CN102200292B - 带凹腔的支板火焰稳定装置及火焰稳定方法 - Google Patents

带凹腔的支板火焰稳定装置及火焰稳定方法 Download PDF

Info

Publication number
CN102200292B
CN102200292B CN201010135627.XA CN201010135627A CN102200292B CN 102200292 B CN102200292 B CN 102200292B CN 201010135627 A CN201010135627 A CN 201010135627A CN 102200292 B CN102200292 B CN 102200292B
Authority
CN
China
Prior art keywords
rear frame
turbine rear
support plate
frame support
cavity
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
CN201010135627.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN102200292A (zh
Inventor
金捷
吴迪
季鹤鸣
刘雯佳
杜刚
柳阳
刘玉英
岳明
王慧汝
谭杰
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beihang University
Original Assignee
Beihang University
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beihang University filed Critical Beihang University
Priority to CN201010135627.XA priority Critical patent/CN102200292B/zh
Publication of CN102200292A publication Critical patent/CN102200292A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN102200292B publication Critical patent/CN102200292B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Landscapes

  • Gas Burners (AREA)

Abstract

本发明提供了一种用于燃气涡轮发动机的加力燃烧室的火焰稳定装置及方法。该装置将原有涡轮后框架支板替换为带凹腔的支板，其特征在于：支板截面为尾缘突扩翼型、带有凹腔。通过气流流经支板凹腔及尾缘突扩处形成的低速回流区，实现稳定火焰的目的。本发明提供了一种用于燃气涡轮发动机的加力燃烧室的涡轮后框架支板(2)，所述加力燃烧室包括：机匣(12)；涡轮后框架内壁(1)；连接所述机匣(12)与所述涡轮后框架内壁(1)的多个涡轮后框架支板(2)，其特征在于：所述涡轮后框架支板(2)带有凹腔(9)。

Description

带凹腔的支板火焰稳定装置及火焰稳定方法
技术领域
本发明涉及一种带加力的燃气涡轮发动机中加力燃烧室的火焰稳定装置，更具体的说，是涉及改进加力燃烧室火焰稳定特性的方案。
背景技术
加力燃烧室从发明至今，一直是战斗机发动机的重要组成部件，它采用直流组织燃烧方案，在短时间内大幅提高发动机推力。传统加力燃烧室通常在流场中布置V型火焰稳定器，利用高速气流绕过钝体结构形成的回流区稳定火焰和组织燃烧。但是，传统的钝体稳定器在稳定火焰的同时带来流道的阻塞和总压损失，并且其粗大的结构尺寸额外增加了发动机的整体重量。特别在非加力状态，加力燃烧室给发动机带来的附加重量和流动损失都是无意义的。
因此，有人提出了带射流注入的火焰稳定装置的设计方案(专利号：200910076187.2)，该方案(如图1)去掉了传统的火焰稳定器，降低了流动损失，在缩短结构长度减轻了重量，与传统火焰稳定装置相比，有明显的优势。不过该火焰稳定方案有很大的局限性：其漩涡区仅局限于中心锥截面后方区域(图1中区域A)，与传统V型火焰稳定器相比，其漩涡区明显缩小，火焰径向覆盖面积有限(图1中区域B)。由于其火焰的径向覆盖面积较小，故有大量混合气难以实现复燃，降低了加力燃烧室的工作效能，减少了其可产生的推力。
发明内容
本发明要解决的技术问题是：克服现有的技术不足，在不明显增加流动损失及加力燃烧室整体重量的前提下，增大漩涡区域、扩大火焰径向覆盖面积，进而提高发动机加力推力及加力燃烧室工作效能，同时兼顾结构简单，易于维护。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：所述的带凹腔的支板火焰稳定装置置于涡轮后框架处，将原有涡轮后框架支板替换为带凹腔的支板，其特点包括：
沿来流方向，支板截面为尾缘突扩翼型；
在支板翼型的适当位置处，沿径向两侧各开一条凹腔。
本发明的原理如下：气流流经支板凹腔时，在凹腔内部形成局部低速驻涡回流区，成为稳定的点火源，同时壁面气流在凹腔漩涡的扰动下加速分离，在尾缘突扩处形成大范围低速回流区，使火焰不断向下游和两侧周向传播，从而充满整个加力燃烧室。
本发明所具有的优点包括：
－本发明增大了加力燃烧室内的漩涡区域，扩大了火焰径向覆盖面积，使火焰充满加力燃烧室腔体，提高了加力推力及其工作效能。
－本发明结构简单，可以充分利用现有结构，通过对涡轮后框架的合理改造，在实现设计目标的情况下，并没有增加加力燃烧室堵塞面积及额外重量。由于它没有附加结构，因此本装置适用于各种结构的发动机的加力燃烧室。
－本发明中支板母体为翼型截面设计，在非加力状态下，流动损失小。
－本发明中凹腔长、宽尺寸之比可以进行灵活调整，形成最稳定的低速回流区，从而提供了更加稳定的点火源，进一步保证了燃烧的稳定性。
－本发明中突扩尾缘尺寸可以进行灵活调整，进而在尾缘处形成最佳低速回流区，以致扩大其周向火焰覆盖面积。
根据本发明的一个方面，提供了一种用于燃气涡轮发动机的加力燃烧室的涡轮后框架支板，所述加力燃烧室包括：机匣；涡轮后框架内壁；连接所述机匣与所述涡轮后框架内壁的多个涡轮后框架支板，其特征在于所述涡轮后框架支板带有凹腔。
根据本发明的一个进一步的方面，所述凹腔被设置在所述涡轮后框架支板的最大厚度处的两侧。
根据本发明的一个进一步的方面，所述涡轮后框架支板进一步包括在所述涡轮后框架支板的翼型尾部的一个突扩结构。
根据本发明的另一个方面，提供了用于燃气涡轮发动机的加力燃烧室，所述加力燃烧室包括：机匣；涡轮后框架内壁；连接所述机匣与所述涡轮后框架内壁的多个涡轮后框架支板，其特征在于所述涡轮后框架支板带有凹腔。
根据本发明的又一个方面，提供了了改进燃气涡轮发动机的加力燃烧室的火焰稳定特性的方法，其中所述加力燃烧室包括：机匣；涡轮后框架内壁；连接所述机匣与所述涡轮后框架内壁的多个涡轮后框架支板，所述方法的特征在于在所述涡轮后框架支板设置有凹腔。
根据本发明的一个进一步的方面，所述方法的特征在于把所述凹腔设置在所述涡轮后框架支板的最大厚度处的两侧。
根据本发明的一个进一步的方面，所述方法的特征在于进一步包括在所述涡轮后框架支板的翼型尾部设置一个突扩结构。
附图说明
图1是带射流注入的火焰稳定装置的气流及漩涡示意图
图2是带凹腔的支板火焰稳定装置的正视图
图3是带凹腔的支板火焰稳定装置的工作示意图
图4是带凹腔的支板火焰稳定装置的支板剖面图
图5是支板凹腔局部放大图剖视图
具体实施方式
下面结合附图及具体实施方式详细介绍本发明。
附图标记说明：1是内突扩中心锥，2是涡轮后框架支板，3是上游来流，4是冷却气流，5是通过支板头部的气流，6是支板头部，7是凹腔内低速回流区，8是尾缘低速回流区，9是支板凹腔，10是支板突扩尾缘，11是凹腔深度，12是凹腔宽度。
根据本发明的一个实施例，在航空发动机加力燃烧室内，如图2所示，涡轮后框架内壁1、机匣12的设置没有采用常规的涡轮后框架支板，而是将涡轮后框架支板2进行了改型，在维持原有支板周向布局及阻塞比不变的情况下，用带凹腔的尾缘突扩翼型支板(如图4所示)取代原有支板，在翼型支板最大厚度处两侧开凹腔9(图4)，并在翼型尾部采用突扩结构10
图3中示意显示了图4所示的凹腔支板工作时的气流和漩涡分布，其中上游来流3在经过支板头部6后分成左右两股气流5。当气流流经凹腔9时，在凹腔9内形成凹腔内低速回流区7，构成稳定点火源。同时，壁面气流受到该漩涡干扰，开始与壁面分离，当到达突扩尾缘时，在尾缘处形成更大范围的尾缘低速回流区8，构成主要燃烧区，并使火焰不断向下游和两侧传播。
图5中示意显示了图3中凹腔9位置的局部放大图，在凹腔9内漩涡的作用下，壁面气流11在掠过凹腔9后与壁面分离加速。
应当理解的是，在以上叙述和说明中对本发明所进行的描述只是说明而非限定性的，且在不脱离如所附权利要求书所限定的本发明的前提下，可以对上述实施例进行各种改变、变形、和/或修正。

Claims (9)

1.用于燃气涡轮发动机的加力燃烧室的涡轮后框架支板(2)，所述加力燃烧室包括：
机匣(12)；
涡轮后框架内壁(1)；
连接所述机匣(12)与所述涡轮后框架内壁(1)的多个涡轮后框架支板(2)，其特征在于：
所述涡轮后框架支板(2)带有凹腔(9)。
2.根据权利要求1所述的涡轮后框架支板(2)，其特征在于所述凹腔(9)被设置在所述涡轮后框架支板(2)的最大厚度处的两侧。
3.根据权利要求2所述的涡轮后框架支板(2)，其特征在于进一步包括：
在所述涡轮后框架支板(2)的翼型尾部的一个突扩结构(10)。
4.用于燃气涡轮发动机的加力燃烧室，所述加力燃烧室包括：
机匣(12)；
涡轮后框架内壁(1)；
连接所述机匣(12)与所述涡轮后框架内壁(1)的多个涡轮后框架支板(2)，其特征在于所述涡轮后框架支板(2)带有凹腔(9)。
5.根据权利要求4所述的加力燃烧室，其特征在于所述凹腔(9)被设置在所述涡轮后框架支板(2)的最大厚度处的两侧。
6.根据权利要求5所述的加力燃烧室，其特征在于进一步包括：
在所述涡轮后框架支板(2)的翼型尾部的一个突扩结构(10)。
7.改进燃气涡轮发动机的加力燃烧室的火焰稳定特性的方法，其中所述加力燃烧室包括：
机匣(12)；
涡轮后框架内壁(1)；
连接所述机匣(12)与所述涡轮后框架内壁(1)的多个涡轮后框架支板(2)，所述方法的特征在于在所述涡轮后框架支板(2)设置有凹腔(9)。
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于把所述凹腔(9)设置在所述涡轮后框架支板(2)的最大厚度处的两侧。
9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于进一步包括：
在所述涡轮后框架支板(2)的翼型尾部设置一个突扩结构(10)。
CN201010135627.XA 2010-03-26 2010-03-26 带凹腔的支板火焰稳定装置及火焰稳定方法 Expired - Fee Related CN102200292B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201010135627.XA CN102200292B (zh) 2010-03-26 2010-03-26 带凹腔的支板火焰稳定装置及火焰稳定方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201010135627.XA CN102200292B (zh) 2010-03-26 2010-03-26 带凹腔的支板火焰稳定装置及火焰稳定方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN102200292A CN102200292A (zh) 2011-09-28
CN102200292B true CN102200292B (zh) 2015-01-21

Family

ID=44661169

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201010135627.XA Expired - Fee Related CN102200292B (zh) 2010-03-26 2010-03-26 带凹腔的支板火焰稳定装置及火焰稳定方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN102200292B (zh)

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102607061B (zh) * 2012-03-26 2016-03-02 北京航空航天大学 一种几何可变的火焰稳定装置
CN104373964B (zh) * 2014-10-20 2016-08-17 北京航空航天大学 内置油杆的凹腔支板火焰稳定器
CN104359125B (zh) * 2014-10-30 2017-02-01 南京航空航天大学 一种超燃冲压发动机燃烧室中心点火机构
CN104566460A (zh) * 2014-12-26 2015-04-29 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 一种具有突扩通道的燃料空气混合器
EP3062019B1 (en) 2015-02-27 2018-11-21 Ansaldo Energia Switzerland AG Method and device for flame stabilization in a burner system of a stationary combustion engine
CN104896510B (zh) * 2015-05-13 2017-02-01 广东电网有限责任公司电力科学研究院 火焰稳定器和带有该火焰稳定器的地面燃机燃烧室
CN106642200B (zh) * 2016-12-23 2019-02-12 中航空天发动机研究院有限公司 一种驻涡式的凹腔支板火焰稳定器
CN106642201B (zh) * 2016-12-23 2019-07-09 中航空天发动机研究院有限公司 用于飞行器发动机燃烧室的火焰稳定装置
CN113551262B (zh) * 2021-07-19 2022-06-14 南昌航空大学 一种带新月沙丘型面的支板火焰稳定器
CN115076721B (zh) * 2022-06-01 2023-04-07 南京航空航天大学 一种预蒸发驻涡值班火焰稳定器及其工作方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3485045A (en) * 1968-07-23 1969-12-23 United Aircraft Corp Afterburner for bypass turbine engine
US3800527A (en) * 1971-03-18 1974-04-02 United Aircraft Corp Piloted flameholder construction
CN86108062A (zh) * 1985-11-25 1987-07-01 联合工艺公司 燃气涡轮发动机加力燃烧室
FR2709342B1 (fr) * 1993-08-25 1995-09-22 Snecma Dispositif de post combustion d'un turboréacteur.

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20090280008A1 (en) * 2008-01-16 2009-11-12 Brock Gerald E Vorticity reducing cowling for a diffuser augmented wind turbine assembly

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3485045A (en) * 1968-07-23 1969-12-23 United Aircraft Corp Afterburner for bypass turbine engine
US3800527A (en) * 1971-03-18 1974-04-02 United Aircraft Corp Piloted flameholder construction
CN86108062A (zh) * 1985-11-25 1987-07-01 联合工艺公司 燃气涡轮发动机加力燃烧室
FR2709342B1 (fr) * 1993-08-25 1995-09-22 Snecma Dispositif de post combustion d'un turboréacteur.

Also Published As

Publication number Publication date
CN102200292A (zh) 2011-09-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102200292B (zh) 带凹腔的支板火焰稳定装置及火焰稳定方法
CN101776283B (zh) 带射流注入的火焰稳定装置
JP2675361B2 (ja) ガスタービン機関及びガスタービン機関用の支持構造体
CN110107915B (zh) 主燃烧室三通道短突扩扩压器
JP5080815B2 (ja) 排出ダクト流れスプリッタシステム
CA2961771C (en) Closed trapped vortex cavity pilot for a gas turbine engine augmentor
CN104728866B (zh) 一种适用于燃气轮机低污染燃烧室的五喷嘴燃烧器结构
CN108800205A (zh) 一种旋流加力/冲压燃烧室
JP2011153815A (ja) ガスタービンの二次燃焼システムに送給するブリードディフューザ
CN103884024B (zh) 一种能够组织燃烧并将火焰传导到外涵道气流的联焰装置
CN203517805U (zh) 一种燃气轮机燃烧室防回火型喷嘴连接段组件
CN104329689B (zh) 一种采用旋流叶片尾缘预膜雾化方式的燃烧室
CN104373964A (zh) 内置油杆的凹腔支板火焰稳定器
CN205065800U (zh) 富油焠熄贫油燃烧室
CN112113240A (zh) 一种应用于燃气涡轮发动机燃烧室的放气式扩压器结构
CN207648852U (zh) 一种燃烧室及燃气轮机
CN109322761A (zh) 高马赫数飞行中发动机环形燃烧室及螺旋斜爆震燃烧方法
CN108253456B (zh) 一种基于外凹腔的旋流加力燃烧室
CN203823810U (zh) 一种带导流片的先进旋涡燃烧室
CN107270325B (zh) 一种旋流内锥一体化加力燃烧室
CN104791847A (zh) 一种适用于燃气轮机低污染燃烧室的低旋流多喷嘴燃烧器结构
CN104566461B (zh) 一种具有台阶中心体的燃料空气混合器
CN103486591B (zh) 一种燃气轮机燃烧室防回火型喷嘴连接段组件
CN204404238U (zh) 一种具有台阶中心体的燃料空气混合器
CN204006117U (zh) 一种用于燃气轮机燃烧室的预混合喷嘴

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20150121

Termination date: 20160326