CN106642201B - 用于飞行器发动机燃烧室的火焰稳定装置 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种用于飞行器发动机燃烧室的火焰稳定装置，包括支板、高压气进口、值班油路喷油杆、值班油路油气混合物喷口、值班油路油气掺混腔、充填供油喷油杆、充填供油油气混合物喷口、充填供油油气掺混腔，支板的上表面具有凹腔，支板的下表面不具有凹腔，值班油路喷油杆位于值班油路油气掺混腔中，值班油路油气混合物喷口由支板的上表面竖直向下贯穿至值班油路油气掺混腔。本发明的火焰稳定装置采用了具有后向台阶的凹腔，结合了凹腔气动性能好、后向台阶回流区范围大及质量交换率高的优点。

Description

用于飞行器发动机燃烧室的火焰稳定装置
技术领域
本发明涉及飞行器发动机燃烧室的火焰稳定装置。具体地，本发明尤其涉及一种具有后向台阶结构的火焰稳定装置。
背景技术
高超声速飞行器是目前世界各军事强国大力发展的制高点，动力装置是飞行器性能的决定因素。以涡轮基组合冲压发动机是最具潜力应用于水平起降的高超声速飞行器的动力装置。高性能亚燃冲压燃烧室是组合发动机的关键部件，其中液体燃料在高马赫数气流中的可靠点火及稳定燃烧是目前难点。针对未来TBCC发动机中高性能冲压燃烧室研制，本发明提出高点火可靠性、宽的火焰稳定边界的新型火焰稳定器。国内外学者针对火焰稳定器的结构设计提出了以下几种方式：
专利文献CN102200292A提出了一种用于燃气涡轮发动机的加力燃烧室的火焰稳定器装置。该装置在涡轮后框架支板上开有凹腔，尾缘突扩翼型，气流流经支板凹腔及尾缘突扩处形成低速回流区，实现稳定火焰的目的。
专利文献CN104373964A提出了一种喷油系统和凹腔支板火焰稳定器一体化设计方案，喷油杆内置于凹腔支板内部空腔中，一方面减少零件数，减轻重量，降低流动损失，另一方面利用流过凹腔支板内的冷却气流对喷油进行气动雾化，提高加力燃烧室整体性能。
专利文献CN104776448A提出了一种多功能模态可调稳焰支板方案。其在非加力状态具有小流阻，在加力状态，产生大尺度漩涡，能够有效稳焰联焰，同时在整流状态下能够改善流场均匀性。
专利文献CN104819484A提出了一种径向点火的蒸发式火焰稳定器。基于传统蒸发式火焰稳定器的结构，增加了适当长度的流向裙板。在不增加流动阻力的前提下，能够实现高速气流中的低温可靠点火并稳定燃烧。
V型槽等钝体火焰稳定器在目前加力燃烧室中广泛采用。在低飞行马赫数工况，进入加力燃烧室的气流马赫数较低，气流在钝体尾缘形成低速回流区，能起到较好的点火和稳定火焰的效果。但是当飞行马赫数不断增大(M>3)，进入燃烧室的气流马赫数随之提高，燃油喷射入高速气流中，雾化、蒸发和掺混时间短，掺混效率低不利于燃烧，同时V型槽和传统支板的尾缘处所形成的回流区范围小，火焰容易被高速气流吹熄，难以稳定。
发明内容
因此，为了克服上述问题，针对例如加力燃烧室，尤其是亚燃冲压燃烧室在低压、高马赫数工况下，点火环境恶劣及火焰难以稳定燃烧的问题，本发明提供一种新的用于飞行器发动机燃烧室的火焰稳定装置，以传统支板火焰稳定器为基体，在支板单侧设计了具有后向台阶结构的凹腔。
本发明的用于飞行器发动机燃烧室的火焰稳定装置，包括支板、高压气进口、值班油路喷油杆、值班油路油气混合物喷口、值班油路油气掺混腔、充填供油喷油杆、充填供油油气混合物喷口、充填供油油气掺混腔，所述支板1的上表面具有凹腔，所述支板1的下表面不具有凹腔，所述值班油路喷油杆位于所述值班油路油气掺混腔中，所述值班油路油气混合物喷口由所述支板的上表面竖直向下贯穿至所述值班油路油气掺混腔。
根据本发明的优选实施方式，所述充填供油喷油杆在所述充填供油油气掺混腔内上下排列，每个所述充填供油喷油杆均具有喷油孔，所述充填供油喷油杆的喷油孔正对所述充填供油油气掺混腔上的所述充填供油油气混合物喷口，所述充填供油油气混合物喷口与所述充填供油喷油杆的喷油孔一一对应。所述值班油路喷油杆的喷油孔的喷油方向垂直于所述值班油路油气混合物喷口的喷油方向。
根据本发明的优选实施方式，所述高压气进口与所述充填供油油气掺混腔通过轴向气体通道连通；所述高压气进口与所述值班油路油气掺混腔通过竖向气体通道连通。
根据本发明的优选实施方式，所述凹腔具有前壁和后壁；所述前壁为竖直壁，所述后壁为向所述支板的支板尾缘倾斜的倾斜壁。
根据本发明的优选实施方式，所述前壁在凹腔深度方向上的尺寸约为所述支板的最大厚度的1/3；所述后壁与所述轴向气体通道的夹角范围为大于等于30°且小于等于60°；所述凹腔的最大长度与最大深度的比值2:1至3:1。
根据本发明的优选实施方式，所述支板尾缘为截断设计或凹式设计，优选截断设计。
根据本发明的优选实施方式，所述竖向气体通道的口径大于所述轴向气体通道的口径。
根据本发明的优选实施方式，在所述支板的轴向方向上，所述凹腔位于所述充填供油油气掺混腔与所述高压气进口之间。
根据本发明的优选实施方式，所述后壁在竖直方向上的高度与所述前壁的高度的比值大于等于1:2且小于等于2:3，优选2:3。
本发明的有益效果是：
1)针对传统的钝体类火焰稳定器的后缘回流区范围小，稳焰范围窄、高马赫数下稳焰效果差的缺点，本发明在传统支板火焰稳定器基础上，设计了具有后向台阶结构的凹腔，这种新型结构吸收了凹腔结构的气动性能好、后向台阶回流区范围大和质量交换率高等优点，并且具有较小的流场阻力。
2)本发明中对并对凹腔的竖直前壁和倾斜后壁的尺寸进行了独特设计。对后向台阶的深度进行了独特设计，深度过小则回流区的范围小，起不到值班火焰稳定燃烧的效果，深度过大一方面会影响到支板的机械强度及内部油路的布置，另一方面也会增加流动阻力。
3)本发明对凹腔的倾斜后壁的倾斜角度也进行了独特设计，角度过大将使凹腔趋于声学凹腔结构，在内部产生声学振荡，导致振荡燃烧，角度过小则凹腔消失，会显著增大流动阻力。
4)本发明对凹腔的长深比(最大长度和最大深度之比)进行了独特设计，长深比较小则使凹腔结构趋于驻涡，导致主流和回流区的质量交换下降，回流区的火焰不容易引燃主流。
与现有的V型槽及钝体火焰稳定器等相比，本发明的新型火焰稳定装置，能够在不增加流场阻力的限制条件下，改善燃油雾化效果，明显增强燃烧稳定性，拓宽火焰稳定器的稳焰边界，不但能应用于例如传统的加力燃烧室，而且能应用于来流马赫数更高的例如采用液体碳氢燃料的亚燃冲压燃烧室。
附图说明
图1本发明的火焰稳定装置的二维轴向纵截面示意图。
图中符号说明如下：
1支板，2值班油路喷油杆，3高压气进口，4值班油路油气混合物喷口，5值班油路油气掺混腔，6轴向气体通道，7前壁，8凹腔，9后壁，10充填供油喷油杆，11充填供油油气混合物喷口，12充填供油油气掺混腔，13支板尾缘,14喷油孔。
具体实施方式
下面，将结合附图1来描述根据本发明的用于飞行器发动机燃烧室的火焰稳定装置的具体实施方式。
本发明的用于飞行器发动机燃烧室的火焰稳定装置，包括支板1、高压气进口3、值班油路喷油杆2、值班油路油气混合物喷口4、值班油路油气掺混腔5、充填供油喷油杆10、充填供油油气混合物喷口11、充填供油油气掺混腔12，支板1的上表面具有凹腔8，支板1的下表面不具有凹腔，值班油路喷油杆2位于值班油路油气掺混腔5中，值班油路油气混合物喷口4由支板1的上表面竖直向下贯穿至值班油路油气掺混腔5。
充填供油喷油杆10在充填供油油气掺混腔12内上下排列，每个充填供油喷油杆10均具有喷油孔14，充填供油喷油杆10的喷油孔14正对所述充填供油油气掺混腔12上的充填供油油气混合物喷口11，充填供油油气混合物喷口11与充填供油喷油杆10的喷油孔14一一对应。值班油路喷油杆2的喷油孔14的喷油方向垂直于值班油路油气混合物喷口4的喷油方向。
高压气进口3与充填供油油气掺混腔12通过轴向气体通道6连通；高压气进口3与值班油路油气掺混腔5通过竖向气体通道连通。
凹腔8具有前壁7和后壁9，前壁7为竖直壁，后壁9为向支板1的支板尾缘13倾斜的倾斜壁。
前壁7在凹腔深度方向上的尺寸约为支板1的最大厚度的1/3；后壁9与轴向气体通道6的夹角范围为大于等于30°且小于等于60°；凹腔8的最大长度与最大深度的比值2:1至3:1。
支板尾缘13为截断设计。
竖向气体通道的口径大于轴向气体通道6的口径。
在支板1的轴向方向上，凹腔8位于充填供油油气掺混腔12与高压气进口3之间。
后壁9在竖直方向上的高度与前壁7的高度的比值大于等于1:2且小于等于2:3。
火焰稳定装置工作时，值班燃油从值班油路喷油杆2上的喷油孔14高速喷溅在值班油路的值班油路油气掺混腔5的内壁面上，破碎成小油滴，高压气流从高压气进口3进入值班油路油气掺混腔5对小油滴冲击剪切，小油滴在气动力的作用下部分雾化成燃油蒸汽。油气混合物从值班油路油气混合物喷口4横向喷射入主流空气。横向喷流在主流的作用下向下游流动，并卷入下游的后向台阶7所形成的回流区内。充填油路类似值班油路，燃油喷入充填供油油气掺混腔12形成油气混合物，并从充填供油油气混合物喷口11喷入后向台阶7的回流区中(图1所示虚线部分)，卷入支板后缘13的回流区中。
后向台阶7增大了回流区的范围，增强燃烧稳定性，值班油路油气混合物喷口4喷出的燃油混合物部分卷吸到回流区中，回流区的低速高温环境利于点火，也利于形成稳定的值班火焰区。如果单纯采用后向台阶会产生较大的流场阻力，倾斜后壁9解决了这一问题。
本发明充分发挥了后向台阶回流区大、凹腔气动性能好的优势，增强了高马赫数下点火和稳定燃烧性能，拓宽了稳焰边界，同时又不会增大流动阻力。
以上仅为本发明的优选实施方式，并非因此限制本发明的专利范围，凡是利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (5)

1.用于飞行器发动机燃烧室的火焰稳定装置，包括：
支板(1)；
高压气进口(3)；
值班油路喷油杆(2)；
值班油路油气混合物喷口(4)；
值班油路油气掺混腔(5)；
充填供油喷油杆(10)；
充填供油油气混合物喷口(11)；
充填供油油气掺混腔(12)；
其特征在于：
所述支板(1)的上表面具有凹腔(8)，所述支板(1)的下表面不具有凹腔；
所述值班油路喷油杆(2)位于所述值班油路油气掺混腔(5)中，所述值班油路油气混合物喷口(4)由所述支板(1)的上表面竖直向下贯穿至所述值班油路油气掺混腔(5)；
所述充填供油喷油杆(10)在所述充填供油油气掺混腔(12)内上下排列，每个所述充填供油喷油杆(10)均具有喷油孔(14)，所述充填供油喷油杆(10)的喷油孔(14)正对所述充填供油油气掺混腔(12)上的所述充填供油油气混合物喷口(11)，所述充填供油油气混合物喷口(11)与所述充填供油喷油杆(10)的喷油孔(14)一一对应；
所述高压气进口(3)与所述充填供油油气掺混腔(12)通过轴向气体通道(6)连通；所述高压气进口(3)与所述值班油路油气掺混腔(5)通过竖向气体通道连通；
所述值班油路喷油杆(2)的喷油孔(14)的喷油方向垂直于所述值班油路油气混合物喷口(4)的喷油方向；
所述竖向气体通道的口径大于所述轴向气体通道(6)的口径；
在所述支板(1)的轴向方向上，所述凹腔(8)位于所述充填供油油气掺混腔(12)与所述高压气进口(3)之间。
2.根据权利要求1所述的火焰稳定装置，其特征在于：
所述凹腔(8)具有前壁(7)和后壁(9)；所述前壁(7)为竖直壁，所述后壁(9)为向所述支板(1)的支板尾缘(13)倾斜的倾斜壁。
3.根据权利要求2所述的火焰稳定装置，其特征在于：
所述前壁(7)在凹腔深度方向上的尺寸约为所述支板(1)的最大厚度的1/3；所述后壁(9)与所述轴向气体通道(6)的夹角范围为大于等于30°且小于等于60°；所述凹腔(8)的最大长度与最大深度的比值2:1至3:1。
4.根据权利要求2所述的火焰稳定装置，其特征在于：
所述支板尾缘(13)为截断设计。
5.根据权利要求2至4中任一项所述的火焰稳定装置，其特征在于：
所述后壁(9)在竖直方向上的高度与所述前壁(7)的高度的比值大于等于1:2且小于等于2:3。
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