CN107725190B - 一种可调边界燃烧的变几何超紧凑燃烧室 - Google Patents

一种可调边界燃烧的变几何超紧凑燃烧室 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种可调边界燃烧的变几何超紧凑燃烧室，包括：所述扩压分流器、节流盘、复合导向叶片通道依次套接于中心体外，且扩压分流器的内环出气口通过节流盘与复合导向叶片通道相连通；所述可变燃烧凹腔可实现变几何调节，其可调壁面包括转动倾斜和平行移动两种调节方式之一，凹腔外设置相应的机械调节机构；可变燃烧凹腔的内侧与复合导向叶片通道的进气口一侧敞通，扩压分流器的外环出气口通过凹腔前壁面上的二次流进气孔与燃烧凹腔连通，实现主次流同轴轴向进气。本发明能够实现凹腔壁面可调，有效控制燃烧凹腔空间，在相同的当量比范围内能有效降低燃烧室压力损失，改善出口速度分布，降低NO排放，拓展燃烧室工作范围。

Description

一种可调边界燃烧的变几何超紧凑燃烧室
技术领域
本发明涉及一种可调边界燃烧的变几何超紧凑燃烧室，属于超紧凑燃烧室结构技术领域。
背景技术
航空发动机的推重比作为重要的性能指标，直接影响飞机的航程、升限及载重。为了提高发动机的推重比，一是需要提高涡轮前燃气温度，增加出口速度，提高发动机推力，但过高的涡轮前进口温度会加大涡轮导向叶片冷却难度的和缩短整个发动机寿命；二是在推力一定条件下通过减小发动机质量提高发动机推重比。
传统发动机主燃室不仅包括富油燃烧的主燃区，还包括有对主燃区进行补燃的中间区和掺混区，燃烧室的轴向长度较长，质量较大；传统加力补燃室的燃烧过程也是沿轴向进行，燃烧室的长度和质量较大，均不利于改善发动机推重比。
超紧凑燃烧室是先进燃烧室之一，通过旋流涡流实现燃油沿周向燃烧和富燃/淬熄/ 贫燃燃烧，其最主要的优势是可以极大减小燃烧室的长度和质量，降低NO(一氧化氮)排放。超紧凑燃烧室已不仅应用于涡轮级间燃烧室，替代加力补燃室，美国空军实验室最新提出的带复合导向叶片的超紧凑燃烧室有望进一步替代主燃室。
现有不可调凹腔限制燃烧室燃烧组织空间，影响燃烧及流动性能，在吸取超紧凑燃烧室燃烧凹腔的设计经验上，本发明主要对燃烧凹腔结构进行改进，实现凹腔后壁面可调，有效控制燃烧凹腔空间，拓展燃烧室工作范围。
发明内容
发明目的：为了克服现有技术中存在的不足，本发明提供一种可调边界燃烧的变几何超紧凑燃烧室，实现凹腔壁面可调，有效控制燃烧凹腔空间，在相同的当量比范围内能有效降低燃烧室压力损失，改善出口速度分布，降低NO排放。
技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：
一种可调边界燃烧的变几何超紧凑燃烧室，包括扩压分流器、节流盘、复合导向叶片通道、中心体、可变燃烧凹腔；
其中，所述扩压分流器、节流盘、复合导向叶片通道沿轴向进气方向依次套接于中心体外，且扩压分流器包括内环及外环，其内环出气口通过节流盘与复合导向叶片通道相连通；所述扩压分流器的外环出气口与套接于复合导向叶片通道外侧的可变燃烧凹腔连通，且可变燃烧凹腔的内侧与复合导向叶片通道外侧敞通。
进一步的，所述可变燃烧凹腔可实现变几何调节，其包括凹腔前壁面、凹腔后壁面、可调壁面以及构成凹腔外侧的燃烧环，且燃烧环上沿圆周均布有若干进油孔；所述凹腔前壁面上沿圆周均布有若干倾斜贯穿的二次流进气孔，且扩压分流器的外环出气口通过凹腔前壁面上的二次流进气孔与可变燃烧凹腔连通；所述可调壁面包含转动倾斜和平行移动两种调节方式之一，且可变燃烧凹腔外设置有相应的调节机构。
进一步的，所述可调壁面沿圆周均布于凹腔后壁面的内侧，且可调壁面与凹腔后壁面通过铰链连接；所述可调壁面与出口壁面的衔接处呈弧形配合，从而实现可调壁面的转动后倾调节。
进一步的，所述转动后倾调节的调节机构包括曲柄滑块机构，且曲柄滑块机构包括固接于凹腔后壁面上的第一连杆、套接于第一连杆上的滑块以及与滑块铰接的第二连杆；所述第二连杆的另一端铰接于可调壁面上，从而将可调壁面的转动转化为滑块的直线运动，通过改变滑块位置实现可调壁面的后倾角度调节。
进一步的，所述扩压分流器的内环及外环出气口处均设置有扩压器导向叶片。通过扩压分流器将来流分为核心流和二次流，二次流沿轴向进入二次流进气孔，实现主次流同轴轴向进气。
进一步的，所述二次流进气孔与凹腔前壁面的夹角30°～55°之内，以实现燃烧凹腔内旋流燃烧，缩短火焰长度提高燃烧效率。
有益效果：本发明提供的一种可调边界燃烧的变几何超紧凑燃烧室，相对于现有技术，具有以下优点：1、相比传统的矩形不可调凹腔结构，本发明采用独特的燃烧凹腔结构，实现凹腔壁面可调，有效控制燃烧凹腔空间，在相同的当量比范围内能有效降低燃烧室压力损失，改善出口速度分布，降低NO排放，拓展燃烧室工作范围；
2、本发明涉及的主次流同轴轴向进气的超紧凑燃烧室有望替代主燃室，实现等温燃烧，极大减小主燃室体积；也可应用于涡轮级间燃烧室，减小发动机质量，实现涡轮叶间燃烧；还可替代加力燃烧室，实现持续补燃增推。
附图说明
图1为实施例中涡轮风扇发动机部件的结构示意图；
图2为实施例中所述超紧凑燃烧室的结构示意图；
图3为实施例中所述超紧凑燃烧室可调壁面后倾0度时的剖面示意图；
图4为实施例中所述超紧凑燃烧室可调壁面后倾10度时的剖面示意图；
图5a～5b分别为矩形不可调凹腔超紧凑燃烧室与变几何后倾凹腔超紧凑燃烧室的结构示意图；
图6a～6c分别为矩形不可调凹腔超紧凑燃烧室与变几何后倾凹腔超紧凑燃烧室的总压恢复系数、出口径向平均速度分布及NO排放对比图；
图中包括：1、扩压分流器，2、节流盘，3、燃烧凹腔，4、进油孔，5、复合导向叶片通道，6、中心体，7、出口壁面，8、铰链，9、扩压器导向叶片，10、二次流进气孔，11、凹腔前壁面，12、燃烧环，13、凹腔后壁面，14、曲柄滑块机构，15、可调壁面，16、涡轮风扇，17、压气机，18、主燃室，19、高压涡轮，20、涡轮级间燃烧室， 21、低压涡轮，22、加力燃烧室。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作更进一步的说明。
如图2所示为一种可调边界燃烧的变几何超紧凑燃烧室，包括扩压分流器1、节流盘2、复合导向叶片通道5、中心体6、可变燃烧凹腔3；
其中，所述扩压分流器1、节流盘2、复合导向叶片通道5沿轴向进气方向依次套接于中心体6外，且扩压分流器1包括内环及外环，其内环出气口通过节流盘2与复合导向叶片通道5相连通；所述扩压分流器1的外环出气口与套接于复合导向叶片通道5 外侧的可变燃烧凹腔3连通，且可变燃烧凹腔3的内侧与复合导向叶片通道5外侧敞通；
所述可变燃烧凹腔3可实现变几何调节，其包括凹腔前壁面11、凹腔后壁面13、可调壁面15以及构成凹腔外侧的燃烧环12，且燃烧环12上沿圆周均布有若干进油孔4，凹腔后壁面13的内端与复合导向叶片通道5的出口壁面7相接；所述可调壁面15包含转动倾斜和平行移动两种调节方式之一，且可变燃烧凹腔3外设置有相应的调节机构；
所述凹腔前壁面11上沿圆周均布有若干倾斜贯穿的二次流进气孔10，且扩压分流器1的外环出气口通过凹腔前壁面11上的二次流进气孔10与可变燃烧凹腔3连通；所述扩压分流器1设有支撑扩压分流器内环中环以及外环的扩压器导向叶片9，通过扩压分流器1将来流分为核心流和二次流，二次流沿轴向进入二次流进气孔10，实现主次流同轴轴向进气。
图1是涡轮风扇发动机部件示意图，气流经涡轮风扇16进入压气机17和外流通道，经压气机17压缩后的高压空气进入主燃室18中燃烧，产生的高温高压燃气进入高压涡轮19膨胀做功，若发动机带有级间燃烧室，高温燃气则进入涡轮级间燃烧室20进行补燃，随后进入低压涡轮21继续膨胀做功，若发动机带有加力燃烧室22，经两次膨胀做功的燃气可进入加力燃烧室22补燃加温。本发明所述带有复合导向叶片的超紧凑燃烧室有望替代主燃室，实现等温燃烧，减小主燃室18体积；可用于涡轮级间燃烧室20，减小发动机质量，实现涡轮叶间燃烧；还可替代加力燃烧室22，实现持续补燃增推。
图2是本发明一种带有变几何后倾凹腔的主次流双环轴向进气超紧凑燃烧室示意图。所述超紧凑燃烧室包括扩压分流器1、节流盘2、复合导向叶片通道5、中心体6、可变燃烧凹腔3；来流经扩压分流器1和扩压器导向叶片9进行分流和导流，一部气流进入外环(二次流)，一部分进入内环(核心流)；其中，内环气流经节流盘2进入复合导向叶片通道5，且二次流进气孔10以倾斜30度布置在凹腔前壁面11，外环气流经二次流进气孔10射入可变燃烧凹腔3后产生周向旋流；进油孔4呈360度6组均匀布置于燃烧环12，燃料经进油孔4垂直进入可变燃烧凹腔3与二次流掺混，点火后进行富油旋流燃烧，旋流燃烧可加快火焰传播速度，缩短火焰长度，实现超小空间内的高效燃烧。可变燃烧凹腔3的燃烧产物随后沿径向迁移进入复合导向叶片通道5与内环气流进行掺混，可变燃烧凹腔3内未燃尽的燃料在复合叶片通道5内进行贫油燃烧，最后从燃烧室出口排出。
图3、图4分别是变几何凹腔可调壁面后倾0度和后倾10度的局部放大图，当可调壁面后倾0度相当于矩形凹腔。可调节后壁面15及调节机构设置于凹腔后壁面13上， 6个可调壁面呈360度均匀排布，每个可调壁面长54mm，宽12.7mm，所述可调壁面 15与凹腔后壁面13通过铰链连接，且可调壁面15与出口壁面7的衔接处呈弧形配合，实现可调壁面15的转动后倾调节；所述转动后倾调节的调节机构包括曲柄滑块机构14，且曲柄滑块机构14包括固接于凹腔后壁面13上的第一连杆、套接于第一连杆上的滑块以及与滑块铰接的第二连杆；所述第二连杆的另一端铰接于可调壁面15上，从而将可调壁面15的转动转化为滑块的直线运动，通过改变滑块位置实现可调壁面15的后倾角度调节。变几何后倾凹腔可有效改变燃烧凹腔体积，拓宽燃烧室工作范围。
图5a～5b分别为矩形不可调凹腔超紧凑燃烧室与变几何后倾凹腔超紧凑燃烧室的结构示意图，图6a～6c为矩形不可调凹腔超紧凑燃烧室与变几何后倾凹腔超紧凑燃烧室的总压恢复系数、出口径向平均速度分布及NO排放对比图。其中，图6a为总压恢复系数对比图，从图中可以看出，在0.7到1.9的当量比范围内，变几何后倾10度凹腔结构总压恢复性能明显高于矩形不可调凹腔结构。图6b为出口径向平均速度分布对比图，燃烧环当量比为1.61，矩形不可调凹腔高速区集中在出口上部，且高速区分布范围较小，出口速度极不均匀，这对燃烧室后面的涡轮叶片十分不利，本发明后倾10度凹腔结构可有效扩展高速区范围，减小出口速度分布不均匀程度，降低涡轮叶片受到的不均匀冲击。图6c为NO排放对比图，可以看出，当量比在0.66到1.2的范围内，矩形不可调凹腔结构NO排放量较低，当量比在1.2到1.8的范围内，后倾10度矩形不可调凹腔排放量较低，本发明变几何后倾凹腔当量比小于1.2时可调壁面收回，大于1.2时可调壁面打开相同工况范围内较矩形不可调凹腔可明显降低NO排放量，提高燃烧室排放性能。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (5)

1.一种可调边界燃烧的变几何超紧凑燃烧室，其特征在于，包括扩压分流器(1)、节流盘(2)、复合导向叶片通道(5)、中心体(6)、可变燃烧凹腔(3)；
其中，所述扩压分流器(1)、节流盘(2)、复合导向叶片通道(5)沿轴向进气方向依次套接于中心体(6)外，且扩压分流器(1)包括内环及外环，其内环出气口通过节流盘(2)与复合导向叶片通道(5)相连通；所述扩压分流器(1)的外环出气口与套接于复合导向叶片通道(5)外侧的可变燃烧凹腔(3)连通，且可变燃烧凹腔(3)的内侧与复合导向叶片通道(5)外侧敞通；
所述可变燃烧凹腔(3)包括凹腔前壁面(11)、凹腔后壁面(13)、可调壁面(15)以及构成凹腔外侧的燃烧环(12)，且燃烧环(12)上沿圆周均布有若干进油孔(4)；所述凹腔前壁面(11)上沿圆周均布有若干倾斜贯穿的二次流进气孔(10)，且扩压分流器(1)的外环出气口通过凹腔前壁面(11)上的二次流进气孔(10)与可变燃烧凹腔(3)连通；所述可调壁面(15)包含转动倾斜和平行移动两种调节方式之一，且可变燃烧凹腔(3)外设置有相应的调节机构。
2.根据权利要求1所述的一种可调边界燃烧的变几何超紧凑燃烧室，其特征在于，所述可调壁面(15)沿圆周均布于凹腔后壁面(13)的内侧，且可调壁面(15)与凹腔后壁面(13)通过铰链连接；所述可调壁面(15)与出口壁面(7)的衔接处呈弧形配合，从而实现可调壁面(15)的转动倾斜调节。
3.根据权利要求2所述的一种可调边界燃烧的变几何超紧凑燃烧室，其特征在于，所述转动倾斜调节的调节机构包括曲柄滑块机构(14)，且曲柄滑块机构(14)包括固接于凹腔后壁面(13)上的第一连杆、套接于第一连杆上的滑块以及与滑块铰接的第二连杆；所述第二连杆的另一端铰接于可调壁面(15)上，从而将可调壁面(15)的转动转化为滑块的直线运动，通过改变滑块位置实现可调壁面(15)的后倾角度调节。
4.根据权利要求1所述的一种可调边界燃烧的变几何超紧凑燃烧室，其特征在于，所述扩压分流器(1)内设置有支撑扩压分流器(1)内环及外环的扩压器导向叶片(9)，通过扩压分流器(1)将来流分为核心流和二次流，二次流沿轴向进入二次流进气孔(10)，实现主次流同轴轴向进气。
5.根据权利要求1所述的一种可调边界燃烧的变几何超紧凑燃烧室，其特征在于，所述二次流进气孔(10)与凹腔前壁面(11)的夹角在30°～55°之内。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113323769A (zh) * 2021-06-07 2021-08-31 北京航空航天大学 一种基于多涵道进气级间燃烧室的变循环发动机构型

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5313779A (en) * 1988-05-23 1994-05-24 Sundstrand Corporation Surge protected gas turbine engine for providing variable bleed air flow
CN1204005A (zh) * 1997-06-26 1999-01-06 亚瑞亚·勃朗勃威力有限公司 喷气式发动机
CN1283253A (zh) * 1997-08-12 2001-02-07 太空通道有限公司 喷管式冲压喷气发动机
CN106907272A (zh) * 2017-03-23 2017-06-30 西北工业大学 变结构火箭基组合动力循环发动机

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5313779A (en) * 1988-05-23 1994-05-24 Sundstrand Corporation Surge protected gas turbine engine for providing variable bleed air flow
CN1204005A (zh) * 1997-06-26 1999-01-06 亚瑞亚·勃朗勃威力有限公司 喷气式发动机
CN1283253A (zh) * 1997-08-12 2001-02-07 太空通道有限公司 喷管式冲压喷气发动机
CN106907272A (zh) * 2017-03-23 2017-06-30 西北工业大学 变结构火箭基组合动力循环发动机

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