驻涡燃烧室及航空发动机

技术领域

本发明涉及涡轮发动机技术领域，特别地，涉及一种驻涡燃烧室及航空发动机。

背景技术

目前主流的涡扇发动机主要包括如下三类：用于高速固定翼飞行器(如军用战斗机)的加力式涡扇发动机、用于亚音速固定翼的中大涵道比涡扇发动机、带常规涡轮级间燃烧室的涡扇发动机，其中加力式涡扇发动机工作状态可分为不加力状态与加力状态，发动机加力状态产生的推力比不加力状态增加60％左右，但耗油率增加150％～200％，因此，加力状态一般仅在空中格斗等特殊情况时才会短暂使用，使用时间极其有限；中大涵道比涡扇发动机显著优点是单位推力油耗低，但涵道比一般大于3，单位推力较小，无法安装加力燃烧室，飞行马赫数无法超过1.0；带常规涡轮级间燃烧室的涡扇发动机相对带加力燃烧室的涡扇发动机而言，仅内涵道加热，外涵道气体没有加热，使得发动机单位推力提升幅度有限，一般在20％—30％左右。

因此现有的涡扇发动机的推力有限，而若采用加力式涡扇发动机，因为需要增加加力燃烧室，会使发动机轴向尺寸过大，不利于飞行器的设计和布局。

发明内容

本发明提供了一种驻涡燃烧室及航空发动机，以解决大推力涡轮发动机轴向尺寸过大的技术问题。

根据本发明的一个方面，提供一种驻涡燃烧室，包括第一气流通道，位于外涵道外机匣与外涵道内机匣之间；第一燃烧腔，位于外涵道内机匣靠近外涵道外机匣的一侧，第一燃烧腔与第一气流通道连通，外涵气流通过第一气流通道时在第一燃烧腔内形成驻涡；第二气流通道，位于内涵道外机匣与内涵道内机匣之间；第二燃烧腔，位于内涵道外机匣靠近内涵道内机匣的一侧，第二燃烧腔与第二气流通道连通，内涵气流通过第二气流通道时在第二燃烧腔形成驻涡；第一燃烧腔和第二燃烧腔均连接有燃油喷嘴和对应的点火电嘴。

通过采用上述技术方案，外涵气流在第一燃烧腔内形成驻涡，内涵气流在第二燃气腔内形成驻涡，驻涡内的气流为回流且位于凹腔内，受主流的影响较小，性能稳定，因此在第一燃烧腔和第二燃烧腔内喷油并点火后形成的火焰较为稳定；常规涡扇发动机采用布雷顿循环，提高涡轮前温度是提高发动机推重比的有效手段，然而受制于技术和成本限制，涡轮前温度提升幅度有限。常规涡扇发动机往往是在主燃烧室单点加热，而本申请在内涵道和外涵道新增了第一燃烧腔和第二燃烧腔，和主燃烧室共同配合进行加热，能够有效提高涡轮前温度，进而提升发动机的推力；和传统加力式涡扇发动机相比，本构型无须设置涡轮后的加力燃烧室，改用凹腔形式，从而使得发动机轴向长度明显缩短，因此，本方案既能够获得较大的推力，又不增加额外的轴向尺寸。

相比常规涡轮级间燃烧室只在发动机内涵加热，本发明设置的第一燃烧腔和第二燃烧腔既能同时喷油和点火实现内外涵同时加热，也能只在其中一个腔体内喷油和电话，对内涵和外涵中的一个进行加热，增加了发动机排气速度，从而提高了推力，同时减少了发动机内涵几何调节机构，减轻了发动机复杂度和重量。

可选的，所述第一气流通道内设置有外涵道稳流器，外涵气流通过外涵道稳流器后进入第一燃烧腔内，所述第二气流通道内设置有内涵道稳流器，内涵气流通过内涵道稳流器后进入第二燃烧腔。

通过采用上述技术方案，内涵道稳流器和外涵道稳流器能够起到降低流速的作用，内涵道稳流器和第二燃烧腔、外涵道稳流器和第一燃烧腔分别形成回流区，使第一燃烧腔和第二燃烧腔内更好地形成驻涡，以提升燃烧效率。

可选的，所述第一燃烧腔与第二燃烧腔均为环绕内涵道内机匣的环形。

通过采用上述技术方案，环形设置的第一燃烧腔和第二燃烧腔能够对所有流经内涵道和外涵道的气流进行均匀加热，进而保证圆周上各个方向气流的流速是一致的，以获得稳定的推力。

可选的，所述第一燃烧腔紧贴第二燃烧腔，第一燃烧腔的第二燃烧腔点火电嘴共同连接一点火电缆。

通过采用上述技术方案，能够使发动机内结构更紧凑，同时缩短布线长度。

根据本发明的另一方面，还提供了一种航空发动机，其包括外涵道外机匣、外涵道内机匣、内涵道内机匣以及上述的驻涡燃烧室，所述外涵道外机匣和外涵道内机匣之间形成供外涵气流通过的外涵通道，所述外涵通道与第一气流通道连通，所述外涵道内机匣与内涵道内机匣之间形成供内涵气流通过的内涵通道，所述内涵通道与第二气流通道连通。

可选的，还包括自进气端向出气端依次设置的进气导向器、风扇、高压压气机、燃烧室、高压涡轮工作叶片以及低压涡轮，所述驻涡燃烧室位于高压涡轮工作叶片与低压涡轮之间。

通过采用上述技术方案，本方案第一燃烧腔和第二燃烧腔位于高压涡轮后，与加力涡扇发动机在涡轮后设置加力燃烧室相比，本方案的加热环境压力高，速度更低，这有利于提升燃烧效率和循环效率，油耗更低，有利于增加航时。

可选的，所述燃烧室和高压涡轮工作叶片之间设置有高压涡轮导叶，所述高压涡轮导叶上开设有第三燃烧腔，燃烧室内的气流通过高压涡轮导叶时在第三燃烧腔内形成驻涡，所述第三燃烧腔内设置有燃油喷嘴和点火电嘴。

通过采用上述技术方案，一方面，高压涡轮导叶更起到导流的作用，另一方面通过在高压涡轮导叶上设置第三燃烧腔，第三燃烧腔的加热环境压力高，气流速度低，有利于燃烧，通过新增燃烧点的方式，能够有效提升发动机涡前温度，进而提升发动机推力。

可选的，所述外涵道外机匣的出气端设置有可调尾喷口。

通过采用上述技术方案，尾喷口调节时能够调整尾喷管道面积，进而可改变气流在涡轮和尾喷管中膨胀比的分配，实现对整个发动机工作状态的控制。

可选的，所述高压涡轮导叶绕内涵道内机匣周向均匀间隔设置有多个，所有高压涡轮导叶上的燃油喷嘴同步喷油。

通过采用上述技术方案，设置多个高压涡轮导叶意味着设置同样数量的燃烧点，燃烧点沿圆周方向分布能够使加热更加均匀，所有高压涡轮导叶上的燃油喷嘴同步喷油的目的也是为了提升多个燃烧点燃烧的一致性，以实现均匀加热。

可选的，所述高压涡轮导叶的燃油喷嘴为空心锥喷嘴，空心锥喷嘴与第三燃烧腔入口来流夹角为60°。

通过采用上述技术方案，从空心锥喷嘴中喷出的燃油进入第三燃烧腔后，在第三燃烧腔入口来流的作用下在第三燃烧腔内形成涡流，能够更好地与气流混合，提升燃烧效率。

综上所述，本申请包括以下至少一种有益技术效果：

1.通过在内涵道和外涵道新增了加热点，将传统的单点加热改变为多点加热模式，能够有效提高涡轮前温度，进而提升发动机的推力；

2.取消了涡轮后的加力燃烧室，改用凹腔形式，从而使得发动机轴向长度明显缩短。

除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。

附图说明

构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1是加力式涡扇发动机结构示意图；

图2是本发明优选实施例驻涡燃烧室的结构示意图；

图3是本发明驻涡的气流方向示意图；

图4是本发明优选实施例的航空发动机的结构示意图；

图5使本发明优选实施例高压涡轮导叶的侧视图。

图例说明：

1、外涵道外机匣；2、外涵道稳流器；3、点火电缆；4、外涵道内机匣；5、第二燃烧腔燃油喷嘴；6、第一燃烧腔燃油喷嘴；7、内涵道外机匣；8、内涵道内机匣；9、内涵道稳流器；10、点火电嘴；11、进气导向器；12、风扇；13、高压压气机；14、主燃烧室；15、高压涡轮导叶；16、高压涡轮工作叶片；17、驻涡燃烧室；18、低压涡轮；19、可调尾喷口；20、加力燃烧室；21、第一燃烧腔；22、第二燃烧腔；23、第三燃烧腔。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由下述所限定和覆盖的多种不同方式实施。

以下结合附图1—4对本申请作进一步详细说明。

现有的涡扇类航空发动机主要包括如下三类：加力式涡扇发动机、中大涵道比涡扇发动机、带常规涡轮级间燃烧室的涡扇发动机。

参照图1，现有的加力式涡扇发动机一般用于高速固定翼飞行器(如军用战斗机)，其分为内外涵道，由风扇12、压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室20、喷口等组成。

加力式涡扇发动机的工作原理如下：空气进入发动机后，分为内涵道气流与外涵道气流。内涵道气流经内涵高压压气机13压缩，进入内涵燃烧室燃烧，变为高温高压的燃气，燃气驱动内涵高压和低压涡轮18(燃气一部分内能转化为涡轮的机械能，供涡轮驱动内涵高压压气机13和风扇12内外涵)，随后进入喷管中，与外涵气流混合。外涵道气流经风扇12外涵压缩，进入喷管中，与内涵气流混合后，经喷口高速喷出发动机，内外涵混合的排气对发动机产生反作用力，即发动机的推力。当飞行器需要发动机产生更大的推力时，由于涡轮后的燃气以及外涵道气流还有剩余氧气未燃尽，可在涡轮后的加力燃烧室20内补充喷入燃料进一步燃烧，将燃气内能进一步增加，增大发动机推力。

加力式涡扇发动机工作状态可分为不加力状态与加力状态。发动机加力状态产生的推力比不加力状态增加60％左右，但耗油率增加150％～200％。因此，加力状态一般仅在空中格斗等特殊情况时才会短暂使用，使用时间极其有限。国外典型加力式涡扇发动机数据如下表。

另一方面，为保证加力燃烧室20内高速燃气的充分燃烧，加力燃烧室20通常较长，占整个发动机长度的30％以上，使得发动机总长度较长。综上，现有结构的加力式涡扇发动机，加力状态时耗油率过大，加力燃烧室20所占长度过长。

中大涵道比涡扇发动机往往用于亚音速固定翼飞行器，这类飞行器主要强调续航时间，如民航客机、公务机、侦查无人机等，不强调机动性和超音速，因而多采用中大涵道比涡扇发动机。发动机结构如下图所示。发动机同样分为内外涵道，由风扇12、压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室20、喷口等组成。工作原理与加力式涡扇发动机类似，主要区别是这种动力装置风扇12直径较大，尾喷口膨胀比低、无法安装加力燃烧室20，排气速度低，单位推力小。这类发动机显著优点是单位推力油耗低，但涵道比一般大于3，单位推力较小，无法安装加力燃烧室20，飞行马赫数无法超过1.0。

带常规涡轮级间燃烧室的涡扇发动机，即在高低压祸轮之间过渡段内或在低压涡轮18叶片通道内加入燃料燃烧，计算表明，在现有总压比和涡轮前温度的情况下，这类发动机的单位推力可以提高20％以上。这类发动机由于低压涡轮18前加入了燃烧室，使得发动机内涵道排气速度增加，因而发动机内外涵排气速度无法很好地匹配，因此发动机除了设置常规的尾喷口面积可调机构外，在发动机内涵道出口截面一般还需要设置几何可调装置。另外，相对带加力燃烧室20的涡扇发动机而言，仅内涵道加热，外涵道气体没有加热，使得发动机单位推力提升幅度有限，一般在20％—30％左右。

本申请公开一种驻涡燃烧室17及航空发动机以解决大推力涡轮发动机轴向尺寸过大的技术问题。

参照图2，驻涡燃烧室17包括第一气流通道和第二气流通道，第一气流通道位于外涵道外机匣1与外涵道内机匣4之间；外涵道内机匣4与内涵道内机匣8之间设置有内涵道外机匣7，内涵道外机匣7与内涵道内匣之间形成第二气流通道。外涵道内机匣4靠近外涵道外机匣1的一侧形成有第一燃烧腔21，第一燃烧腔21与第一气流通道连通，外涵气流通过第一气流通道时在第一燃烧腔21内形成驻涡；内涵道外机匣7向远离内涵通道的一侧凹陷形成与第二气流通道连接的第二燃烧腔22，内涵气流通过第二气流通道时在第二燃烧腔22形成驻涡；第一燃烧腔21和第二燃烧腔22均连接有燃油喷嘴和对应的点火电嘴10。

在第一燃烧腔21和第二燃烧腔22前后壁进气和主流的相互作用下形成驻涡，起到在高速来流下，稳定火焰和提高燃烧效率的作用。参照图3，在流通管道上设计一个凹腔，当气流流经该凹腔时，在其内产生了回流流场。该回流区的产生和流场特点主要取决于两方面的因素：一是径向压力梯度的大小，另一方面是当气流卷入凹腔时，由于后壁面的阻挡，气流便回转形成回流。因而凹腔内的涡介于压力梯度涡和流线涡之间。同时由于凹腔的保护，该涡受主流的影响较小，性能稳定，非常适合用于火焰稳定。

第一气流通道内设置有外涵道稳流器2，外涵气流通过外涵道稳流器2后进入第一燃烧腔21内，第二气流通道内设置有内涵道稳流器9，内涵气流通过内涵道稳流器9后进入第二燃烧腔22。内涵稳定器和外涵稳定器均为开设有V形槽支板型稳定器，能够实现第一燃烧腔21和第二燃烧腔22的燃烧稳焰。

第一燃烧腔21与第二燃烧腔22均为环绕内涵道内机匣8的环形。环形设置的第一燃烧腔21和第二燃烧腔22能够对所有流经内涵道和外涵道的气流进行均匀加热，进而保证圆周上各个方向气流的流速是一致的，以获得稳定的推力。第一燃烧腔21紧贴第二燃烧腔22，第一燃烧腔21的第二燃烧腔22点火电嘴10共同连接一点火电缆3，能够使发动机内结构更紧凑，同时缩短布线长度。

参照图4，航空发动机包括：外涵道外机匣1、外涵道内机匣4、内涵道内机匣8以及上述的驻涡燃烧室17，外涵道外机匣1和外涵道内机匣4之间形成供外涵气流通过的外涵通道，外涵通道与第一气流通道连通，外涵道内机匣4与内涵道内机匣8之间形成供内涵气流通过的内涵通道，内涵通道与第二气流通道连通。

发动机内自进气端向出气端依次设置的进气导向器11、风扇12、高压压气机13、主燃烧室14、高压涡轮工作叶片16以及低压涡轮18，驻涡燃烧室17位于高压涡轮工作叶片16与低压涡轮18之间。主燃烧室14和高压涡轮工作叶片16之间设置有高压涡轮导叶15，高压涡轮导叶15上开设有第三燃烧腔，主燃烧室14内的气流通过高压涡轮导叶15时在第三燃烧腔23内形成驻涡，第三燃烧腔23内设置有燃油喷嘴和点火电嘴10。

高压涡轮导叶15绕内涵道内机匣8周向均匀间隔设置有多个，所有高压涡轮导叶15上的燃油喷嘴同步喷油，高压涡轮导叶15的燃油喷嘴为空心锥喷嘴，空心锥喷嘴与第三燃烧腔23入口来流夹角为60°。从空心锥喷嘴中喷出的燃油进入第三燃烧腔23后，在第三燃烧腔23入口来流的作用下在第三燃烧腔23内形成涡流，能够更好地与气流混合，提升燃烧效率。

外涵道外机匣1的出气端设置有可调尾喷口19，尾喷口调节时能够调整尾喷管道面积，进而可改变气流在涡轮和尾喷管中膨胀比的分配，实现对整个发动机工作状态的控制。可调节的尾喷口通常由外壳、流量控制器和执行器等部件组成。外壳内部设计了多个流道，以便气体通过时可以形成特定的流场结构。流量控制器是喷口的核心部分，通常由几个可移动的叶片、闸板或其他类似的部件组成。这些部件可以根据需要进行开启或关闭，以适当地调节气体流量和速度。执行器是控制流量控制器开关状态的部件，通常由电机、液压马达或气动活塞等组成。执行器会接收到来自电子控制单元的指令，然后根据指令来推动或拉动流量控制器的部件，从而实现喷口大小的调节。

关于本构型能提升性能的原因：常规涡扇发动机采用布雷顿循环，提高涡轮前温度是提高发动机推重比的有效手段，然而受制于技术和成本限循环制，涡轮前温度提升幅度有限。将常规涡扇发动机主燃烧室14单点加热改变为多点加热模式，是在现有材料和冷却技术限制下提升发动机推力的有效途径。多热节点加温包括加力燃烧室20和级间燃烧两种模式。

加力燃烧室20存在尺寸重量大、耗油率高、无法长时间巡航等问题，飞发匹配效能显著下降。相比采用涡轮级间燃烧室，本方案可以在实现发动机推力和推重比提升的同时，增加无人机综合效能。

相比常规涡轮级间燃烧室只在发动机内涵加热，本发明利用一个部件实现内外涵同时加热，增加了发动机排气速度，从而提高了推力，同时减少了发动机内涵几何调节机构，减轻了发动机复杂度和重量。

关于本构型长度缩短的原因：和传统加力式涡扇发动机相比，本构型发动机，取消了加力燃烧室20，改用凹腔形式，从而使得发动机轴向长度明显缩短；与加力式涡轮风扇12发动机相比，本构型高压涡轮导叶15和驻涡燃烧室17加热节点位于压力更高的高压涡轮中间和高压涡轮后，与加力涡扇发动机相比，由于高压涡轮导叶15和驻涡燃烧室17加热节点的加热环境压力高，速度更低，这有利于燃烧效率的提升、循环效率提高，油耗更低，有利于增加航时；长度更短，以便于匹配飞行器。

与常规中大涵道比的涡扇发动机相比，本方案利用发动机外涵道补充加热可显著提升发动机功重比，从而使得兼顾超音速和长航时可兼顾，可用于超音速飞行器。与常规的级间燃烧涡扇发动机相比，本方案采用外涵加热、高压涡轮导叶15内加热等思路，热效率更高，而且由于外涵道引入加热，使得混合器进口内外涵道的压力更容易平衡，可取消内涵道面积调节机构。

发动机工作过程如下：

发动机启动阶段，主燃烧室14点火，高压涡轮做功带动压气机提升转速，达到慢车；

起飞阶段，高压涡轮导叶15和驻涡燃烧室17加热节点依次打开，提高发动机起飞推力，实现短距起降；

爬升阶段：高压涡轮导叶15和驻涡燃烧室17加热节点供油量逐步减少，当发动机接近巡航高度后，逐个关闭；

巡航阶段：亚音速巡航时，仅有主燃烧室14第一加热点工作，超音速时候，高压涡轮导叶15和驻涡燃烧室17加热节点按照推力需求进行不同挡位加热，实现超音速飞行能力。

基于工程热力学的计算仿真分析表明，驻涡燃烧室17双侧凹腔引入使得内外涵同时加热后，发动机单位推力增加40％以上，与带加力燃烧室20的涡扇发动机相比，最大状态耗油率下降约30％，比单纯使用级间燃烧室的方案，单位推力可提升20％以上。通过关闭会关小外涵道而只保留内涵道加热功能，则发动机油耗可继续降低，更加有利于保持长航时。发动机性能收益仿真分析如下表。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。