CN114234235A - 一种高性能旋流燃烧室射流孔结构 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种高性能旋流燃烧室射流孔结构，所述射流孔结构形成在火焰筒结构上，火焰筒结构包括头部板(7)、外火焰筒(5)、内火焰筒(6)，射流孔则分别在外火焰筒(5)、内火焰筒(6)上布置。本发明充分考虑旋流流场特性，更为合理地布置主燃孔、掺混孔，包括孔径、位置；采用此发明的高性能旋流燃烧室射流孔方案，可在射流气量较少、掺混条件较差的基础上使得出口温度场均匀性较好，可满足高性能主燃烧室燃烧组织要求，为高性能主燃烧室方案设计提供借鉴。

Description

一种高性能旋流燃烧室射流孔结构

技术领域

本发明属于航空发动机燃烧室技术领域，涉及一种高性能旋流燃烧室射流孔结构。

背景技术

航空发动机燃烧室火焰筒射流孔一般包含主燃孔和掺混孔，主燃孔射流与掺混孔射流将燃烧室分为三部分：主燃区、补燃区、掺混区，其中主燃区是燃油主要燃烧的区域，大部分燃油在此进行燃烧；补燃区的作用是在主燃孔射流进入火焰筒后，主燃区未完全燃烧的混气进一步补充燃烧；掺混孔的作用主要是调节出口温度分布场，使得燃烧室出口温度分布达到要求。

由于火焰筒射流孔对燃烧性能影响极大，因此，射流孔设计是燃烧室设计极为关键的部分。现有的射流孔设计多采用主燃孔与掺混孔相结合的方式，在轴向位置布置上，主燃孔、掺混孔一般位于火焰筒1/3(甚至更靠前的位置)、2/3附近处；在周向位置上,主燃孔与掺混孔一般采用叉排布置方式,且掺混孔在周向位置上位于两主燃孔正中间处。在孔径上，各主燃孔直径相同，各掺混孔直径也相同，且主燃孔直径大于掺混孔直径。

早期燃烧室油气比较低，且头部多数采用富油设计，因此，背景技术的射流孔布置方案能有较好的适用性：一方面，头部处于富油状态，需通过主燃孔补入部分空气参与燃烧，因此主燃孔位置相对靠前，且孔径较大；另一方面，早期油气比较低，用于燃烧的空气较少，可用于掺混的空气量较大，因此，掺混孔数目可较多。

然而，高性能燃烧室中，油气比较高，需参与燃烧的空气大幅增大，而用于掺混的空气则相应减少。由于燃烧空气增大，当前多数采用多级旋流器的头部方案来同时解决大状态下冒烟及小状态下的火焰稳定性能。同时，设计思路也有所调整：主燃区当量比为1甚至小于1，即处于偏贫状态，主燃区需完成大部分燃烧。如果继续采用背景技术里的主燃孔、掺混孔布置方案，则会有如下问题：主燃孔周向位置太靠前，有可能降低主燃区温度，甚至淬熄火焰的风险；其次，主燃区完成了大部分燃烧，因此主燃孔的“补气”作用减弱，仍采用大孔径主燃孔补气方式显然浪费较大部分气量；再者，用于掺混的总气量大幅减少，不可能再采用多掺混孔的布置方式达到调节出口温度分布的目的。

发明内容

(一)发明目的

本发明的目的是：提供一种基于旋流流场的高性能低掺混条件的射流孔结构，基于并充分利用旋流流场，通过合理设计主燃孔及掺混孔方案，满足高性能航空发动机燃烧室高效可靠且出口温度场均匀的性能要求。

(二)技术方案

为了解决上述技术问题，本发明提供一种高性能旋流燃烧室射流孔结构，所述射流孔结构形成在火焰筒结构上，火焰筒结构包括头部板7、外火焰筒5、内火焰筒6，射流孔则分别在外火焰筒5、内火焰筒6上布置。

其中，所述在外火焰筒5上开有外主燃孔1、外掺混孔2，在内火焰筒6上开有内主燃孔3、内掺混孔4。所述外主燃孔1、内主燃孔3与头部板7的距离相同，该距离为0.7-1倍的火焰筒结构高度，火焰筒结构高度为外火焰筒5、内火焰筒6之间的距离。所述外主燃孔1、内主燃孔3均采用一个整圆孔、两个半圆孔的形式，整圆孔位于火焰筒结构中心截面上，两个半圆孔位于火焰筒结构两周期面处。所述外主燃孔1、内主燃孔3中，位于中心截面的整圆孔主燃孔孔径小于位于周期面的半圆孔主燃孔孔径。

其中，所述外主燃孔1和内主燃孔3的孔径相同，内掺混孔4和外掺混孔2的孔径相同。所述内掺混孔4和外掺混孔2均采用大孔形式，孔径大于外主燃孔1和内主燃孔3的孔径。

其中，所述内掺混孔4和外掺混孔2的轴向位置由掺混气经掺混后至火焰筒出口处温度决定。所述内掺混孔4和外掺混孔2周向位置位于其对应火焰筒上整圆孔主燃孔中间正下方沿气流偏转设定角度位置处。

(三)有益效果

上述技术方案所提供的高性能旋流燃烧室射流孔结构，充分考虑旋流流场特性，更为合理地布置主燃孔、掺混孔，包括孔径、位置；采用此发明的高性能旋流燃烧室射流孔方案，可在射流气量较少、掺混条件较差的基础上使得出口温度场均匀性较好，可满足高性能主燃烧室燃烧组织要求，为高性能主燃烧室方案设计提供借鉴。

附图说明

图1为本发明实施例射流孔结构示意图。

图2为射流孔工作原理图。

具体实施方式

为使本发明的目的、内容和优点更加清楚，下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。

如图1所示，火焰筒结构包括头部板7、外火焰筒5、内火焰筒6，射流孔则分别在外火焰筒5、内火焰筒6上布置。

在外火焰筒5上开有外主燃孔1、外掺混孔2，在内火焰筒6上开有内主燃孔3、内掺混孔4。

外主燃孔1、内主燃孔3与头部板7的距离相同，该距离为0.7-1倍的火焰筒结构高度，火焰筒结构高度为外火焰筒5、内火焰筒6之间的距离。

内、外主燃孔均采用一个整圆孔、两个半圆孔的形式，整圆孔位于火焰筒结构中心截面上，两个半圆孔位于火焰筒结构两周期面处。

充分利用回流区对射流的影响，位于中心截面的整圆孔主燃孔孔径小于位于周期面的半圆孔主燃孔孔径。

外主燃孔1和内主燃孔3的孔径相同，内掺混孔4和外掺混孔2的孔径相同。

内掺混孔4和外掺混孔2均采用大孔形式，孔径大于外主燃孔1和内主燃孔3的孔径。

内掺混孔4和外掺混孔2的轴向位置由掺混气经掺混后至火焰筒出口处温度决定。

充分考虑旋流流场作用，气流在外火焰筒处、内火焰筒处有一定的切向速度，内、外掺混孔周向位置位于主燃孔中间正下方沿气流偏转设定角度位置处。

参照图2，本发明的高性能旋流燃烧室射流孔布置方案工作原理如下：

空气经旋流器流入火焰筒结构内，在火焰筒内部形成回流区，回流区对中心截面位置处主燃孔射流穿透有促进作用，即中心截面位置处主燃孔可在较小孔径条件下达到较好的穿透效果。

火焰筒掺混孔前由于燃烧释热，气流速度增大，需增大掺混孔径，以提升掺混气流穿透效果。

旋流气流在紧贴主燃孔处有一定切向速度，主燃孔射流方向受其影响发生偏转，掺混孔周向位置位于主燃孔中间正下方沿气流偏转一定角度位置处。

掺混气流与主流掺混时，若掺混距离不够，火焰筒出口出现较大低温区域，因此，掺混孔轴向位置由掺混气经掺混后至火焰筒出口处温度决定。

由上述技术方案可以看出，本发明具有以下显著特点：

(1)充分考虑头部进气量变大的高性能燃烧室设计要求，主燃孔轴向位置位于火焰筒高度的0.7-1倍处。

(2)充分利用旋流流场回流区作用，减小中心截面主燃孔孔径，在使用较少气量的同事达到较好的穿透效果。

(3)充分考虑燃油释热后气流速度增大导致掺混孔穿透能力变差的问题，增大掺混孔孔径。

(4)掺混孔轴向布置充分考虑掺混气经与主流掺混后至火焰筒出口处温度，并由此决定掺混孔轴向位置。

(5)掺混孔周向布置充分考虑旋流流场下主燃孔气流偏转的问题，掺混孔周向位置位于主燃孔中间正下方并沿气流偏转一定角度位置处更为合理。

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，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变形，这些改进和变形也应视为本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种高性能旋流燃烧室射流孔结构，其特征在于，所述射流孔结构形成在火焰筒结构上，火焰筒结构包括头部板(7)、外火焰筒(5)、内火焰筒(6)，射流孔则分别在外火焰筒(5)、内火焰筒(6)上布置。

2.如权利要求1所述的高性能旋流燃烧室射流孔结构，其特征在于，所述在外火焰筒(5)上开有外主燃孔(1)、外掺混孔(2)，在内火焰筒(6)上开有内主燃孔(3)、内掺混孔(4)。

3.如权利要求2所述的高性能旋流燃烧室射流孔结构，其特征在于，所述外主燃孔(1)、内主燃孔(3)与头部板(7)的距离相同，该距离为0.7-1倍的火焰筒结构高度，火焰筒结构高度为外火焰筒(5)、内火焰筒(6)之间的距离。

4.如权利要求3所述的高性能旋流燃烧室射流孔结构，其特征在于，所述外主燃孔(1)、内主燃孔(3)均采用一个整圆孔、两个半圆孔的形式，整圆孔位于火焰筒结构中心截面上，两个半圆孔位于火焰筒结构两周期面处。

5.如权利要求4所述的高性能旋流燃烧室射流孔结构，其特征在于，所述外主燃孔(1)、内主燃孔(3)中，位于中心截面的整圆孔主燃孔孔径小于位于周期面的半圆孔主燃孔孔径。

6.如权利要求5所述的高性能旋流燃烧室射流孔结构，其特征在于，所述外主燃孔(1)和内主燃孔(3)的孔径相同，内掺混孔(4)和外掺混孔(2)的孔径相同。

7.如权利要求6所述的高性能旋流燃烧室射流孔结构，其特征在于，所述内掺混孔(4)和外掺混孔(2)均采用大孔形式，孔径大于外主燃孔(1)和内主燃孔(3)的孔径。

8.如权利要求7所述的高性能旋流燃烧室射流孔结构，其特征在于，所述内掺混孔(4)和外掺混孔(2)的轴向位置由掺混气经掺混后至火焰筒出口处温度决定。

9.如权利要求8所述的高性能旋流燃烧室射流孔结构，其特征在于，所述内掺混孔(4)和外掺混孔(2)周向位置位于其对应火焰筒上整圆孔主燃孔中间正下方沿气流偏转设定角度位置处。

10.一种基于权利要求1-9中任一项所述高性能旋流燃烧室射流孔结构在航空发动机燃烧室技术领域中的应用。

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