一种阶梯型进气结构的航空燃机超紧凑燃烧室的制作方法

本发明涉及一种微型航空发动机燃烧室，属于航空燃气轮机装置。

背景技术：

1、燃烧室是航空发动机的三大核心部件之一，负责将燃料的化学能转化为动能，其性能直接影响发动机乃至整个航空器的综合性能。利用超重力环境加速火焰传播的原理，可大幅缩短燃烧室的轴向尺寸，降低整机质量，从而提高推重比和功重比。

2、随着无人机技术的快速发展，以及国家对低空经济的战略布局，对高性能小型涡喷发动机的需求愈发迫切。然而，现有面向航发的小微型超紧凑燃烧室方案仍存在一定的技术问题。目前用于小微航发的超紧凑燃烧室设计方案均采用外环进气方案，导致以下问题：

3、（1）高总压损失：由于环形腔的开口面积较小，空气流动受限，从而造成较高的总压损失；

4、（2）高温区集中于内壁：外环进气方式使环形腔内高温区主要分布在内壁，易导致壁面高温腐蚀，加速部件老化；

5、因此，针对上述问题，需要进一步优化环形腔的进气方式和燃烧组织结构，以提高小型涡喷发动机超紧凑燃烧室的性能。

技术实现思路

1、本发明提供了一种阶梯型进气结构的航空燃机超紧凑燃烧室，包括环形腔(1)、外燃料环(5)、内燃料环(6)和扩张型掺混与补燃结构(7)，其特征在于：所述环形腔(1)外侧设有阶梯型外环进气口(2)，内侧设有内环进气口(3)，所述阶梯型外环进气口(2)具有沿轴向分布的至少两个台阶状导流面；所述外燃料环(5)设于环形腔(1)后壁面，内燃料环(6)设于环形腔(1)前壁面；所述扩张型掺混与补燃结构(7)连接于环形腔(1)下游，其外侧设有外补燃孔(8)及外掺混孔(9)，内侧设有内补燃孔(14)及内掺混孔(15)；所述环形腔(1)前壁面设有火花塞(10)。

2、所述阶梯型外环进气口(2)与内环进气口(3)的轴线与环形腔径向呈30°-40°夹角，且周向均匀分布。

3、优选的，所述阶梯型外环进气口(2)内设有向环形腔内侧延伸3 mm的外环进气隔板(4)。

4、优选的，所述环形腔(1)内侧设有稳焰台阶(16)，所述稳焰台阶高度为2.2 mm。

5、优选的，所述环形腔(1)前壁面设有至少三个与其固定连接的燃烧室安装杆(12)，燃烧室安装杆沿环形腔轴向方向延伸，所述安装杆沿环形腔周向均匀间隔分布。

6、优选的，所述内燃料环(6)通过内燃料环安装架(11)与所述环形腔(1)前壁面连接，所述外燃料环(5)通过外环燃料环安装架(13)与所述环形腔(1)后壁面连接。

7、优选的，所述阶梯型环形腔(1)、外环进气口(2)及内环进气口(3)可采用30°角度周期布置。

8、因此，本发明采用上述一种阶梯型进气结构的航空燃机超紧凑燃烧室，与现有技术相比，具有以下有益效果：

9、（1）本发明将超重力燃烧加速火焰的作用机理应用于涡喷发动机中主燃烧室中，可在环形腔内形成超重力燃烧环境，从而将传统燃烧室沿轴向的燃烧转变为沿环形腔周向的燃烧，可增大燃料在环形腔的驻留时间，大幅缩短燃烧室的轴向长度，从而降低燃烧室和整机的重量，提升推重比\功重比。

10、（2）本发明采用了内外环双侧进气的方式，不仅大幅增加了燃烧室的开孔面积，降低总压损失，还可在内环处形成低温区域，较好的解决现有小微航发超紧凑燃烧室高温区集中于内壁的问题。

11、（3）本发明环形腔外环设有稳焰台阶，可提高环形腔内燃烧的稳定性。

12、下面通过附图和具体实施方式对本发明的技术方案作进一步说明。

13、图1为本发明一种阶梯型进气结构的航空燃机超紧凑燃烧室的整体轴测示意图；

14、图2为本发明一种阶梯型进气结构的航空燃机超紧凑燃烧室的前视图；

15、图3为本发明一种阶梯型进气结构的航空燃机超紧凑燃烧室沿正视方向的剖视图；

16、图4为本发明一种阶梯型进气结构的航空燃机超紧凑燃烧室沿环形腔中间面的周向剖视图。

17、图5为本发明一种阶梯型进气结构的航空燃机超紧凑燃烧室与原型机的各性能对比图。

18、图6为本发明一种阶梯型进气结构的航空燃机超紧凑燃烧室数值模拟所得燃烧室温度分布图。

19、图中，1-环形腔,2-阶梯型外环进气口，3-内环进气口，4-外环进气隔板，5-外燃料环，6-内燃料环，7-扩张型掺混与补燃结构，8-外补燃孔，9-外掺混孔，10-火花塞，11-内燃料环安装架，12-燃烧室安装架， 13-外环燃料环安装架，14-内补燃孔，15-内掺混孔，16-稳焰台阶

20、为进一步阐明本发明的技术方案，现结合附图与具体实施方式进行详细说明。

21、除非另有明确限定，本发明所使用的技术术语或科学术语应以本领域技术人员通常理解的含义为准。

22、图1为本发明一种阶梯型进气结构的航空燃机超紧凑燃烧室的整体轴测示意图；图2为燃烧室的前视图；图3为燃烧室沿正视方向的剖视图；图4为燃烧室沿环形腔中间面的周向剖视图；图5为燃烧室与原型机的数值模拟性能对比结果；图6为燃烧室数值模拟所得燃烧室温度分布图。

23、如图1-4所示，本发明提供了一种阶梯型进气结构的航空燃机超紧凑燃烧室，包括环形腔1、外燃料环5、内燃料环6和扩张型掺混与补燃结构7，其特征在于：其中环形腔1作为主燃烧区、外侧设有阶梯型外环进气口2，内侧设有内环进气口3，所述阶梯型外环进气口2具有沿轴向分布的至少两个台阶状导流面，相应的数值计算表明采用4个台阶状导流面可获得94.2%的总燃烧效率（图5）；所述外燃料环5设于环形腔1后壁面，内燃料环6设于环形腔1前壁面；所述扩张型掺混与补燃结构7作为补燃和掺混区设置于环形腔1的下游，并于环形腔构成主燃-补燃-掺混结构，其外侧设有外补燃孔8及外掺混孔9，内侧设有内补燃孔14及内掺混孔15。

24、此外，环形腔1的前壁面设有火花塞10，用于产生电火花以点燃燃料；外环进气口2与内环进气口3分别以一定角度周向均匀分布于环形腔1的外侧和内侧，通过强化旋流作用，在环形腔内构建高重力燃烧环境。

25、此外，阶梯型外环进气口2与内环进气口3的轴线与环形腔径向呈30°-40°夹角，且周向均匀分布；图5为阶梯型外环进气口2与内环进气口3的轴线与环形腔径向夹角为35°时的数值模拟结果，该夹角具有更好的综合性能。

26、此外，所述阶梯型外环进气口2内设有向环形腔内侧延伸3 mm的外环进气隔板4。

27、此外，所述环形腔1内侧设有稳焰台阶16，所述稳焰台阶高度为2.2 mm。

28、此外，为增强结构稳定性，所述环形腔1前壁面设有至少三个与其固定连接的燃烧室安装杆12，燃烧室安装杆沿环形腔轴向方向延伸，所述安装杆沿环形腔周向均匀间隔分布，安装杆中心设有与其同轴的螺纹安装孔，可通过螺栓安装于机匣内。

29、此外，所述内燃料环6通过内燃料环安装架11与所述环形腔1前壁面连接，所述外燃料环5通过外环燃料环安装架13与所述环形腔1后壁面连接；所述内燃料环安装架11和外燃料环安装架13为与内侧与燃烧环一体成型或焊结构，外侧为卡扣结构，用于燃料环的固定。

30、此外，环形腔1内侧还设有稳焰台阶16，以提高环形腔内燃烧的稳定性，外环和内环燃料可采用气态或液态燃料，并在稳焰台阶16后沿顺流方向喷入，从而优化燃料的掺混和雾化特性。

31、此外，阶梯型环形腔1、外环进气口2及内环进气口3可采用30°角度周期布置。

32、工作原理：从离心压气机轴向流出的空气主要经三个路径进入本发明的燃烧室，分别为：阶梯型外环进气口、内环进气口以及内外补燃与掺混孔。其中，空气通过阶梯型外环进气口和内环进气口以一定角度周向进入环形腔，在环形腔内形成强旋流，从而构建超重力燃烧环境。在该环境下，燃料的燃烧和雾化速率均显著提高，且密度较大的燃料向环形腔外径方向运动，密度较低的中间产物则集中于内径区域。因此，燃料在环形腔的驻留时间仅与其质量相关，无需较长的轴向长度也可确保燃料的充分燃烧。燃料与空气充分混合后，在火花塞产生的电火花的引燃下迅速燃烧。随后，燃烧产物流出环形腔，进入补燃与掺混区，并在此区域与经内外补燃与掺混孔进入的空气进一步燃烧与掺混，最终排出燃烧室。

33、图5展示了本发明一种阶梯型进气结构的航空燃机超紧凑燃烧室与kj66型号原型机的数值模拟性能对比结果。尽管本发明的总压损失(ξ)略微增加0.88%，燃烧效率(η)下降0.9%，但其轴向长度(length)缩短近1/3，总质量(weight)降低7.7%，推重比（t/w）提升8.3%，且燃烧室出口温度分布(otdf)性能更优。图6展示了本发明一种阶梯型进气结构的航空燃机超紧凑燃烧室数值模拟所得燃烧室温度分布图。由图可见，本发明可在环形腔内壁面形成持续的低温区域，有效缓解环形腔高温区域集中于内壁的问题。

34、因此，本发明提出的一种阶梯型进气结构的航空燃机超紧凑燃烧室，能够满足小微型航空燃机对高性能燃烧室的需求，并有效解决当前小微涡喷发动机存在的较大总压损失及环形腔高温区域集中于内壁的问题，为未来高性能航空发动机的发展提供了新的设计思路。

35、最后应说明的是：以上实施例仅用于说明本发明的技术方案，并不构成对其的限制。尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细描述，本领域技术人员仍可在不脱离本发明技术方案的范围内，对其进行适当修改或等同替换，凡此类修改或等同替换均应视为属于本发明的保护范围。