用于旁路引气高马赫数涡轮发动机气流掺混器及设计方法与流程

1.本发明属于航空发动机技术领域，具体涉及一种用于旁路引气高马赫数涡轮发动机气流掺混器及设计方法。


背景技术：

2.高效的气掺混是高马赫数涡轮发动机研制的重要技术之一，旁路引气高马赫数涡轮发动机加力燃烧室进口截面需要均匀的流场分布，而涡轮出口的高温燃气和外涵气流之间的掺混流动往往十分复杂，涉及到高温与常温、高速与低速、新鲜空气与高温燃气之间的质量、动量和能量交换。
3.掺混器是将不同压力、温度、速度的两股气流加以掺混的重要装置；将发动机外涵空气平稳引入内涵道，以保证两股气流掺混后形成较均匀的压力、温度和速度场，促进燃油形成较好的雾化，提高燃烧效率和燃烧稳定性。
4.常用的掺混器包括环形掺混器和波瓣掺混器。其中环形掺混器依靠内外涵两股气流平行进气的剪切作用进行掺混，掺混出口容易出现较为明显的内涵高温区和外涵低温区，掺混效果不理想；波瓣掺混器通过波瓣两侧形成几对方向相反的流向涡，增强了粘性剪切掺混作用，具有混合度高、稳定性好、效率较高等优点。
5.然而，当前常用的波瓣掺混器的波瓣针对外涵环向进气，高度通常不会较高，虽然保证了主稳定器的进气温度，但同时也导致掺混度差，外涵气体的燃烧效率明显较低。用于旁路引气高马赫数涡轮发动机时，涡喷模式下损失较大，旁路引气开启模式下掺混不充分。为改善这一情况，当前，亟需发展一种用于旁路引气高马赫数涡轮发动机气流掺混器及设计方法。


技术实现要素：

6.本发明所要解决的一个技术问题是提供一种用于旁路引气高马赫数涡轮发动机气流掺混器，本发明所要解决的另一个技术问题是提供一种用于旁路引气高马赫数涡轮发动机气流掺混器的设计方法。
7.本发明的旁路引气高马赫数涡轮发动机气流掺混器，所述的气流掺混器为波瓣掺混器，波瓣轴对称分布在壳体内，每个波瓣通过对应的旁路引气管伸出壳体；掺混气体从旁路引气管分别进入壳体，从对应的空腔流出，形成波瓣的外涵气流，波瓣的外涵气流与涡轮发动机的内涵气流在沿着壳体流动的过程中发生掺混；其特征在于，每个波瓣在壳体的内腔呈鱼鳍构型；各波瓣迎向主流的前缘高度从0开始，逐渐增大至预先设置的波瓣内涵高度h；同时，波瓣迎向主流的前缘宽度从0开始，左右对称增加，逐渐增大至预先设置的波瓣宽度l；波瓣的壁厚a；波瓣的出口平面垂直于壳体的中心轴线，波瓣的外表面与壳体内壁面之间通过圆弧倒角平滑过渡；波瓣与波瓣本身的对称平面的交线为波瓣脊线，波瓣脊线为抛物线，沿内涵气流方向向后掠；波瓣的长度为波瓣脊线在壳体内壁面的投影长度s；
从壳体的中心轴线向壳体的方向观察波瓣，波瓣外表面形状为二维对称翼型前缘形状。
8.进一步地，所述的波瓣脊线替换为双曲线。
9.进一步地，所述的波瓣高度h由内涵气流流量q1、外涵气流流量q2及气流掺混度x决定，。
10.本发明的用于旁路引气高马赫数涡轮发动机气流掺混器的设计方法，包括以下步骤：s1.通过涡轮发动机出口尺寸确定气流掺混器的壳体外径和内径；s2.根据涡轮发动机的旁路引气管的数量确定与旁路引气管一一对应的波瓣的数量；s3.计算波瓣的高度h；s4.确定波瓣的波瓣脊线的抛物线；s5.确定波瓣的厚度a和长度s；s6.确定波瓣的二维对称翼型前缘曲线；s7.确定波瓣的外表面与壳体内壁面之间的圆弧倒角形状。
11.本发明的用于旁路引气高马赫数涡轮发动机气流掺混器，是一种混合增强损失降低的气流掺混器。针对旁路引气高马赫数涡轮发动机掺混器的设计需求，综合考虑低速涡喷状态和高速旁路引气开启状态的流动特点，优化常规的波瓣结构，基于仿生学理论，将鱼鳍构型应用于波瓣设计中，同时将波瓣的外表面形状采用二维对称翼型前缘形状。壳体中的内涵气流沿波瓣外表面向后流动，能够进一步降低流动损失，波瓣内的外涵气流沿波瓣内壁面向后流动，提升了外涵气流的穿刺深度，增大了内涵气流、外涵气流的接触面积，使得高速涡轮机掺混器处的流动，在涡喷单涵道模式下损失较低；旁路引气开启多涵道模式下掺混增强，损失较小。
12.本发明的用于旁路引气高马赫数涡轮发动机气流掺混器仅改变波瓣的构型和形状，不产生额外的连接机构，结构简单、不会增加发动机重量，能够满足旁路引气高马赫数涡轮发动机加力燃烧室掺混装置的性能需求，也能够适用于串联型 tbcc 发动机超级燃烧室掺混装置。
13.本发明的用于旁路引气高马赫数涡轮发动机气流掺混器的设计方法根据涡轮发动机的外形特点，适应性的设计匹配的气流掺混器，具有流程清楚，针对性强的特点。
附图说明
14.图 1 为典型的旁路引气高马赫数发动机 j58 的结构示意图；图 2 为本发明的用于旁路引气高马赫数涡轮发动机气流掺混器的剖视图；图 3 为本发明的用于旁路引气高马赫数涡轮发动机气流掺混器中的波瓣立体图；图 4为本发明的用于旁路引气高马赫数涡轮发动机气流掺混器中的波瓣剖面图；图 5 为本发明的用于旁路引气高马赫数涡轮发动机气流掺混器中的波瓣侧视图。
15.图中，1.压气机；2.燃烧室；3.涡轮；4.加力燃烧室；5.旁路引气管；6.壳体；7.波瓣。
具体实施方式
16.为使本技术的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本技术的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本技术的部分实施例，其仅用于解释本技术，而非对本技术的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本技术相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
17.实施例1下面以图1所示的、典型的旁路引气高马赫数发动机 j58为例，进一步说明本发明的具体实施方式，该方式同样适用于串联型 tbcc 超级燃烧室的来流掺混。
18.旁路引气发动机在起动及低速飞行时，旁路引气管5关闭，此时来流经过压气机1压缩后，进入燃烧室2，与燃油混合燃烧得到高温燃气，高温燃气驱动涡轮3旋转，进入加力燃烧室4，通过剩余氧气与燃料的再混合燃烧，以高油耗低效率为代价提供更大推力。当超声速飞行器需要以 2~3 倍声速以上的速度飞行时，旁路引气发动机利用 6 根旁路引气管5，把大部分气流从压气机1的第四级向外引出，直接越过中间的燃烧室2和涡轮3，在加力燃烧室4内与燃油混合燃烧，并以冲压方式工作，减小推力损失。
19.如图2~图5所示，本实施例的旁路引气高马赫数涡轮发动机气流掺混器，所述的气流掺混器为波瓣掺混器，波瓣7轴对称分布在壳体6内，每个波瓣7通过对应的旁路引气管5伸出壳体6；掺混气体从旁路引气管5分别进入壳体6，从对应的空腔流出，形成波瓣7的外涵气流，波瓣7的外涵气流与涡轮发动机的内涵气流在沿着壳体6流动的过程中发生掺混；其特征在于，每个波瓣7在壳体6的内腔呈鱼鳍构型；各波瓣7迎向主流的前缘高度从0开始、逐渐增大至预先设置的波瓣内涵高度h，同时，波瓣7迎向主流的前缘宽度从0开始、左右对称、逐渐增大至预先设置的波瓣宽度l，波瓣7的壁厚a；波瓣7的出口平面垂直于壳体6的中心轴线，波瓣7的外表面与壳体6内壁面之间通过圆弧倒角平滑过渡；波瓣7与波瓣7本身的对称平面的交线为波瓣脊线，波瓣脊线为抛物线，沿内涵气流方向向后掠；波瓣7的长度为波瓣脊线在壳体6内壁面的投影长度s；从壳体6的中心轴线向壳体6的方向观察波瓣7，波瓣7外表面形状为二维对称翼型前缘形状。
20.进一步地，所述的波瓣脊线替换为双曲线。
21.进一步地，所述的波瓣7高度h由内涵气流流量q1、外涵气流流量q2及气流掺混度x决定，。
22.本实施例的用于旁路引气高马赫数涡轮发动机气流掺混器的设计方法，包括以下步骤：s1.通过涡轮发动机出口尺寸确定气流掺混器的壳体6外径和内径；s2.根据涡轮发动机的旁路引气管5的数量确定与旁路引气管5一一对应的波瓣7的数量；
s3.计算波瓣7的高度h；s4.确定波瓣7的波瓣脊线的抛物线；s5.确定波瓣7的厚度a和长度s；s6.确定波瓣7的二维对称翼型前缘曲线；s7.确定波瓣7的外表面与壳体6内壁面之间的圆弧倒角形状。
23.以上实施例仅说明本发明的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围，因此，凡是按照本发明提出的技术思想，在技术方案上所做的任何技术改动，均落入本发明的保护范围之内。