一种翼板可调式火焰稳定器及加力燃烧室

技术领域

本发明属于航空发动机领域，涉及变循环发动机，具体涉及一种翼板可调式火焰稳定器及加力燃烧室。

背景技术

变循环发动机(Variable Cycle Engine，VCE)是目前军用航空发动机领域的重要研究方向，其能够根据飞行工况来改变自身部件的结构形状或位置，实现不同工作模态的相互切换，从而全面改善军用战机的机动性并有效扩大其飞行包线，使战机在不同飞行工况下均具有良好工作性能。

战机飞行高度不断上升、飞行速度不断加大，这导致了加力燃烧室进口气流温度和速度大幅增加，使得加力燃烧室设计出现新的技术难点：其一，极高的加力燃烧室进口温度已经超过镍基单晶合金的耐受温度，喷油杆和火焰稳定器面临着严重的烧蚀和结焦问题；其二，喷油杆和火焰稳定器一体化设计，导致燃油喷嘴与火焰稳定器尾缘间距小，燃油雾化、掺混、燃烧性能差；其三，火焰稳定器尾缘突扩的形状导致了加力燃烧室非加力状态下流动损失大。

发明内容

有鉴于此，本发明提供一种翼板可调式火焰稳定器及加力燃烧室，其能够一体化地实现喷油、火焰稳定和冷却以及尽可能减少流动损失，从而有效解决变循环发动机加力燃烧室中稳焰困难、流阻大、烧蚀和结焦等问题。

在本发明的一个方面，提供一种翼板可调式火焰稳定器，其特征在于，包括：

火焰稳定器，包括头部以及从所述头部向后延伸的主体部，所述主体部呈中空的壳体结构且内部引入有冷却气体；

翼板，呈中空的板状结构，其前端角度可调地铰接于所述主体部的内部，后端向所述主体部的后方伸出，且所述翼板的前端设有开口，用以连通所述主体部内部的冷却气体；以及

作动机构，设置于所述主体部内部，并与所述翼板相互作用，以驱动所述翼板进行角度调整。

优选地，所述主体部的侧面开设有冷却气体进气口，用于向所述火焰稳定器内部引入冷却气体，所述作动机构包括：

驱动装置，从所述冷却气体进气口伸入所述主体部的内部，用于提供沿轴向作动的驱动力；以及

多连杆装置，设置于所述主体部的内部，连接于所述驱动装置与所述翼板之间，用于将所述驱动装置沿轴向作动的驱动力转换为所述翼板的旋转动力。

优选地，所述多连杆装置包括：

主动杆，沿轴向设置，且其前端与所述驱动装置固定连接；

从动杆，其前端铰接于所述主动杆的后端；以及

推杆，其前端铰接于所述从动杆的后端，其后端与所述翼板固定连接。

优选地，所述翼板包括沿径向间隔地设置于所述火焰稳定器的后部的第一翼板和第二翼板，且所述第一翼板和所述第二翼板分别由对应的所述多连杆装置驱动，从而以对称的方式进行角度调整；

其中，所述第一翼板对应的推杆和所述第二翼板对应的推杆共同铰接于铰接点。

优选地，所述多连杆装置被构造为：

在所述主动杆沿轴向移动至其前止点时，所述多连杆装置驱动所述第一翼板和所述第二翼板的后端相互接触而处于闭合状态；以及

在所述主动杆沿轴向移动至其后止点时，所述多连杆装置驱动所述第一翼板和所述第二翼板沿轴向平行分布而处于打开状态。

优选地，所述翼板前端的所述开口呈沿周向延伸的狭缝状结构，所述翼板后端设有沿周向排布的多个冷却孔，以使冷却气体从所述翼板的前端向后端流动而排出所述翼板。

优选地，所述开口的内侧设有使所述翼板铰接于所述主体部的铰接轴，所述开口的外侧设有以所述铰接轴为圆心的圆弧过渡面。

优选地，所述第一翼板和所述第二翼板在闭合状态与打开状态之间进行切换时，所述主体部的内壁面与所述圆弧过渡面之间具有恒定宽度的第一缝隙，以确保有充足的冷却气体从所述第一缝隙流出而对所述第一翼板和所述第二翼板的外侧面进行冷却。

优选地，所述主体部的后侧板与所述翼板的内侧面之间具有第二狭缝，当所述第一翼板和所述第二翼板处于闭合状态时，所述主体部的后侧板与所述翼板的内侧面接触而封堵所述第二狭缝，当所述第一翼板和所述第二翼板处于打开状态时，所述主体部的后侧板与所述翼板的内侧面间隔设置而使所述第二狭缝处于最大状态。

在本发明的另一个方面，提供一种加力燃烧室，其特征在于，包括如前文任一项实施方式所述的火焰稳定器。

基于此，本发明在火焰稳定器的后部构造出翼板，将火焰稳定器的主体部设置为中空的壳体结构，并将翼板构造为与主体部连通的中空板状结构，使得冷却气体能够被引入火焰稳定器的主体部并由主体部进一步流动至翼板的内部，从而使冷却气体分股对火焰稳定器及翼板进行充分冷却，并且在火焰稳定器的尾缘形成冷却气体空腔，使得火焰稳定器尾缘与回流区分离，避免了火焰稳定器的烧蚀与结焦问题。并且，本发明利用多连杆装置控制火焰稳定器尾缘的翼板开合状态，实现非加力状态下火焰稳定器的尾缘空腔闭合，加力状态下火焰稳定器的尾缘空腔打开，保证火焰稳定器在非加力状态下能够尽可能地减小流动损失，并在加力状态下增大流阻以提高稳焰性能。

附图说明

附图用来提供对本申请技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本申请的实施例一起用于解释本申请的技术方案，但并不构成对本申请技术方案的限制。

图1为本发明提供的翼板可调式火焰稳定器沿垂直于周向剖面的立体结构示意图；

图2为本发明提供的翼板可调式火焰稳定器沿垂直于径向剖面的立体结构示意图；

图3为本发明提供的翼板可调式火焰稳定器在闭合状态的示意图；

图4为本发明提供的翼板可调式火焰稳定器在打开状态的示意图；

图5为本发明提供的翼板可调式火焰稳定器的多连杆装置在闭合状态下的作动原理示意图；

图6为本发明提供的翼板可调式火焰稳定器的多连杆装置在打开状态下的作动原理示意图；

图7为本发明提供的翼板可调式火焰稳定器在打开状态的流动状态示意图。

附图标记：

1-火焰稳定器，11-头部，12-主体部，121-冷却气体进气口；

2-翼板，21-开口，22-第一翼板，23-第二翼板，24-冷却孔，25-铰接轴，26-圆弧过渡面，27-第一缝隙，28-第二缝隙；

3-作动机构，31-驱动装置，32-多连杆装置，321-主动杆，322-从动杆，323-推杆，324-铰接点。

具体实施方式

下面将参照附图来详细描述本发明的各种示例性实施例。对示例性实施例的描述仅仅是说明性的，并不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。本实用新型可以以许多不同的形式实现，不限于这里的实施例。提供这些实施例是为了使本发明清楚且完整，并且向本领域技术人员充分表达本发明的范围。应注意到：除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。

如图1-7所示，在本发明的一个方面，提供一种翼板可调式火焰稳定器，其包括火焰稳定器1以及设置于火焰稳定器1后缘并向后伸出的翼板2。由此，本发明利用翼板2在火焰稳定器1的尾缘形成冷却气体空腔，使得火焰稳定器1的尾缘与用于形成稳定点火源的回流区分离，避免了火焰稳定器1的烧蚀与结焦问题。在此基础上，本发明设置有用于驱动翼板2进行角度调整的作动机构3，从而通过作动机构3控制翼板2的开合状态，在非加力状态使火焰稳定器1的尾缘空腔闭合，尽可能地减小流动损失，而在加力状态下使火焰稳定器1的尾缘空腔打开，增大流阻以提高稳焰性能。

具体而言，本发明提供的火焰稳定器1包括整体呈流线型的头部11以及从头部11沿轴向向后延伸的主体部12，由此使得火焰稳定器1的整体形状具有更少的流动阻力，从而确保非加力状态下航空发动机的工作效率。以头部11和主体部12对火焰稳定器1进行区分更多地是从气动的角度体现火焰稳定器1在不同区域的气动外形。当然，头部11和主体部12可以被优选地构造为两个可互相安装的结构件，以此可以首先分别加工出头部11和主体部12，再对两者进行组装，这有助于把控两个结构件各自的结构精度，并能够大幅地降低制造难度。

如图1所示，头部11的后侧面向前凹入，并与主体部12的前侧面之间围合出一个内部空间，由此可以将值班喷油杆设置在该内部空间里。在这种结构下，该值班喷油杆的前侧将至少有两层火焰稳定器1的壁面结构，从而能够有效隔绝热量，防止燃油结焦。在一些优选的实施例中，本发明在头部11内进一步设置隔板，从而增加值班喷油杆与高温来流之间的阻隔以优化值班喷油杆的温度控制。

如图2所示，火焰稳定器1的主体部12呈中空的壳体结构，两个充填喷油杆设置于主体部12的内部，且主体部12内设置有多个隔板，从而使冷却气体被合理分股至火焰稳定器1内部的各个需要冷却的区域。显然，主体部12与头部11之间需要设置冷却通道，由此至少一部分冷却气体将从主体部12进入头部11从而对值班喷油杆进行冷却。并且，火焰稳定器1的外表面设置有多个气孔，因此还有部分冷却气体将从气孔流出并从外部对火焰稳定器进行冷却。

可见，本发明将火焰稳定器构造为壳体嵌套组成的多层结构，将值班喷油杆安装于内层壳体中，将充填喷油杆安装于火焰稳定器1的主体12的壳体中，向主体12通入冷却气体并设计相应的冷却气体流路以充分冷却值班喷油杆和充填喷油杆及火焰稳定器头部等位置。

如图1-2所示：值班喷油杆上设有多个值班喷油孔，优选地，值班燃油逆向喷射，以挡溅雾化方式强化燃油的雾化效果，并随冷却气体流一起从值班油路排出火焰稳定器的内部；充填喷油杆设有多个直射式或扇形充填燃油喷嘴，且充填燃油喷嘴与位于主体部12外表面的充填排油孔位置相互匹配，从而保证充填燃油以横向喷射的方式排出火焰稳定器，并均匀分布于加力燃烧室非堵塞区，从而保证火焰稳定器1的燃烧效率。

因此，本发明通过使值班燃油逆向喷射，以挡溅雾化方式排出火焰稳定器，结合充填喷油横向喷射，提高了燃油雾化及混合性能，从而使得稳定器具有较好的稳焰与较高的燃烧效率两方面性能。

上述对火焰稳定器结构及其内部值班喷油杆和充填喷油杆设置方式的描述，旨在说明本发明的火焰稳定器实现其功能的优选结构。本领域技术人员可以理解，火焰稳定器的结构也不限于此，只需火焰稳定器内部能够引入冷却气体并设置可转动的翼板，都可以作为本发明的火焰稳定器的结构基础。

具体而言，考虑到充填喷油杆所在的腔室将富集油气混合物，因此本发明将主体部12的中空壳体结构进一步拆分为前后两个部分，从而将充填喷油杆与翼板2及作动机构3相互隔离，从而避免油气混合物可能产生的不利影响：油气混合物中的小油滴可能堵塞翼板2前部的开口21，导致翼板2的冷却失效，同时小油滴还可能附着在作动机构3的铰接位置而导致其旋转不畅，甚至小油滴还可能进一步吸附杂质或结焦固化而使作动机构3的铰接位置出现严重卡滞。

在此基础上，翼板2被设置为中空的板状结构，其前端角度可调地铰接于主体部12的内部，后端向主体部12的后方伸出，且翼板2的前端设有开口21，用以连通主体部12内部的冷却气体。由此，冷却气体将从主体部12通过开口21进入翼板的内部，对翼板2进行充分冷却。优选地，翼板2前端的开口21呈沿周向延伸的狭缝状结构，翼板2后端设有沿周向排布的多个冷却孔24，以使冷却气体从翼板的前端向后端流动而排出所述翼板。

并且，基于该冷却气体进气口，本发明通过在主体部12内部设置隔板，从而将冷却气体分为多股，其中第一部分冷却气体能够冷却充填喷油杆、以及稳定器头部11并从充填排油孔排出稳定器主体部12，第二部分冷却气体经主体部12内部空间尾缘的气孔进入其中冷却值班喷油杆，并从值班油路排出稳定器主体部12，第三部分冷却气体经稳定器主体部12的后侧板与翼板2内侧面之间的缝隙充斥尾缘空腔，并对翼板进行冷却。

为了实现翼板的角度调整，本发明在主体部12的内部设置作动机构3，从而与翼板2相互作用以驱动翼板2进行角度调整。如图1-2所示，优选地，主体部12的侧面开设有冷却气体进气口121，用于向火焰稳定器内部引入冷却气体。基于主体部12的结构基础，作动机构3被分为从冷却气体进气口121伸入主体部12内部的驱动装置31和位于主体部内部的多连杆装置32两部分。其中，驱动装置31用于提供沿轴向作动的驱动力，其可以被设置在冷却气体进气口121所在的进气路径上，从而得到充分的冷却保护，并且驱动装置31可以从航空发动机的附件系统中取力，优选地利用液压系统提供驱动力以提高其可靠性。而多连杆装置32则连接于驱动装置31与翼板2之间，用于将驱动装置31沿轴向作动的驱动力转换为翼板2的旋转动力。

如图3-6所示，优选地，多连杆装置32包括主动杆321、从动杆322和推杆323。其中的主动杆321沿轴向设置，且其前端与驱动装置31固定连接，从动杆322的前端铰接于主动杆321的后端，而推杆323的前端铰接于从动杆322的后端，后端与翼板2固定连接。由此，通过主动杆321、从动杆322和推杆323的连续动作，驱动装置31沿轴向作动的驱动力将被传递给翼板2，从而使翼板能够灵活地调整其旋转角度。

如图5-6所示，主动杆321作直线往复运动，通过铰链机构带动从动杆322作平移、转动复合运动，进而通过铰链带推杆323运动，在固定轴25与其上的固定套环的嵌套定位的作用下，推杆323控制翼板2的开合状态。由此，当主动杆321向前平动，通过铰链带动从动杆322夹角变小，进而带动推杆323转动，实现翼板2闭合，主动杆321向后平动，通过铰链带动从动杆322夹角变大，进而带动推杆323转动，实现翼板2的打开。

优选地，翼板2包括沿径向间隔地设置于火焰稳定器的后部的第一翼板22和第二翼板23，且第一翼板22和第二翼板23分别由对应的多连杆装置32驱动，并且第一翼板22对应的推杆323和第二翼板23对应的推杆323共同铰接于铰接点324，从而在主动杆321沿轴线运动时，使第一翼板22和第二翼板23能够以对称的方式在关闭状态与打开状态之间进行角度调整。

优选地，多连杆装置32被构造为：在主动杆321沿轴向移动至其前止点时，多连杆装置32驱动第一翼板22和第二翼板23的后端相互接触而处于闭合状态；以及在主动杆321沿轴向移动至其后止点时，多连杆装置32驱动第一翼板22和第二翼板23沿轴向平行设置而处于打开状态。

因此，本发明利用多连杆装置控制火焰稳定器尾缘的翼板开合状态，实现如图7所示的加力状态下火焰稳定器的尾缘空腔打开，形成突然扩张段，从而当流体在流动过程中经过该突然扩张段发生边界层分离，产生漩涡，引起较大的流动损失，以增大流阻为代价来提高稳焰性能。而相应地，在非加力状态下火焰稳定器的尾缘空腔闭合，闭合的翼板将突扩结构变为渐扩结构，能够有效减少流动损失。

优选地，开口21的内侧设有使翼板铰接于主体部的铰接轴25，开口的外侧设有以铰接轴25为圆心的圆弧过渡面26。

由此，第一翼板22和第二翼板23在闭合状态与打开状态之间进行切换时，主体部12的内壁面与圆弧过渡面26之间将具有恒定宽度的第一缝隙27，以确保有充足的冷却气体从第一缝隙27流出而对第一翼板22和第二翼板23的外侧面进行冷却。

同时，主体部12的后侧板与翼板2的内侧面之间具有第二狭缝28。当第一翼板22和第二翼板23处于闭合状态时，主体部12的后侧板与第一翼板22和第二翼板23的内侧面接触而封堵第二狭缝28。当第一翼板22和第二翼板23处于打开状态时，主体部12的后侧板与翼板2的内侧面间隔设置而使第二狭缝28处于最大状态。

可以理解的是，无论处于开启状态还是关闭状态，翼板2的外侧面将始终与高温来流接触，因此本发明采用圆弧过渡面26来确保主体部12的内壁面与圆弧过渡面26之间的第一缝隙27在翼板2的任何旋转角度下都保持恒定，这使得始终有充分的冷却气体流从第一缝隙27流出而形成翼板2外侧面的贴壁气膜冷却。

与之相对地，在开启状态下，如图7所示，翼板2的内侧面之间将形成回流区，此时翼板2的内侧面将与高温气流直接接触，而在关闭状态下，翼板2的内侧面之间则无高温气流，因此本发明将第二缝隙28构造为在关闭状态下面积为零，以减少对冷却气体的消耗，而在开启状态下面积最大，以使翼板2的内侧面获得足够的冷却气体。

在本发明的另一个方面，提供一种加力燃烧室，其特征在于，包括如前文任一实施例的火焰稳定器。

在加力燃烧室的非加力状态下，火焰稳定器1的内部及尾缘2内填充有冷却气体，第一尾缘22与第二尾缘23呈闭合状态，减少流阻；在加力燃烧室的加力状态下，火焰稳定器1的头部11与主体部12之间填充有值班燃油和冷却气体，主体部12内部及尾缘2内填充有冷却气体，第一尾缘22与第二尾缘23呈打开状态，提高稳焰性能，从而保证了油气分离与冷却，避免了喷油杆和火焰稳定器的烧蚀问题，同时减少了流动损失；而在加力燃烧室更高工况的加力状态下，主体部12内部的充填喷油杆也开始喷油，从而进一步提高了加力燃烧室内的油气比，使航空发动机能够提供更充足的动力。