃燒系統包括噴油桿(7)和穩定器(8)，所述噴油桿(7)插入至整流支板(1)內，所述穩定器(8)與合流環(5)同軸連接并且合流環(5)位于穩定器(8)的尾緣處，所述整流支板(1)上開設有噴油孔，所述噴油桿(7)噴出的燃油從噴油孔流出。6.如權利要求1所述的熱射流點火加力燃燒室，其特征在于：還包括防振系統，所述防振系統包括擴散器外壁(4)和防振隔熱屏(6)，所述擴散器外壁(4)同軸設于合流環(5)的外側，所述擴散器外壁(4)和合流環(5)之間形成外涵冷卻通道，所述整流支板(1)和小葉片(2)內開設有與外涵冷卻通道連通的內腔，所述整流支板(1)和小葉片(2)側壁上開設有與內腔連通的第一冷卻孔(21)，所述內錐體(3)的內部與內腔連通，所述內錐體(3)的側壁上開設有與內錐體(3)內部連通的第二冷卻孔(22)。7.如權利要求6所述的熱射流點火加力燃燒室，其特征在于：所述防振隔熱屏(6)與擴散器外壁(4)之間形成外涵冷卻通道，所述防振隔熱屏(6)包括同軸相連的水平隔熱屏(19)和波浪隔熱屏(20)，所述水平隔熱屏(19)的長度方向沿著航空發動機的軸線方向設置，所述波浪隔熱屏(20)的橫截面為波浪形，所述水平隔熱屏(19)位于波浪隔熱屏(20)靠近穩定器(8)一端，所述水平隔熱屏(19)和波浪隔熱屏(20)上開設有與外涵冷卻通道連通的第三冷卻孔。8.如權利要求6所述的熱射流點火加力燃燒室，其特征在于：所述整流支板(1)的尾緣、內錐體(3)和穩定器(8)之間形成回流區。
技術總結
本申請屬于加力燃燒室設計領域，為一種熱射流點火加力燃燒室，包括整流系統、點火燃燒系統和防振系統；整流系統包括整流支板、小葉片、內錐體和合流環，整流支板包括彎扭段和平直段，所述小葉片包括外凸段和內凹段，內涵氣流先進入到相鄰2個整流支板之間進行初步的整流，整流后的內涵氣流與航空發動機軸線之間的夾角減小，而后進入到整流支板與小葉片之間進行再次的整流，整流完成之后進入到相鄰2個平直段之間進行組織燃燒。通過整流支板和小葉片的配合整流，在進口氣流角較大的情況下，完成對內涵氣流的整流，整流所需要整體長度減少，重量減少，加力燃燒室的長度減少，加力燃燒室重量大幅減少。重量大幅減少。重量大幅減少。
