CN102032595B - 提高航空发动机燃烧室性能的方法及其实施用火焰筒头部 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种提高航空发动机燃烧室性能的方法及其实施用火焰筒头部，燃烧室性能的提高是通过用设有预混室的火焰筒头部替换现役航空发动机燃烧室火焰筒的头部来实现，所述设有预混室的火焰筒头部，头体内设计有内外两个涡流器，内涡流器外涡壳收缩段和扩张段构成预混室，外涡流器外涡壳收缩段和扩张段构成涡流室，在外涡流器外涡壳外设计有与头体过渡锥筒平行的涡流控制盘，涡流控制盘上设计有通流孔，内涡流器外涡壳与外涡流器内涡壳固定联接，外涡流器外涡壳与头体直筒固定联接。采用本发明的火焰筒头部改进燃烧室，燃烧效率可提高2.5％，发动机一次翻修寿命可提高几倍。

Description

提高航空发动机燃烧室性能的方法及其实施用火焰筒头部

技术领域

本发明涉及航空发动机燃烧室性能改进技术，特别是涉及航空发动机燃烧室火焰筒头部技术。

背景技术

现役使用的很多航空发动机燃烧室所采用的火焰筒仍是传统结构的火焰筒，火焰筒的火焰很长，燃烧室的燃烧效率低，发动机耗油率高，燃烧室及涡轮部件的寿命短，进而导致发动机一次翻修寿命短，维修工作量大，费用高。而对现役航空发动机燃烧室进行改进，则存在很多困难。这些困难是：

：

(1)对发动机燃烧室进行改进，按照正常程序，为保证燃烧室各部分的协调性，燃烧室各部件都必须重新设计调试。这样设计和调试的优点是可以全面应用新技术，但整个设计调试周期很长，往往调试还没有定型，该产品已经停产了，无法产生经济效益。

(2)由于发动机为批量生产，燃烧室是发动机的一部分，改进设计燃烧室，通常会引起机匣等相关结构尺寸的改变，引起大量工装报废，这些部位的结构及尺寸的改变，在定型投产前都要进行强度及可靠性方面的验证，这项工作的时间很长，费用很高，也影响了定型投产。因此，由于采用新技术重新设计燃烧室受发动机结构的限制，要想设计出性能先进的燃烧室是难以实现的。

针对现有技术的航空发动机燃烧室性能改进存在的难题，如果人们能找到通过只改进燃烧室某个部件的结构，就能使燃烧室的性能得到很大的提高，则是最理想的改进燃烧室性能的方法。本发明的发明人通过深入的理论分析和长期实践，找到了这样的结构部件，通过改进其设计就能够提高发动机燃烧室性能。

航空发动机燃烧室火焰筒是航空发动机燃烧室的核心结构部件，主要由火焰筒头部和筒体构成。现役使用的航空发动机，其火焰筒头部头体主要由多个不同锥度的筒体嵌套联接构成，整体呈倒扣碗状，锥筒沿周向均布有气流通流孔，头部中央设计有用于安装燃油喷头的接口。现有技术的火焰筒头部，其优点是结构比较简单，但不足的地方是配备该头部的火焰筒，由头部头体锥筒上的气流通流孔进入火焰筒内的空气流不能与由燃油喷头喷出的燃油充分混合，使得燃烧室的燃烧效率较低，一股仅为0.965～0.970，致使发动机耗油率高。另外一个不足的地方是火焰筒内的火焰很长，致使燃烧室及涡轮部件在很高的温度环境下工作，工作寿命大大缩短，进而导致发动机的翻修寿命缩短，增大了维修工作量。燃烧室及涡轮部件的工作寿命短，也给飞机的飞行安全带来很大的威胁。

发明内容

针对现有技术的航空发动机燃烧室存在的问题，本发明的第一个目是公开一种提高航空发动机燃烧室性能的方法，以克服有技术的航空发动机燃烧室性能改进存在的难题；本发明的第二个目的是提供一种用于实施提高航空发动机燃烧室性能方法的设有预混室的火焰筒头部，以解决现有技术的航空发动机燃烧室存在的燃烧效率低，燃烧室及涡轮部件的工作寿命短等问题。

针对本发明的第一个发明目的，本发明提出的提高航空发动机燃烧室性能的方法，是用设有预混室的火焰筒头部替换现役航空发动机燃烧室火焰筒的头部，以改善高航空发动机燃烧室的性能。

针对本发明的第二个发明目的，本发明提出的设有预混室的火焰筒头部，其结构是头部的头体由直筒段、与火焰筒筒体联接的锥筒段、以及位于直筒段与锥筒段间的过渡锥筒段构成，过渡锥筒设计有气流通流孔，头体内设计有内外两个涡流器，构成内外涡流器的外涡壳均由直筒段、收缩段和扩张段构成，其中内涡流器外涡壳收缩段和扩张段构成预混室，外涡流器外涡壳收缩段和扩张段构成涡流室，在外涡流器外涡壳外设计有与头体过渡锥筒平行的涡流控制盘，涡流控制盘上设计有通流孔，内涡流器外涡壳与外涡流器内涡壳固定联接，外涡流器外涡壳与头体直筒固定联接。本发明特别设计的涡流器控制盘，是用于控制此处大尺寸的涡流而增强小尺寸的涡流，以增加火焰筒内的燃烧速度并防止烧伤火焰筒。

本发明提出的设有预混室的火焰筒头部还可进一步采取以下技术措施：

使外涡流器外涡壳扩张段锥筒入口含接内涡流器外涡壳扩张段锥筒的出口，以便进入内涡流器经预混室混流的气流沿扩张段锥筒扩流后，得以继续沿外涡流器扩张段锥筒扩流方向流动。

构成外涡流器的叶片方向与内涡流器的叶片方向相反；外涡流器的叶片轴向尺寸最好大于内涡流器的叶片轴向尺寸。

为了使火焰筒头部能够尽量缩短，内外涡流器都设计了数量较多的叶片，内涡流器的叶片数量一股10-14个片，即在12片左右，外涡流器的叶片数量一股15-20片，即在18片左右，内外涡流器的具体叶片数量，通常由被改造火焰筒头部尺寸决定。

头体过渡锥筒上的气流通流孔沿周向设计为一圈，涡流控制盘上的通流孔沿周向设计为向三圈，头体过渡锥筒上的通流孔直径较涡流控制盘上的通流孔直径大，且使涡流控制盘上的中间一圈通流孔与头体过渡锥筒上的通流孔相对应。

流经外涡流器的气流体积流量为流经内涡流器的气流体积流量的1.0～2.2倍；内外涡流器均采用比较高的涡流数，且内涡流器的涡流数S不小于外涡流器的涡流数S，而外涡流器的涡流数S一股控制为不小于1.0。通常将内涡流器的涡流数S设计为1.8～3.0，外涡流器的涡流数S设计为1.0～1.8。

本发明的火焰筒头部是根据大量的试验及应用实践得到的结论，现代航空发动机燃烧室中燃烧过程所需的时间主要决定于油气混合的时间而设计完成的。本发明采用了预混技术，将火焰筒头部设计成由带预混室的内涡流器和带涡流室的外涡流器构成，使进入火焰筒的空气流被涡流器打碎后进入预混室，与燃油喷头喷出的燃油预混后再进入油气混合空间，油气混合的主要过程在预混室内完成，因而大幅度地缩短了油气在混合空间进行混合的时间，使得火焰变短，有效提高了燃烧效率，并使温度场更为均匀。

本发明的提出的设有预混室的火焰筒头部，其设计时特别考虑了预混火焰筒头部的通用性，它的一个主要结构特点是火焰筒头部设计得比较短，使改装后的火焰筒头部不影响原火焰筒的主燃区，并保持与联焰管前有足够的距离，确保不影响联焰性能。

采用本发明的预混火焰筒头部对现服役的航空发动机燃烧室火焰筒进行改进，可大大提高航空发动机燃烧室的燃烧性能，摆脱新设计发动机燃烧室面临的各种困境。新设计燃烧室通常需要对喷嘴、燃烧室机匣、点火系统、火焰筒等各个部件都要重新设计，这样做的优点是整个燃烧室都可以按最新的技术设计，各个部分的协调性都很好，但缺点是整个设计调试的周期很长，通常要十多年的以上的时间，对于已经投产的燃烧室，这样长的改造周期是无法接受的，等到新产品调试成功，该产品已经停产了，无法产生经济效益，而采用本发明设有预混室的火焰筒头部对现有火焰筒进行改进，只需改进火焰筒的头部或只改进火焰筒，燃烧室的其余部分都不需要改动，这样改进工作量少，改造周期短，通常只需2～3年的时间就可调试成功，特别是采用调试定型的新型预混火焰筒头部可大大缩短调试周期，而且投产时工装模具的改变工作量极小，只要增加几套小模具即可，经济性非常好，而对发动机性能方面的改进，如燃烧效率、温度场的改进均能接近燃烧室常规设计的指标，试验工作量则小得多。

本发明用设有预混室的火焰筒头部改进现服役的航空发动机燃烧室火焰筒，进而实现对现服役航空发动机燃烧室的改进，是发明人是在多年试验的基础上提出来的。发明人已进行过只改变火焰筒头部即可达到大幅度提高燃烧室性能的要求，也进行过只改变火焰筒而不改变燃烧室其余部分的试验，试验证明这种改进是切实可行的，并能产生巨大的经济效益。

采用本发明设有预混室的火焰筒头部对现服役的航空发动机燃烧室火焰筒进行改进，可以产生以下十分突出的技术效果：

(1)可将燃烧室的燃烧效率由原来的0.965～0.970提高到0.99左右，燃烧室的燃烧效率提高2.5％左右，可为国家节约燃油2.5％左右，并能大幅度地降低污染排放量，以达到国际上的最新污染排放标准。

(2)火焰筒采用本发明设有预混室的火焰筒头部后，由于火焰缩短，温度场均匀，根据国内外的经验，可使高温部件的寿命提高3～5倍，而整体发动机的一次翻新寿命通常决定于高温部件的寿命，经过这样改造后的火焰筒可使发动机的一次翻修寿命提高好几倍，可使一台发动机相当几台用，可节省大量的翻修费用及大量的外场维护费用。

(3)采用本发明改进发动机燃烧室，只需改变火焰筒部分，对加工周期很长的内机匣及点火系统等部分的结构基本保持不变，可减少大量工装模具，加快燃烧室的调试进度，且调试定型后能够立即投入生产，因此可大幅度地减少投产时的费用及时间。

(4)采用本发明改进火焰筒，只需更换火焰筒头部，其余部分结构基本保持不变，只需改变进气孔的尺寸及数量，因此火焰筒的调试工作量小，调试进度快，调试费用低。

附图说明

图1是本发明提供的设有预混室的火焰筒头部结构示意图。

图2是本发明提供的设有预混室的火焰筒头部左视结构示意图。

图3是图1中P部分的放大图，表示涡流控制盘5及其相邻部分的结构。

图4是图2中的A-A剖视展开图。

图5是图2中的B-B剖视展开图。

图6是现役发动机使用的火焰筒结构示意图。

图7是采用本发明的火焰筒头部的火焰筒结构示意图。

上述各图中的图示标号标识对象为：1-内涡流器；2-内涡流器外涡壳；3-外涡流器；4-外涡流器涡壳；5-涡流控制盘；6-头部头体；7-旧式火焰筒头部；8-本发明的火焰筒头部；9-火焰筒筒体。

具体实施方式

下面通过实施例对本发明进行具体的描述，但有必要在此指出的是，实施例只用于对本发明进行进一步说明，不能理解为对本发明保护范围的限制，该领域的技术人员可以根据上述本发明的内容作出一些非本质的改进和调整进行具体实施。

实施例

对某型号现役航空发动机燃烧室改进提高燃烧性能的方法，是用设有预混室的火焰筒头部替换现役航空发动机燃烧室火焰筒的头部，改进后的火焰筒结构如附图7所示。用于替换现役航空发动机燃烧室火焰筒头部的新型预混火焰筒头部，其结构如附图1至5所示，其结构是头部的头体6由直筒段、与火焰筒筒体9联接的锥筒段、以及位于直筒段与锥筒段间的过渡锥筒段构成，过渡锥筒设计有一圈气流通流孔，头体内设计有内外两个涡流器。内涡流器设有12片叶片，涡流数S为2.0，外涡流器设有18片叶片，涡流数S为2.0。外涡流器的叶片方向与内涡流器的叶片方向相反，外涡流器的叶片轴向尺寸大于内涡流器的叶片轴向尺寸，流经外涡流器的气流体积流量为流经内涡流器的气流体积流量约1.6倍。构成内外涡流器的外涡壳均由直筒段、收缩段和扩张段构成，其中内涡流器1外涡壳2收缩段和扩张段构成预混室，外涡流器3外涡壳4收缩段和扩张段构成涡流室，外涡流器外涡壳扩张段锥筒入口含接内涡流器外涡壳扩张段锥筒的出口，在外涡流器外涡壳外设计有与头体过渡锥筒平行的涡流控制盘5，涡流控制盘上设计有三圈通流孔，通流孔直径比头体6过渡锥筒上的通流孔直径小，且使中间一圈的通流孔与头体过渡锥筒上的通流孔相对应。内涡流器外涡壳与外涡流器内涡壳固定联接，外涡流器外涡壳与头体直筒固定联接。

Claims (8)

1.一种提高航空发动机燃烧室性能的火焰筒头部，其特征在于火焰筒头部的头体由直筒段、与火焰筒筒体联接的锥筒段、以及位于直筒段与锥筒段间的过渡锥筒段构成，过渡锥筒设计有气流通流孔，头体内设计有叶片方向相反的内外两个涡流器，构成内外涡流器的外涡壳均由直筒段、收缩段和扩张段构成，且外涡流器外涡壳扩张段锥筒入口含接内涡流器外涡壳扩张段锥筒的出口，其中内涡流器外涡壳收缩段和扩张段构成预混室，外涡流器外涡壳收缩段和扩张段构成涡流室，在外涡流器外涡壳外设计有与头体过渡锥筒平行的涡流控制盘，涡流控制盘上设计有通流孔，内涡流器外涡壳与外涡流器内涡壳固定联接，外涡流器外涡壳与头体直筒固定联接。

2.根据权利要求1所述的提高航空发动机燃烧室性能的火焰筒头部，其特征在于外涡流器的叶片轴向尺寸大于内涡流器的叶片轴向尺寸。

3.根据权利要求2所述提高航空发动机燃烧室性能的火焰筒头部，其特征在于内涡流器的叶片数量为10-14片，外涡流器的叶片数量为15-20片。

4.根据权利要求1至3之一所述的提高航空发动机燃烧室性能的火焰筒头部，其特征在于头体过渡锥筒上设计有一圈通流孔，涡流控制盘上设计有三圈直径较头体过渡锥筒上通流孔小的通流孔，且中间一圈的通流孔与头体过渡锥筒上的通流孔相对应。

5.根据权利要求1至3之一所述的提高航空发动机燃烧室性能的火焰筒头部，其特征在于外涡流器的体积流量是内涡流器体积流量的1.0～2.2倍，内涡流器的涡流数S不小于外涡流器的涡流数S。

6.根据权利要求4所述的提高航空发动机燃烧室性能的火焰筒头部，其特征在于外涡流器的体积流量是内涡流器体积流量的1.0～2.2倍，内涡流器的涡流数S不小于外涡流器的涡流数S。

7.根据权利要求5所述的提高航空发动机燃烧室性能的火焰筒头部，其特征在于外涡流器的涡流数S不小于1.0。

8.根据权利要求6所述的提高航空发动机燃烧室性能的火焰筒头部，其特征在于外涡流器的涡流数S不小于1.0。

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