CN101776283A - 带射流注入的火焰稳定装置 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种用于燃气涡轮发动机加力燃烧室的火焰稳定装置。该装置采用涡轮后框架一体化设计，取消了现有技术中的径向火焰稳定器和中心锥，利用向上游内凹的结构和射流注入气流形成漩涡系，构成火焰稳定必要的回流区，从而减少零部件数量，缩短燃烧室总长度，减轻结构重量，降低阻力损失，使发动机的推重比具有了很大的提升空间。
Description
技术领域
本发明涉及带加力燃烧室的燃气涡轮发动机中加力燃烧室的火焰稳定装置，更具体地说，是对传统加力燃烧室涡轮后框架和火焰稳定装置的一体化设计。
背景技术
加力燃烧室是各型歼击机发动机必不可少的部件，从发明至今一直沿用直流组织燃烧方案。图1显示了采用这种方案的传统的带射流注入的火焰稳定装置的示意剖视图，其中，标号1表示涡轮后框架支板，2表示涡轮后框架内壁，4表示机匣，12表示中心锥，13表示V型槽火焰稳定器。在该现有技术方案中，如图1所示，燃烧室的中央设有外凸的中心锥12；工作时，首先给涡轮后的燃气或外涵的冷气进行减速扩压，如果是涡扇发动机则还要进行掺混，以求获得可以组织燃烧的进口速度场和温度场。然后，在高速气流中设置V型槽火焰稳定器13(也称钝体稳定器)并且在稳定器的前方喷油雾化，用专用的点火器进行点火。挂靠在火焰稳定器上的火焰前锋构成交错的火网，完成混合气的复燃，给气流再次增温，提高其焓值。由此提高气流的排气动量，大大增加发动机的推力。在以往的航空发动机上，全加力状态的推力大约可增加50-70％。可是发动机的总压损却达到6-8％；燃烧室长度需增加1.3-1.5米；相应的重量增加20-25％。
由此可见，加力的设计包含着一对很大的矛盾。加力燃烧的总压损失和加力结构重量增加都会影响发动机的推力重量比。一方面，加力的设置大大提高了发动机的推重比；另一方面，它又制约了推重比的提高。这样的发动机总体要求与传统加力设计矛盾更加尖锐而突出，迫切要求改变传统设计V型槽火焰稳定器组织燃烧方案。
发明内容
经过深入的研究，本发明人发现，如果不象现有技术那样设置外凸的中心锥，而是改设内凹的曲壁，则由此形成的内凹的流道可以在扩张后的区域形成漩涡区，而从内凹壁面射流注入的气流与主流相互作用形成内外双涡结构。内涡稳定，用于点燃混合燃气，外涡随时间变化不断脱落，将火焰向下游传播。在本发明的这种配置中，还省去了V型槽火焰稳定器。
由于取消了V型槽火焰稳定器，并把外凸的中心锥用内凹的曲壁取代，本发明可以减轻燃烧室的重量，并实现良好的燃烧方案。
根据本发明的一个实施例，提供了一种燃烧室的火焰稳定装置，包括：
固定在所述燃烧室的机匣上的涡轮后框架支板，
由涡轮后框架支板支撑固定在燃烧室中央位置的涡轮后框架内壁，
其特征在于包括
与涡轮后框架内壁相连的内凹曲壁，
其中，在所述燃烧室工作时，上游来流在所述内凹曲壁的作用下，从而形成了内涡和外涡组成的双涡结构；
其中，内涡稳定，用于点燃混合燃气，外涡随时间变化不断脱落，从而使火焰向下游传播。
本发明的有益效果主要体现在：本发明的目的在于提供一种带射流注入的火焰稳定方案。本发明提出的加力燃烧方案利用上述的技术，从涡轮后框架一体化设计角度而提出。取代了传统火焰稳定器，降低了流动损失，在结构上则缩短长度减轻了重量，较好地化解了现有技术的上述矛盾。
本发明的目的通过以下技术方案来实现：
本发明的一个特点是涡轮后框架采用的内突扩结构，并且在内突扩的曲面上开有气膜冷却孔，冷却气沿壁面射入内突扩的漩涡区，与主流突扩形成的漩涡相互作用，形成内外双涡。内涡稳定，用于点燃油气混合气；外涡不断脱落，带走热量和燃烧中间活化产物，将火焰向下游传播。同时沿径向方向，利用支板下游的回流区，火焰向外传播。
本发明的另一个特点是，通过对涡轮后框架结构和火焰稳定器功能的一体化设计，解决了高温部件的冷却问题。用于控制内漩涡形成的射流注入气流必先经过内突扩曲面的冷却孔，在曲面表面形成冷却气膜，再注入漩涡区。控制气流起到了气膜冷却的作用。
根据本发明的一个方面，提供了燃烧室的火焰稳定装置，包括：
固定在所述燃烧室的机匣上的涡轮后框架支板，
由涡轮后框架支板支撑固定在燃烧室中央位置的涡轮后框架内壁，
其特征在于包括
与涡轮后框架内壁相连的内凹曲壁，
其中，在所述燃烧室工作时，上游来流在所述内凹曲壁的作用下，形成了内涡和外涡组成的双涡结构；内涡稳定，用于点燃混合燃气，外涡随时间变化不断脱落，从而使火焰向下游传播。
附图说明
图1显示了现有技术的燃烧室。
图2显示了根据本发明的一个实施例的具有内凹的曲壁的带射流注入的火焰稳定装置剖视图。
图3显示了根据本发明的一个实施例的气膜冷却设置的示意剖视图。
图4显示了根据本发明的一个实施例的燃烧室中的气流和漩涡示意图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例具体说明本发明的技术方案。
在图2所示的本发明实施例中，涡轮后框架支板1、涡轮后框架内壁2、机匣4的设置与现有技术中相同，但没有设置外凸的中心锥和V型槽火焰稳定器。而是设置了与涡轮后框架内壁2相连的内凹曲壁3，内凹曲壁3的壁面向上游方向凹进。
根据如图2所示的本发明的一个实施例，内凹曲壁3沿着燃烧室轴向被设置在涡轮后框架支板1所在位置附近。
图4中示意显示了图2所示的燃烧室工作时的气流和漩涡分布，其中上游来流在内凹曲壁3的作用下，形成了内涡10和外涡11组成的双涡结构；内涡10稳定，用于点燃混合燃气，外涡11随时间变化不断脱落，将火焰向下游传播。
根据本发明的一个实施例，通过对涡轮后框架结构和火焰稳定器功能的新颖设计，通过了燃烧室高温部件的冷却方案。如图3和4所示，
在如图3和4所示的本发明的实施例中，内凹曲壁3与涡轮后框架内壁2闭合形成空腔，该空腔在工作中被作为冷却气源。用于控制内漩涡形成的射流注入气流(图4中所标的“冷却气流”)先经过设置在内凹曲壁3上的外围冷却孔6和中央冷却孔7，在曲面表面分别形成冷却气膜14和15，再注入漩涡区10。从而使控制气流起到了气膜冷却的作用。
为了有效形成冷却气膜14和15，根据本发明的一个实施例，在内凹曲壁3上分别设置了外围导流板8和中央导流板9，冷却气流从冷却孔6和7射出，先分别撞击在导流板8和9上，再大致按切线方向沿内凹曲壁3的壁面流动，在内凹曲壁3的表面上分别形成冷却气膜15和15。冷却气膜14和15的气流再与主流突扩气流(图4中显示的“上游来流”的下游气流)相互作用，形成流动的内漩涡10。混合气凭借此漩涡10的低速区点火燃烧。
根据本发明的一个具体实施例，中央冷却孔7设置在涡轮后框架内壁2半径的约1/3处，外围冷却孔6则布置在接近内凹曲壁3的壁面的边缘处。
根据本发明的一个具体实施例，内凹曲壁3的壁面的外围部分是与突扩前缘相切的1/4圆弧面，内凹曲壁3的壁面的中央部分是与该圆弧面相切的平面且垂直于所述燃烧室的中心轴线。该圆弧面的半径r与涡轮后框架壁面半径R之比即r/R的值小于等于0.6。
以上仅是本发明的具体应用范例，对本发明的保护范围不构成任何限制。凡采用等同变换或者等效替换而形成的技术方案，均落在本发明权利保护范围之内。
Claims (8)
1.燃烧室的火焰稳定装置，包括：
固定在所述燃烧室的机匣(4)上的涡轮后框架支板(1)，
由涡轮后框架支板(1)支撑固定在燃烧室中央位置的涡轮后框架内壁(2)，
其特征在于包括
与涡轮后框架内壁(2)相连的内凹曲壁(3)，
其中，在所述燃烧室工作时，上游来流在所述内凹曲壁(3)的作用下，从而形成了内涡(10)和外涡(11)组成的双涡结构；
其中，内涡(10)稳定，用于点燃混合燃气，外涡(11)随时间变化不断脱落，从而使火焰向下游传播。
2.根据权利要求1所述的火焰稳定装置，其特征在于进一步包括：
设置在所述内凹曲壁(3)上的冷却孔(6，7)，
所述内凹曲壁(3)向上游方向凹进，
所述内凹曲壁(3)与所述涡轮后框架内壁闭合形成空腔，该空腔作为冷却气源，在工作中，冷却气体通过所述冷却孔从所述空腔中射出。
3.根据权利要求2的火焰稳定装置，其特征在于：
所述冷却孔包括设置在内凹曲壁(3)周边部分上的外围冷却孔(6)和设置在内凹曲壁(3)接近中央部位的中央冷却孔(7)
且所述火焰稳定装置进一步包括：
设置在所述外围冷却孔(6)下游前方的外围导流板(8)和设置在所述中央冷却孔(7)下游前方的中央导流板(9)，
从而使工作中从所述空腔经所述外围冷却孔(6)和所述中央冷却孔(7)射出的冷却气流分别撞击在所述外围导流板(8)和所述中央导流板(9)上，再大致按所述内凹曲壁的切线方向沿所述内凹曲壁(3)的壁面流动，进而与主流突扩气流相互作用形成内漩涡(10)，混合气凭借此漩涡的低速区点火燃烧。
4.根据权利要求3的火焰稳定装置，其中所述中央冷却孔(7)设置在涡轮后框架内壁(2)半径R的约1/3处，所述外围冷却孔(6)布置在内凹曲壁(3)与突扩前缘相接的壁面边缘处。
5.根据权利要求3的火焰稳定装置，其中所述内凹曲壁(3)的壁面的外围部分是半径为r并与突扩前缘相切的1/4圆弧面，内凹曲壁(3)的壁面的中央部分是与该圆弧面相切的平面且垂直于所述燃烧室的中心轴线。
6.根据权利要求3的火焰稳定装置，其中所述外围导流板(8)和所述中央导流板(9)切线方向沿所述内凹曲壁(3)分别使通过所述外围冷却孔(6)和所述中央冷却孔(7)的冷却气流沿所述内凹曲壁(3)的壁面形成冷却气膜。
7.根据权利要求3的火焰稳定装置，其中所述内凹曲壁(3)的外围圆弧面半径r与涡轮后框架内壁半径R的比值r/R的范围不超过0.6。
8.根据权利要求3的火焰稳定装置，其中所述内凹曲壁(3)被设置在沿着所述燃烧室的轴向位于所述涡轮后框架支板(1)所在位置附近。
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