CN109595589A - 一种应用双级旋流器的一体化加力燃烧室 - Google Patents

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刘强
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曹婷婷
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    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/38—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply comprising rotary fuel injection means

Abstract

本发明提供了一种应用双级旋流器的一体化加力燃烧室。将涡轮后整流支板与火焰稳定器用一个二级旋流器代替并在旋流器出口设计文氏管结构，旋流器两级分别为轴向和径向设计，更容易在下游形成较为稳定、尺寸范围较大和旋涡流动较强的低速回流区。第一级轴向旋流器叶片内部有燃油通道，叶片侧面及尾部布置有燃油喷孔，并在喷口处设置支板结构。燃油在燃油通道中吸收热量进行预热，通过第一级轴向旋流器叶片上的燃油喷孔喷出，并与支板发生碰撞。本发明的优势在于创造性的在加力燃烧室中使用双级旋流器及文氏管结构，并加以独特的有支板、可喷油的叶片结构，可以有效地提高燃油雾化效果、燃烧稳定性和燃烧效率。

Description

一种应用双级旋流器的一体化加力燃烧室
技术领域
本发明属于燃气涡轮发动机领域，具体涉及一种应用双级旋流器的一体化加力燃烧室。
背景技术
为了提高飞机的作战性能和扩大飞机包线，军用战斗机的动力装置通过加力燃烧来增加推力，采用加力燃烧室则是提高航空发动机推重比的重要技术手段。加力燃烧室是在涡轮后燃气或燃气与外涵的混合气中喷油点火燃烧，用以提高气流温度、短期内增大发动机推力的装置。气流经涡轮膨胀做功后，即便经扩压器减速扩压，但与主燃烧室相比，仍然是压力低、流速高、不易点燃。即便点燃也极易被上游高速气流吹熄。所以必须采取火焰稳定措施保证在高速流场中具有稳定的点火源，能够维持加力燃烧室中混合油气的燃烧。
传统的加力燃烧室火焰稳定器包括V型稳定器、驻涡稳定器、沙丘驻涡稳定器、吸入式稳定器、预燃式稳定器、蒸发式稳定器等。上世纪90年代，有人提出了一种涡轮后框架的加力燃烧室一体化设计的方案，可取消传统加力燃烧室火焰稳定器，将大大减小非加力“冷态”下的流阻损失，能够有效的减小火焰稳定器的体积和长度，缩短加力燃烧室长度，减少附加质量，提高发动机的推重比。但是，如今的加力燃烧室依然存在回流区较小、燃油雾化效果较差、头部结构稳焰能力非常有限等问题，燃烧稳定性和燃烧效率有待提高。
为了进一步提升加力燃烧室的性能，有必要对加力燃烧室的头部结构进行优化设计，寻找更合理的稳流、稳焰结构。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提出一种应用双级旋流器的一体化加力燃烧室，与现有的技术相比，本方案的优点在于将涡轮后整流支板与火焰稳定器用一个双级旋流器代替并在旋流器出口设计文氏管结构，旋流器两级分别为轴向和径向设计，更容易在下游形成较为稳定、尺寸范围较大和旋涡流动较强的低速回流区。第一级轴向旋流器叶片内部有燃油通道，叶片侧面及尾部布置有燃油喷孔，并在喷口处设置支板结构。燃油在燃油通道中吸收热量进行预热，在第一级轴向旋流器叶片喷口处喷出，并与支板发生碰撞。本方案创造性的在加力燃烧室中使用双级旋流器及文氏管结构，并加以独特的有支板、可喷油的叶片结构，可以有效地提高燃油雾化效果、燃烧稳定性和燃烧效率。
技术方案
本发明的目的在于提供一种应用双级旋流器的一体化加力燃烧室。
本发明技术方案如下：
一种应用双级旋流器的一体化加力燃烧室，包括双级旋流器的结构分布形式、可喷油叶片的结构、燃油通道的结构尺寸。
所述的双级旋流器的结构分布形式，其特征在于：双级旋流器固定在加力内锥上，第一级轴向旋流器叶片在加力内锥周向均匀排列，设置10～16片，叶片角取30°～60°，叶片高度以及叶片长度根据加力燃烧室整体尺寸进行选择，第二级径向旋流器入口处于后涵道入口处，径向旋流器后壁与防震隔热屏相连，设置10～16片叶片，第二级径向旋流器内外径大小以及叶片尺寸根据加力燃烧室整体尺寸进行选择，旋流器的旋流数满足要求可形成强旋流即可。
所述的燃油通道的结构尺寸，其特征在于：燃油由外部输油管道进入第一级轴向旋流器叶片内部的燃油通道，燃油通道截面为长方形，长度为第一级轴向旋流器叶片截面长度的三分之一到二分之一，位置处于叶片后半部分，燃油通道宽度视叶片宽度而定，比叶片宽度小1～2mm。
所述的可喷油叶片的结构，其特征在于：在第一级轴向旋流器叶片尾部及一侧设置喷油孔，直径为0.5～2mm，侧面喷油孔排数为1～3排，采用顺排或叉排方式，在侧面喷油孔出口处设有支板，支板方向水平，宽度为5～15mm，长度等于第一级轴向旋流器叶片高度，尾部喷油孔为1排。
该方案设计的一种应用双级旋流器的一体化加力燃烧室，其优点在于改变了目前一体化加力燃烧室头部整流稳焰结构，创造性的使用双级旋流器及文氏管结构，并加以独特的有支板、可喷油的叶片结构，此设计能够形成较大的回流区，并优化燃油雾化效果，利于油气掺混与组织燃烧，可提高燃烧效率加强燃烧稳定性。
附图说明
图1：一种应用双级旋流器的一体化加力燃烧室整体示意图
图2：一种应用双级旋流器的一体化加力燃烧室剖面图
图3：一种应用双级旋流器的一体化加力燃烧室内部结构图
图4：第一级轴向旋流器叶片结构图
图中：1、壳体，2、第一级轴向旋流器叶片，3、加力内锥，4、第二级径向旋流器叶片，5、文氏管，6、第二级径向旋流器出口套筒，7、防震隔热屏，8、支板，9、燃油通道，10、侧面燃油喷孔，11、尾部燃油喷孔
具体实施方式
现结合附图对本发明作进一步描述：
结合图1、图2、图3和图4，本发明提供了一种应用双级旋流器的一体化加力燃烧室。图1为一种应用双级旋流器的一体化加力燃烧室整体示意图，图2为一种应用双级旋流器的一体化加力燃烧室剖面图，图3一种应用双级旋流器的一体化加力燃烧室内部结构图，图4为第一级轴向旋流器叶片结构图。
由内外涵道来的气流通过第一级轴向旋流器叶片(2)和第二级径向旋流器叶片(4)，燃油通过供油管道进入燃油通道(9)，由侧面燃油喷孔(10)和尾部燃油喷孔(11)喷出，其中侧面燃油喷孔(10)喷出的燃油与支板(8)发生碰撞，形成更小的液滴，有利于燃油雾化与油气掺混，经过第一级轴向旋流器叶片(2)的气流，在文氏管(5)中与喷出的燃油进行掺混后与经过第二级径向旋流器的气流在第二级径向旋流器出口套筒(6)中进行第二次掺混并伴随着燃烧过程，由于双级旋流器的旋流作用以及文氏管(5)和第二级径向旋流器出口套筒(6)的设置使得回流区更大，下游流场更好，高质量的油气掺混与更大的回流区使得加力燃烧室拥有更好的燃烧稳定性与更高的燃烧效率，更能够满足未来高推重比航空发动机的需求。

Claims (5)

1.一种应用双级旋流器的一体化加力燃烧室，包括双级旋流器的结构分布形式，可喷油叶片的结构，燃油通道的结构尺寸。
2.根据权利要求1所述的一种应用双级旋流器的一体化加力燃烧室，其特征在于：双级旋流器固定在加力内锥上，第一级轴向旋流器叶片在加力内锥周向均匀排列，设置10～16片，叶片角取30°～60°，叶片高度以及叶片长度根据加力燃烧室整体尺寸进行选择。
3.根据权利要求1或2所述的一种应用双级旋流器的一体化加力燃烧室，其特征在于：第二级径向旋流器入口处于后涵道入口处，径向旋流器后壁与防震隔热屏相连，设置10～16片叶片，第二级径向旋流器内外径大小以及叶片尺寸根据加力燃烧室整体尺寸进行选择，旋流器的旋流数满足要求可形成强旋流即可。
4.根据权利要求1、2或3所述的一种应用双级旋流器的一体化加力燃烧室，其特征在于：燃油由外部输油管道进入第一级轴向旋流器叶片内部的燃油通道，燃油通道截面呈长方形，长度为第一级轴向旋流器叶片截面长度的三分之一到二分之一，位置处于叶片后半部分，燃油通道宽度视叶片宽度而定，比叶片宽度小1～2mm。
5.根据权利要求1、2、3或4所述的一种应用双级旋流器的一体化加力燃烧室，其特征在于：在第一级轴向旋流器叶片尾部及一侧设置喷油孔，直径为0.5～2mm，侧面喷油孔排数为1～3排，采用顺排或叉排方式，在侧面喷油孔出口处设有支板，支板方向水平，宽度为5～15mm，长度等于第一级轴向旋流器叶片高度，尾部喷油孔为1排。
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