一种航空发动机三旋流主燃烧室制造技术

一种航空发动机三旋流主燃烧室，包括：扩压器；环形外机匣，其进口与扩压器外壁出口连接；环形火焰筒外壁，在环形外机匣内设置，其上具有多个沿周向分布的外侧支撑孔；多个外侧支撑杆，连接在环形外机匣上，对应穿过一个外侧支撑孔设置；环形火焰筒内壁，在环形火焰筒外壁内设置，与环形火焰筒外壁构成环形火焰筒，其进口与扩压器内壁出口连接，其上具有多个沿周向分布的内侧支撑孔；多个内侧支撑杆，连接在扩压器内壁上，对应穿过一个内侧支撑孔设置；多个燃油喷嘴，沿周向连接在环形外机匣上，其喷油端伸入到环形火焰筒的进口内；多个外侧旋流器，每个外侧旋流器内圈对应套接在一个燃油喷嘴的喷油端，外圈与环形火焰筒的进口部位连接。连接。连接。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机三旋流主燃烧室


[0001]本申请属于航空发动机主燃烧室设计
，具体涉及一种航空发动机三旋流主燃烧室。

技术介绍

[0002]随着技术的发展，要求航空发动机的推重比不断提高，以及要求航空发动机的耗油率不断降低，致使航空发动机主燃烧室头部进口温度大幅提高，对主燃烧室的温升能力、稳定工作范围以及部件效率等要求越加严苛。
[0003]当前，主燃烧室主要包括，扩压器、环形外机匣、环形内机匣、环形火焰筒外壁、环形火焰筒内壁、外壁环形整流罩、内壁环形整流罩以及多个燃油喷嘴及其旋流器，如图1所示，其中，环形外机匣的进口与扩压器外壁出口连接；环形火焰筒外壁在环形外机匣内设置，其进口连接外壁环形整流罩，其出口连接环形外机匣出口部位；环形火焰筒内壁在环形火焰筒外壁内设置，与环形火焰筒外壁构成环形火焰筒，其进口连接内壁环形整流罩；环形内机匣在环形火焰筒内壁内设置，其进口与扩压器内壁连接，其出口部位连接环形火焰筒内壁；各个燃油喷嘴连接在环形外机匣上，沿周向分布，喷油端伸入到环形火焰筒进口内；各个旋流器对应套接在各个燃油喷嘴的喷油端，与环形火焰筒进口部位连接，该种技术方案存在以下技术缺陷：
[0004]1)扩压器多为一体化整体铸造成型结构，结构复杂，铸造工艺难度大，良品率低，且扩压气动损失大，难以适应技术发展的需要；
[0005]2)构成环形火焰筒的环形火焰筒外壁、环形火焰筒内壁，与环形外机匣、环形内机匣的出口连接，在主燃烧室头部进口温度大幅提高的情形下，变形不协调，致使各个燃油喷嘴的喷油端及其旋流器相对空间位置发生变化，使环形火焰筒内油气匹配产生差异，降低环形火焰筒出口温度场的品质；
[0006]3)环形火焰筒进口部位与旋流器间采用刚性连接，在主燃烧室头部进口温度大幅提高的情形下，易产生较大的应力，各个燃油喷嘴的喷油端难以保证与环形火焰筒进口部位的良好对中，降低环形火焰筒出口温度场的品质；
[0007]4)各个燃油喷嘴的喷油端采用一级旋流器进行旋流，掺混空气量有限，难以有效提高主燃烧室的温升能力。
[0008]鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
[0009]需注意的是，以上
技术介绍
内容的公开仅用于辅助理解本专利技术的专利技术构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述
技术介绍
不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

技术实现思路

[0010]本申请的目的是提供一种航空发动机三旋流主燃烧室，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
[0011]本申请的技术方案是：
[0012]一种航空发动机三旋流主燃烧室，包括：
[0013]扩压器；
[0014]环形外机匣，其进口与扩压器外壁出口连接；
[0015]环形火焰筒外壁，在环形外机匣内设置，其上具有多个沿周向分布的外侧支撑孔；
[0016]多个外侧支撑杆，连接在环形外机匣上，对应穿过一个外侧支撑孔设置；
[0017]环形火焰筒内壁，在环形火焰筒外壁内设置，与环形火焰筒外壁构成环形火焰筒，其进口与扩压器内壁出口连接，其上具有多个沿周向分布的内侧支撑孔；
[0018]多个内侧支撑杆，连接在扩压器内壁上，对应穿过一个内侧支撑孔设置；
[0019]环形内机匣，在环形火焰筒内壁内设置，其进口与扩压器的出口连接；
[0020]多个燃油喷嘴，沿周向连接在环形外机匣上，其喷油端伸入到环形火焰筒的进口内；
[0021]多个外侧旋流器，每个外侧旋流器内圈对应套接在一个燃油喷嘴的喷油端，外圈与环形火焰筒的进口部位连接。
[0022]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机三旋流主燃烧室中，还包括：
[0023]多个支板，内部以点阵结构进行填充，在扩压器的扩压流路内沿周向设置，支撑在扩压器外壁、内壁之间，尾缘部位具有缺口；
[0024]分流环，卡在各个缺口中，横截面呈V型，开口朝向扩压器的出口方向，与扩压器以及各个支板以增材工艺一体成型。
[0025]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机三旋流主燃烧室中，还包括：
[0026]多个外侧安装座，连接在环形外机匣的内壁上，为亚音速翼型外廓；每个外侧安装座对应套接在一个外侧支撑杆上；
[0027]多个内侧安装座，连接在扩压器的内壁内侧，为亚音速翼型外廓；每个内侧安装座对应套接在一个内侧支撑杆上。
[0028]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机三旋流主燃烧室中，环形火焰筒外壁外侧具有多个外侧环形定位卡槽，每个外侧环形定位卡槽对应环绕一个外侧支撑孔；
[0029]环形火焰筒内壁外侧具有多个内侧环形定位卡槽，每个内侧环形定位卡槽对应环绕一个内侧支撑孔；
[0030]航空发动机三旋流主燃烧室还包括：
[0031]多个外侧支撑衬套，每个外侧支撑衬套对应套接在一个外侧支撑杆上，与对应的外侧支撑杆间球面接触，贯穿对应的外侧支撑孔设置，位于环形火焰筒外壁外的一端具有外侧环形弯折支撑边；每个外侧环形弯折支撑边卡在对应的外侧环形定位卡槽中；
[0032]多个外侧定位螺母，每个外侧定位螺母对应螺接在一个外侧支撑衬套的另一端，抵靠在环形火焰筒外壁内；
[0033]多个内侧支撑衬套，每个内侧支撑衬套对应套接在一个内侧支撑杆上，与对应的内侧支撑杆间球面接触，贯穿对应的内侧支撑孔设置，位于环形火焰筒内壁外的一端具有内侧环形弯折支撑边；每个内侧环形弯折支撑边卡在对应的内侧环形定位卡槽中；
[0034]多个内侧定位螺母，每个内侧定位螺母对应螺接在一个内侧支撑衬套的另一端，
抵靠在环形火焰筒内壁内。
[0035]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机三旋流主燃烧室中，环形火焰筒外壁内具有外侧环形凸出；
[0036]环形火焰筒内壁外具有内侧环形凸出；
[0037]航空发动机三旋流主燃烧室还包括：
[0038]多个连接板，具有外侧边缘、与外侧边缘相对的内侧边缘；每个连接板对应套接在一个外侧旋流器的外圈上；
[0039]多个外侧压片，具有平直段，该平直段通过托板螺母连接在环形火焰筒外壁内；每个外侧压片平直段上具有弯折部位，对应将一个外侧边缘压在外侧环形凸出上；
[0040]多个内侧压片，具有平直段，该平直段通过托板螺母连接在环形火焰筒内壁外；每个内侧压片的平直段上具有弯针部位，对应将一个内侧边缘压在内侧环形凸出上。
[0041]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机三旋流主燃烧室中，各个外侧边缘上具有外侧缺口；
[0042]对应于各个外侧边缘的外侧压片有两个，分布在对应的外侧缺口两侧；
[0043]各个内侧边缘上具有内侧缺口；
[0044]对应于各个内侧边缘的内侧压片有两个，分布在对应的内侧缺口两侧；
[0045]外侧环形凸出上具有多个沿周向分布的外侧凸出部位，每个外侧凸出部位本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机三旋流主燃烧室，其特征在于，包括：扩压器(1)；环形外机匣(2)，其进口与所述扩压器(1)外壁出口连接；环形火焰筒外壁(3)，在所述环形外机匣(2)内设置，其上具有多个沿周向分布的外侧支撑孔；多个外侧支撑杆(4)，连接在所述环形外机匣(2)上，对应穿过一个所述外侧支撑孔设置；环形火焰筒内壁(5)，在所述环形火焰筒外壁(3)内设置，与所述环形火焰筒外壁(3)构成环形火焰筒，其进口与所述扩压器(1)内壁出口连接，其上具有多个沿周向分布的内侧支撑孔；多个内侧支撑杆(6)，连接在所述扩压器(1)内壁上，对应穿过一个所述内侧支撑孔设置；环形内机匣(29)，在所述环形火焰筒内壁(5)内设置，其进口与所述扩压器(1)的出口连接；多个燃油喷嘴(7)，沿周向连接在所述环形外机匣(2)上，其喷油端伸入到所述环形火焰筒的进口内；多个外侧旋流器(8)，每个所述外侧旋流器(8)内圈对应套接在一个所述燃油喷嘴(7)的喷油端，外圈与所述环形火焰筒的进口部位连接。2.根据权利要求1所述的航空发动机三旋流主燃烧室，其特征在于，还包括：多个支板(9)，内部以点阵结构进行填充，在所述扩压器(1)的扩压流路内沿周向设置，支撑在所述扩压器(1)外壁、内壁之间，尾缘部位具有缺口；分流环(10)，卡在各个所述缺口中，横截面呈V型，开口朝向所述扩压器(1)的出口方向，与所述扩压器(1)以及各个所述支板(9)以增材工艺一体成型。3.根据权利要求1所述的航空发动机三旋流主燃烧室，其特征在于，还包括：多个外侧安装座(11)，连接在所述环形外机匣(2)的内壁上，为亚音速翼型外廓；每个所述外侧安装座(11)对应套接在一个所述外侧支撑杆(4)上；多个内侧安装座(12)，连接在所述扩压器(1)的内壁内侧，为亚音速翼型外廓；每个所述内侧安装座(12)对应套接在一个所述内侧支撑杆(6)上。4.根据权利要求1所述的航空发动机三旋流主燃烧室，其特征在于，所述环形火焰筒外壁(3)外侧具有多个外侧环形定位卡槽，每个所述外侧环形定位卡槽对应环绕一个所述外侧支撑孔；所述环形火焰筒内壁(5)外侧具有多个内侧环形定位卡槽，每个所述内侧环形定位卡槽对应环绕一个所述内侧支撑孔；所述航空发动机三旋流主燃烧室还包括：多个外侧支撑衬套(13)，每个所述外侧支撑衬套(13)对应套接在一个所述外侧支撑杆(4)上，与对应的外侧支撑杆(4)间球面接触，贯穿对应的外侧支撑孔设置，位于所述环形火焰筒外壁(3)外的一端具有外侧环形弯折支撑边；每个所述外侧环形弯折支撑边卡在对应
的外侧环形定位卡槽中；多个外侧定位螺母(14)，每个所述外侧定位螺母(14)对应螺接在一个所述外侧支撑衬套(13)的另一端，抵靠在所述环形火焰筒外壁(3)内；多个内侧支撑衬套(15)，每个所述内侧支撑衬套(15)对应套接在一个所述内侧支撑杆(6)上，与对应的内侧支撑杆(6)间球面接触，贯穿对应的内侧支撑孔设置，位于所述环形火焰筒内壁(5)外的一端具有内侧环形弯折支撑边；每个所述内侧环形弯折支撑边卡在对应的内侧环形定位卡槽中；多个内侧定位螺母(16)，每个所述内侧定位螺母(16)对应螺接在一个所述内侧支撑衬套(15)的另一端，抵靠在所述环形火焰筒内壁(5)内。5.根据权利要求1所述的航空发动机三旋流主燃烧室，其特征在于，所述环形火焰筒外壁(3)内具有外侧环形凸出(20)；所述环形火焰筒内壁(5)外具有内侧环形凸出(21)；所述航空发动...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘永泉，张成凯，朱健，王新竹，李美烨，张军峰，
申请(专利权)人：中国航发沈阳发动机研究所，
类型：发明
国别省市：