[0001] 本发明涉及航空发动机技术领域，更具体的说是涉及一种涡轮级间燃烧室。

[0002] 现代航空发动机的理想循环为布雷顿循环，根据热力循环过程可以得知，循环增温比是热效率的决定因素之一，提高涡轮进口温度便成为增大热效率的主要方法，因此许多学者对高温升燃烧室进行了大量研究。然而，更高的燃烧室出口温度对涡轮叶片的材料和冷却等技术带来了严峻考验，致使单纯依靠增大主燃烧室出口温度提升发动机性能的方法受到限制。对此，Srignano、Liu等学者提出了涡轮燃烧室(Turbine‑burner,TB)的概念，在涡轮内实现等温热力循环，从而增加整个热力循环的做功，提高发动机功率。他们通过热力循环参数的计算研究发现，与传统发动机相比，TB发动机在不增加或仅增加较小的推力比油耗的情况下，提供了显著更高的比推力，也拓宽了飞行马赫数和压气机压比的工作范围。后来，美国空军研究试验室(AirForce Research Laboratory,AFRL)提出超紧凑燃烧室(Ultra‑Compact Combustion,UCC)的概念，将涡轮燃烧室的概念推向工程应用。基于UCC和TB的结构，学者们提出了涡轮级间燃烧室(Inter‑stage Turbine Burner,ITB)方案，在高压涡轮与低压涡轮之间的通道处，在机匣壁面上增加一个周向凹腔。基于周向凹腔的燃烧方案主要有两种，一类是High‑g燃烧室(High‑g combustor,HGC)，将空气以一定角度射入周向凹腔内，使气流形成绕发动机轴线的旋转流动，同时向凹腔内供油，利用切向气流的高速旋转强化掺混燃烧，但是g载荷的大小与发动机直径成比例关系，在一定程度上限制了该方案的应用；另一类是驻涡燃烧室(Trapped‑vortex combustor,TVC)，通过在周向空腔内前后壁面设置进气通道，在进气射流的作用下，凹腔内形成稳定的驻涡区，使得油气混合物停留时间增加，燃烧更加充分，燃烧效率更高。在周向开设凹腔的级间燃烧室结构中，大多研究利用引气装置，从压气机后单独引入高压空气，将高能量未燃气体直接引入涡轮，对热力循环有一定负作用。尽管涡轮内提高了气体总能量，但对发动机整体循环并不是单一的增益效果。

[0003] 公开号为CN112524641 A，名称为一种涡轮级间燃烧室结构，在旋流导叶下游布置V型火焰稳定器等装置，实现了低耗油比下增大发动机比推。然而，目前已经公开的级间燃烧室方案的大多采用强迫射流形式，在凹腔内形成单涡或双涡以增加气体停留时间、增强主次流掺混，但对气体流动损失关注较少。

[0004] 因此，如何提供一种高速进口条件下，实现低阻流动、高效稳定燃烧的涡轮级间燃烧室是本领域技术人员亟需解决的问题。

[0031] 下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

[0032] 需要说明的是，现有的涡轮级间燃烧室一般为环状结构，即外壳体1、内壳体11、弧形导流体6、分流板8、U形回流腔、下侧横板3、后壁板4、尾壁板5、油气混合管16、驻涡凹腔10均为环状结构，低压涡轮进口导叶17为多个，其周向均布在内壳体11的顶端面上，而本发明为了方便展示燃烧室的结构，仅仅示意出了环状燃烧室的局部结构示意图，具体的，如图1‑图3所示，本发明实施例公开了一种涡轮级间燃烧室，包括：

[0033] 外壳体1，外壳体1的后侧具有U形回流腔2，U形回流腔2的下侧横板3一体连接有向下延伸的后壁板4，后壁板4的下端一体连接有向后侧延伸的尾壁板5，U形回流腔2的后壁面上设有引气接口201；

[0034] 弧形导流体6，弧形导流体6位于外壳体1的内侧，且二者之间通过连接柱7固定，弧形导流体6的前端靠近外壳体1前端的位置设有分流板8，弧形导流体6的后端向后延伸至U形回流腔2的腔口处，分流板8顶端面、弧形导流体6顶端面与外壳体1底端面之间区域为与U形回流腔2连通的次流通道9，弧形导流体6的内凹区域为与U形回流腔2连通的驻涡凹腔10，后壁板4位于驻涡凹腔10的后侧，弧形导流体6上开设有多个用于给弧形导流体6上对应驻涡凹腔10的内凹壁面进行降温的排气冷却孔601；

[0035] 内壳体11，内壳体11位于弧形导流体6的下方，内壳体11前端与外壳体1前端之间的区域为与航空燃气轮机的高压涡轮的出口连通的高温高速燃气入口19，内壳体11顶端面与分流板8底端面、弧形导流体6底端面、尾壁板5底端面之间的区域为主流通道12；主流通道12的第一通道口121和次流通道9的前端口901均与高温高速燃气入口19连通，主流通道12的第二通道口122与航空燃气轮机低压涡轮的第一级转子入口连通；

[0036] 点火器13，点火器13安装在外壳体1上，点火器13的点火端穿过弧形导流体6伸入至驻涡凹腔10内；

[0037] 引气管14，引气管14位于U形回流腔2的外侧，引气管14一端与引气接口201连通；

[0038] 供油管15，供油管15一端为供油口151，引气管14的另一端与供油管15靠近其供油口151的位置连通；

[0039] 油气混合管16，油气混合管16位于下侧横板3和尾壁板5之间构成的夹层18中，油气混合管16与供油管15的另一端连接且连通；

[0040] 其中，下侧横板3上开设有用于连通U形回流腔2和油气混合管16的第一油气混合入口301，后壁板4上开设有用于连通驻涡凹腔10和油气混合管16的第二油气混合入口401。

[0041] 本发明的涡轮级间燃烧室还包括设置在主流通道12内的低压涡轮进口导叶17，低压涡轮进口导叶17底端与内壳体11顶端固定，低压涡轮进口导叶17的压力侧面上开设有径向凹腔171，径向凹腔171位于驻涡凹腔10的正下方。

[0042] 如图3所示，高压涡轮出口的高温高速燃气在分流板7的作用下，分为主流与次流两股气流，次流通过次流通道进入外壳体1上的U形回流腔2时，小部分次流在引气管14的引导下进入供油管15，此时供油管15的供油口151通入液态燃油，在引气管14高温气流的作用下，蒸发形成的油气混合物进入油气混合管16，油气混合管16中的油气混合物经第一油气混合入口301进入到U形回流腔2中，并在U形回流腔2内回流的大部分的高速次流带动下快速进入到驻涡凹腔10，并在驻涡凹腔10内形成大范围逆时针旋转的驻涡，此时点火器点火，将驻涡凹腔10中次流点燃，此时该燃烧区域为燃烧室的驻涡主燃区；另外，经第一油气混合入口301进入到U形回流腔2中的油气混合物在高速次流带动下会冲向驻涡凹腔10前侧，而导致驻涡凹腔10后侧的油气含量较少，此时，油气混合管16中的油气混合物经第二油气混合入口401进入到驻涡凹腔10后侧，进而填补驻涡凹腔10后侧油气含量，从而在第一油气混合入口301和第二油气混合入口401的配合下，保证驻涡凹腔10内在径向与展向方向的油气均匀分布，从而实现高效稳定燃烧，此时次流温度升高；而主流的高温高速气体流经主流通道12内的低压涡轮进口导叶17时，在导叶的径向凹腔171内也形成导叶凹腔驻涡涡流，并配合驻涡凹腔10涡流形成燃气的双驻涡燃烧，并且径向凹腔171和驻涡凹腔10连通，强化了主次流掺混，也易于二次燃烧的次流与主流之间的能量交换，使得气流总能量升高，对低压涡轮做功能力增强，在低油耗比的条件下提高发动机的循环做功量。

[0043] 本发明的一种涡轮级间燃烧室，第一，未从压气机引气，减少了主燃烧室内的流量损失，采用分流板和弧形导流体结构形成主次流两股气流，次流用于凹腔内形成驻涡区；其次，次流在进入凹腔形成驻涡区时，并没有采用收缩通道的结构强迫气体形成射流，而是通过U形回流腔的引导，使得气流方向反转，在流动损失较小的情况下形成大范围逆时针旋转的驻涡；第三，燃烧室的供油引用次流高温气体对液态燃油实现预蒸发，这对油气停留时间极短的级间燃烧室十分重要，在保证低油气比下稳定燃烧的同时，也提高了燃烧效率；最后，驻涡凹腔与低压涡轮进口导叶的一体化设计提高了级间燃烧室空间利用率，强化了主次流掺混，有利于能量交换，这可以在级间燃烧室出口形成更加均匀的温度分布，下游低压涡轮动叶的工作寿命得到延长。

[0044] 本发明的另一实施例，分流板与弧形导流体之间通过铰链连接，这样分流板可以围绕铰链旋转，改变次流入口与主流入口的面积比，从而调整两股气流的流量比例，进而调节燃烧室的燃烧效果。

[0045] 本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的装置而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。

[0046] 对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。