CN104061598B - 加力燃烧室供油装置 - Google Patents

Abstract

加力燃烧室供油装置，涉及一种供油装置。设有供油管、内侧冷却腔、燃油喷嘴、供气管、内侧壁面、谐振腔、谐振腔体、槽缝、V形挡板、外侧冷却腔、外侧壁面、外侧冷却腔进气口、内测冷却腔进气口；供油管位于供油装置头部；供气管位于供油装置两侧，每侧均布3根；燃油液滴经槽缝喷出；冷却气分别经外侧冷却腔进气口、内测冷却腔进气口分别进入外侧冷却腔及内侧冷却腔，所述V形挡板安装于供油装置尾部；所述内侧壁面与外侧壁面均开有冷却孔，部分内侧冷却腔及外侧冷却腔内冷却气从冷却孔喷出，并在内侧壁面与外侧壁面表面形成冷却气膜。可实现对燃油的彻底雾化，降低污染物排放；可有效克服航空发动机加力燃烧室进口气流速度大、温度高等困难。

Description

加力燃烧室供油装置

技术领域

本发明涉及一种供油装置，尤其涉及一种针对航空发动机加力燃烧室的雾化稳焰供油装置。

背景技术

对于战斗机来说，在战场上为了取得高度、速度优势，扩大飞行包线及超声速飞行和其他作战要求，要求发动机在短期内提供最大推力，满足起飞、爬高、加速、追击等工作要求，这就要求发动机在短时间内加大推力，因此出现了“加力”的概念。一般来说，加力燃烧室位于发动机涡轮与尾喷口之间，通过重新喷入燃油再次燃烧，在较短时间内总推力可较原有最大推力增加约50％，甚至更高，加力燃烧室在现役的军用航空发动机中已得到广泛应用。一般加力燃烧室内气流速度为120～180m/s，气体流速大、温度高、压力低、含氧量低，如何实现点火并组织稳定燃烧是个难题。

直射式喷嘴结构简单，在喷油环及喷油杆上打许多小孔即可实现，调整容易，因此传统军用发动机加力燃烧室多采用直射式喷嘴直接供油，但采用直射式喷嘴供油容易导致燃油雾化不完全，燃油雾化粒径分布不均匀，导致发动机排气冒烟增大，大直径燃油液滴容易滴溅至发动机机匣，造成局部积碳，降低发动机使用寿命。另外，大直径燃油液滴完全燃烧所需长度较长，这就导致加力燃烧室长度增加，降低了发动机推重比。

公开号为CN101907304A的中国发明专利在传统直射式喷嘴后方加一凹面式溅板，一同组成以加力燃烧室供油装置。但燃油高速喷射至一凹面以求得雾化可能会导致雾化过程不完全，具有较大的随机性，雾化液滴直径分布不均匀，增大污染物排放；且使用该种方式供油无疑会增大燃油周向分布范围，可能会使得部分燃油液滴滴溅至加力燃烧室机匣，造成局部积碳，影响发动机使用寿命及安全性。

发明内容

本发明的目的在于提供一种针对航空发动机的加力燃烧室供油装置。

本发明设有供油管、内侧冷却腔、燃油喷嘴、供气管、内侧壁面、谐振腔、谐振腔体、槽缝、V形挡板、外侧冷却腔、外侧壁面、外侧冷却腔进气口、内测冷却腔进气口；

所述供油管位于供油装置头部，工作时与航空发动机低压涡轮出口热来流直接接触，燃油在供油管内流动时可被初步加热，预热后的燃油从燃油喷嘴喷出；所述供气管位于供油装置两侧，每侧均布3个，单独供给高压气体，高压气体经供气管后加速至超音速，后直接冲击燃油喷嘴喷射出燃油；超音速气流进入谐振腔体构成的谐振腔后，在谐振腔内产生激波、膨胀波等物理现象，并形成高频压力波；燃油液滴经槽缝喷出；冷却气分别经外侧冷却腔进气口、内测冷却腔进气口分别进入外侧冷却腔及内侧冷却腔，实现对内侧壁面及外侧壁面的冷却保护，冷却气从槽缝喷出，与雾化后的油气混合物混合，再与高温高速来流掺混，并在V形挡板后区域形成低速回流区，所述V形挡板安装于供油装置尾部；所述内侧壁面与外侧壁面均开有冷却孔，部分内侧冷却腔及外侧冷却腔内冷却气从冷却孔喷出，并在内侧壁面与外侧壁面表面形成冷却气膜，为供油装置提供冷却保护。

所述供气管可设为收扩形，高压气体在收缩通道内逐渐加速，至供气管喉部时加速至马赫数1，后经扩张通道继续加速，直至从供气管以超音速喷出。

所述供气管与燃油喷嘴夹角可为40°～50°，优选45°。

所述V形挡板的上挡板与下挡板的夹角可为110°～130°，优选120°；所述上挡板和下挡板前分别设有一窄缝作为油气混合物的出口；V形挡板内凹区域作为主要的回流区，与供油装置前部共同构成了一个火焰稳定器，可组织稳定高效燃烧。

所述内侧壁面与外侧壁面均开有两排直径为1mm的冷却孔，冷却气体从中射出既能形成覆体冷却气膜，又能加强油气混合物与主流气体的掺混。

由于供油管位于供油装置头部，工作时与航空发动机低压涡轮出口热来流直接接触，燃油在供油管内流动时可被初步加热，既可冷却保护供油管，又可提高燃油温度，加强蒸发，利于雾化，增大燃油流动性，减少供油管内底层燃油粘滞堆积；供气管位于供油装置两侧，单独供给高压气体，高压气体经供气管后加速至超音速，后与喷嘴喷出的燃油直接作用，实现对燃油的第一次雾化；超音速气流进入谐振腔后，产生激波、膨胀波等物理现象，在谐振腔内形成高频压力波，使腔内气体产生高频率、高振幅的剧烈振动，使得燃油液滴进一步破碎、雾化，由此实现对燃油的第二次雾化；由于供油装置内气压较大，槽缝出口为低压环境，燃油液滴经槽缝喷出时在气动剪切力作用下继续破碎雾化，由此实现对燃油的第三次雾化；三次雾化后，燃油雾化彻底，为后续组织高效燃烧做好准备。

与此同时，内、外侧冷却腔分别经由内、外侧进气孔从航空发动机内、外涵道引入冷却气，对供油装置内、外侧壁面进行冷却保护，后冷却气经由槽缝与雾化燃油一同喷出，与高温高速来流掺混，并在V形挡板后区域形成低速回流区，点火后可组织稳定高效燃烧。

本发明可以实现对燃油的彻底雾化，降低航空发动机污染物排放；采用V形挡板可有效克服航空发动机加力燃烧室进口气流速度大、温度高等困难，组织稳定高效燃烧，减小加力燃烧室长度，降低污染排放，提高航空发动机推重比；将燃油的雾化与组织稳定燃烧一体化设计，提高了加力燃烧室空间使用率。

与传统直射式加力燃烧室供油喷嘴相比，本发明具有如下优点：

(1)燃油在雾化前已被预热，一方面实现了对供油管的冷却保护，另一方面，增大了燃油的流动性与蒸发速度，可有效预防供油管表面燃油粘滞堆积，强化雾化；

(2)燃油前后经过三次雾化，雾化彻底，槽缝外油气掺混均匀，可实现高效低污染燃烧，可显著提高燃油的利用效率；

(3)后挡板设计为一V形挡板，油气混合物在高速来流作用下在V形挡板后形成低速回流区并可组织稳定燃烧，可有效解决高速来流下点火困难的问题，拓宽了加力燃烧室稳定工作边界。

附图说明

图1为本发明实施例的结构组成示意图。

图2为本发明实施例的前视组成示意图。

图3为本发明实施例的剖视组成示意图。

图4为供气管实施例的剖视组成示意图。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的优选实施例进行说明，即此处所描述的优选实施例仅用于说明和解释本发明，并不用于限定本发明。

如图1～4所示，本发明实施例设有供油管1、内侧冷却腔2、燃油喷嘴3、供气管4、内侧壁面6、谐振腔7、谐振腔体8、槽缝9、V形挡板10、外侧冷却腔11、外侧壁面12、外侧冷却腔进气口13、内测冷却腔进气口14。

所述供油管1位于供油装置头部，工作时与航空发动机低压涡轮出口热来流直接接触，燃油在供油管1内流动时可被初步加热，预热后的燃油从燃油喷嘴3喷出；所述供气管4位于供油装置两侧，每侧均布3个，单独供给高压气体，高压气体经供气管4后加速至超音速，后直接冲击燃油喷嘴3喷射出燃油；超音速气流进入谐振腔体8构成的谐振腔7后，在谐振腔7内产生激波、膨胀波等物理现象，并形成高频压力波；燃油液滴经槽缝9喷出；冷却气分别经外侧冷却腔进气口13、内测冷却腔进气口14分别进入外侧冷却腔11及内侧冷却腔2，实现对内侧壁面6及外侧壁面12的冷却保护，冷却气从槽缝9喷出，与雾化后的油气混合物混合，再与高温高速来流掺混，并在V形挡板10后区域形成低速回流区，所述V形挡板安装于供油装置尾部；所述内侧壁面6与外侧壁面12均开有冷却孔5，部分内侧冷却腔2及外侧冷却腔11内冷却气从冷却孔5喷出，并在内侧壁面6与外侧壁面12表面形成冷却气膜，为所述供油装置提供冷却保护。

所述供气管4可设为收扩形，高压气体在收缩通道42内逐渐加速，至供气管喉部43时加速至马赫数1，后经扩张通道44继续加速，直至从供气管以超音速喷出。在图4中标记41为进气口，45为出气口。

所述供气管与燃油喷嘴夹角为45°。

所述V形挡板的上挡板与下挡板的夹角为120°。所述上挡板和下挡板前分别设有一窄缝作为油气混合物的出口；V形挡板内凹区域作为主要的回流区，与供油装置前部共同构成了一个火焰稳定器，可组织稳定高效燃烧。

所述内侧壁面6与外侧壁面12均开有两排直径为1mm的冷却孔5，冷却气体从中射出既能形成覆体冷却气膜，又能加强油气混合物与主流气体的掺混。

所述供油管1位于供油装置头部，工作时与航空发动机低压涡轮出口热来流直接接触，燃油在供油管1内流动时可被初步加热，预热后的燃油从燃油喷嘴3喷出；所述供气管4位于供油装置两侧，每侧均布3个，单独供给高压气体，高压气体经供气管4后加速至超音速，后直接冲击燃油喷嘴3喷射出的燃油，实现对燃油的第一次雾化；而后，所述超音速气流进入谐振腔体8构成的谐振腔7后，在谐振腔7内产生激波、膨胀波等物理现象，在并形成高频压力波，使谐振腔7内气体产生高频率、高振幅的剧烈振动，强烈的紊流脉动使得经第一次雾化过的燃油进一步破碎、雾化，由此实现对燃油的第二次雾化；所述供油装置内气压较大，槽缝9出口为低压环境，在气动力作用下，燃油液滴经槽缝9喷出时，在气动剪切力作用下继续破碎雾化，由此实现对燃油的第三次雾化；

与此同时，冷却气分别经外侧冷却腔进气口13、内测冷却腔进气口14分别进入外侧冷却腔11及内侧冷却腔2，实现对内侧壁面6及外侧壁面12的冷却保护，冷却气从槽缝9喷出，与雾化后的油气混合物混合，再与高温高速来流掺混，并在V形挡板10后区域形成低速回流区，点火后可组织稳定高效燃烧。

所述内侧壁面6与外侧壁面12均开有冷却孔5，部分内侧冷却腔2及外侧冷却腔11内冷却气从冷却孔5喷出，并在内侧壁面6与外侧壁面12表面形成冷却气膜，为所述供油装置提供冷却保护。

所述供气管4设计为收扩形，高压气体在收缩通道内逐渐加速，至供气管喉部时加速至马赫数1，后经扩张通道继续加速，直至从供气管以超音速喷出。

本发明可高效实现对加力燃烧室燃油的雾化以及供油装置的冷却，可有效克服航空发动机加力燃烧室进口气流速度大、温度高等困难，组织稳定燃烧，缩短加力燃烧室长度，降低污染物排放。

Claims (8)

1.加力燃烧室供油装置，其特征在于设有供油管、内侧冷却腔、燃油喷嘴、供气管、内侧壁面、谐振腔、谐振腔体、槽缝、V形挡板、外侧冷却腔、外侧壁面、外侧冷却腔进气口、内侧冷却腔进气口；

所述供油管位于供油装置头部，工作时供油管与航空发动机低压涡轮出口热来流直接接触，燃油在供油管内流动时被初步加热，预热后的燃油从燃油喷嘴喷出；所述供气管位于供油装置两侧，每侧均布3根，单独供给高压气体，高压气体经供气管后加速至超音速，后直接冲击燃油喷嘴喷射出燃油；超音速气流进入谐振腔体构成的谐振腔后，在谐振腔内形成高频压力波；燃油液滴经槽缝喷出；冷却气分别经外侧冷却腔进气口、内侧冷却腔进气口分别进入外侧冷却腔及内侧冷却腔，实现对内侧壁面及外侧壁面的冷却保护，冷却气从槽缝喷出，与雾化后的油气混合物混合，再与高温高速来流掺混，并在V形挡板后区域形成低速回流区，所述V形挡板安装于供油装置尾部；所述内侧壁面与外侧壁面均开有冷却孔，部分内侧冷却腔及外侧冷却腔内冷却气从冷却孔喷出，并在内侧壁面与外侧壁面表面形成冷却气膜，为供油装置提供冷却保护。

2.如权利要求1所述加力燃烧室供油装置，其特征在于所述供气管设为收扩形，高压气体在收缩通道内逐渐加速，至供气管喉部时加速至马赫数1，后经扩张通道继续加速，直至从供气管以超音速喷出。

3.如权利要求1所述加力燃烧室供油装置，其特征在于所述供气管与燃油喷嘴夹角为40°～50°。

4.如权利要求3所述加力燃烧室供油装置，其特征在于所述供气管与燃油喷嘴夹角为45°。

5.如权利要求1所述加力燃烧室供油装置，其特征在于所述V形挡板的上挡板与下挡板的夹角为110°～130°。

6.如权利要求5所述加力燃烧室供油装置，其特征在于所述V形挡板的上挡板与下挡板的夹角为120°。

7.如权利要求5所述加力燃烧室供油装置，其特征在于所述上挡板和下挡板前分别设有一窄缝作为油气混合物的出口；V形挡板内凹区域作为主要的回流区，与供油装置前部共同构成了一个火焰稳定器，可组织稳定高效燃烧。

8.如权利要求1所述加力燃烧室供油装置，其特征在于所述内侧壁面与外侧壁面均开有两排直径为1mm的冷却孔。