CN114508768A - 一种带涡控扩压器的航空燃气轮机燃烧室 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种带涡控扩压器的航空燃气轮机燃烧室,扩压器进口的内外环壁面上都周向均匀设有若干用于对扩压器壁面进行流动分离控制的涡流发生器组；涡流发生器组包含两个关于扩压器轴平面对称的涡流发生器。本发明通过涡流发生器使得外流场中沿流向具有较高动能的流体质点旋入附面层中，与表面上动量较低的流体混合后作螺旋运动而离开物面，增加了位于附面层中的流体质点的平均流向动量，有助于分离了的附面层再附着。

Description

一种带涡控扩压器的航空燃气轮机燃烧室

技术领域

本发明涉及新概念航空燃气轮机燃烧技术领域，尤其涉及一种带涡控扩压器的航空燃气轮机燃烧室。

背景技术

现代航空燃气轮机设计要求压气机在较少的级数下产生较高的压比，因此气流在离开压气机进入燃烧室时，流速通常高达120m/s~220m/s，然而对于燃烧组织而言，一般要求在头部旋流器前应减速到40~60m/s，才能使得总压损失较小，并能够保证稳定可靠的组织燃烧。因此，通常在燃烧室进口处安装减速增压的扩压器。扩压器应具有以下几个特点：1）静压恢复较高，总压损失较小；2）具备一定的强度和刚度；3）内部流动结构稳定，气流在扩压器中流动不产生分离；4）周向和径向流动尽可能均匀；5）对压气机出口气流畸变不敏感；6）长度尽可能短。

当前，高性能航空燃气轮机要求缩短燃烧室进口长度，减轻重量并简化结构，一般而言，主要通过缩短前置扩压器长度来达到这一目标。但缩短其前置扩压器长度时，在保证扩压器性能参数不变的条件下，其扩张角度将增大，其中气流所遭受到的逆压力梯度越强，逆压力梯度越容易达到临界值，使得边界层厚度迅速增加，导致流动分离的产生，使得扩压器出口截面面积减小，减速增压性能将显著降低。因此，如何使前置扩压器在大扩张角的情况下不发生流动分离，或者延缓流动分离，是提高前置扩压器效率的关键。

附面层分离控制的主要思想时通过改变附面层内流体的动量来延缓或者抑制流动分离的产生。通过几何外形设计来控制流动分离时最简单经济的方法。在流动壁面放置各类涡流发生器是当前最常见的流动分离控制方法。当气流流过竖立在壁面的斜置涡流发生器时，由于涡流发生器具有一定的迎角，其两侧具有一定的压强差，来流气流将从压强较高的一侧绕过小片流向压强较低一侧，同时由于气流还将沿流向方向继续向前运动，所以从三维上来看，其合成运动讲师螺旋形的漩涡运动。通过涡流发生器的作用，外流场中沿流向具有较高动能的流体质点旋入附面层中，与表面上动量较低的流体混合后作螺旋运动而离开物面。增加了位于附面层中的流体质点的平均流向动量。这个过程连续不断地进行，使得附面层获得连续的能量的供给，有能力来抵御表面摩擦和逆压梯度。因此，在较高的逆压力梯度下也可以不出现分离，即使出现了分离，螺旋运动的气流所起的混掺作用将有助于分离了的附面层再附着。

涡流发生器的概念最早由美国联合飞机公司提出，应用于外部流动中，在飞机机翼失速等情况下用于抑制流动分离。研究表明，在飞机机翼安装涡流发生器后，能够明显延缓流动分离，飞机的升阻比能提高一倍以上，并且可以改善跨音速激波/边界层干扰特性和抖振特性。近年来该项技术已经趋于成熟，，在空客、波音的一系列民用客机以及美国空军F-22、F-35等先进战斗机中均已得到实际应用。

当前，涡流发生器仅应用于飞机机翼这一外部流动流域条件，由于内流流动流通面积过小、其尚未涉及微小尺度的内流流动领域。但是，对于内流流动而言，近附面层的涡流发生器同样能够发挥出控制流动分离的效果。，同时其造成的阻力要小得多，能够相同的进气流道条件下，控制流动损失，获得更高的流通流量，进而能够使得燃烧室工作范围得到拓宽。因此有必要结合涡流发生器涡控技术，发展带涡控扩压器的航空燃气轮机燃烧室。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是针对背景技术中所涉及到的缺陷，提供一种带涡控扩压器的航空燃气轮机燃烧室，其使用带涡流发生器抑制前置扩压器内的气流流动分离，在相同燃烧室进口速度条件下，能够使得扩压器长度缩短，扩张角增大，显著提高扩压器性能及燃烧燃燃烧稳定性，且结构更加紧凑，重量更轻。

本发明为解决上述技术问题采用以下技术方案：

一种带涡控扩压器的航空燃气轮机燃烧室，航空燃气轮机燃烧室的扩压器进口的内外环壁面上都周向均匀设有若干用于对所述扩压器壁面进行流动分离控制的涡流发生器组；

所述涡流发生器组包含两个涡流发生器，该两个涡流发生器关于扩压器的轴平面对称，且两个涡流发生器尾缘之间的距离与涡流发生器的高度之比的范围为0.5~6；

所述涡流发生器的前侧攻角角度范围为0~30度、高度大于0.2倍的边界附面层厚度，涡流发生器的长度与涡流发生器的高度之比的范围为0.5~3；

所述涡流发生器组的周期间距与涡流发生器的高度之比的范围为4~7，所述涡流发生器组的周期间距为相邻涡流发生器组的对称面和其所在扩压器壁面投影交线之间的最短直线距离。

本发明采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：

1）燃烧室长度更短，结构更紧凑；

2）燃烧室进口速度更高，扩压器内部流动较为稳定，不容易发生壁面流动分离；

3）扩压器静压恢复系数得到升高，第二突扩区气流速度降低，更易于燃烧组织，流阻系数得到减小，使得发动机整机总压损失降低，则发动机功重比（SFC）得到提高。

4）在空间结构允许的条件下，在前置扩压器中的涡流发生器薄片可做成可调节高度，可调节攻角的形式，以适应不同的压气机来流，保证扩压器性能一致保持于最佳工作状态。

附图说明

图1为本发明带涡控扩压器的航空燃气轮机燃烧室局部剖视图；

图2为本发明带涡控扩压器的航空燃气轮机燃烧室中带涡流发生器的前置扩压器的流动示意图；

图3为航空燃气轮机燃烧室中不带涡流发生器的前置扩压器的流动示意图；

图4为图3所示的涡流发生器的工作原理示意图。

图中，1-航空燃气轮机燃烧室，2-扩压器，3-涡流发生器，4-来流空气，5-抑制流动分离，6-流动分离，7-强动量气流，8-弱动量气流。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的技术方案做进一步的详细说明：

本发明可以以许多不同的形式实现，而不应当认为限于这里所述的实施例。相反，提供这些实施例以便使本公开透彻且完整，并且将向本领域技术人员充分表达本发明的范围。在附图中，为了清楚起见放大了组件。

应当理解，尽管这里可以使用术语第一、第二、第三等描述各个元件、组件和/或部分，但这些元件、组件和/或部分不受这些术语限制。这些术语仅仅用于将元件、组件和/或部分相互区分开来。因此，下面讨论的第一元件、组件和/或部分在不背离本发明教学的前提下可以成为第二元件、组件或部分。

如图1所示，本发明公开了一种带涡控扩压器的航空燃气轮机燃烧室，航空燃气轮机燃烧室的扩压器进口的内外环壁面上都周向均匀设有若干用于对所述扩压器壁面进行流动分离控制的涡流发生器组；

所述涡流发生器组包含两个涡流发生器，该两个涡流发生器关于扩压器的轴平面对称，且两个涡流发生器尾缘之间的距离与涡流发生器的高度之比的范围为0.5~6；

所述涡流发生器的前侧攻角角度范围为0~30度、高度大于0.2倍的边界附面层厚度，涡流发生器的长度与涡流发生器的高度之比的范围为0.5~3；

所述涡流发生器组的周期间距与涡流发生器的高度之比的范围为4~7，所述涡流发生器组的周期间距为相邻涡流发生器组的对称面和其所在扩压器壁面投影交线之间的最短直线距离。

涡流发生器的形状不定，可以采用三角形、楔形、矩形、梯形等多类复合结构中的任意一种。

图2为带涡控扩压器的航空燃气轮机燃烧室中带涡流发生器的前置扩压器的流动示意图。图3为航空燃气轮机燃烧室中不带涡流发生器的前置扩压器的流动示意图。在燃烧室进口设置扩压器，其主要功用是降低火焰筒进口空气流速，提高进口压力，这有利于降低损失、组织燃烧。在扩压器壁面上安装涡流发生器，其主要功用是抑制扩压器中流体流动分离，拓宽扩压器稳定工作范围。

图4涡流发生器的工作原理示意图，在扩压器中，当气流流过涡流发生器时，由于涡流发生器具有一定的迎角，其两侧具有一定的压强差，在涡流发生器后侧内外部分别形成高动量气流及低动量气流，来流气流将从压强较高的一侧绕过小片流向压强较低一侧，同时由于气流还将沿流向方向继续向前运动，所以从三维上来看，其合成运动将是螺旋形的漩涡运动。通过涡流发生器的作用，外流场中沿流向具有较高动能的流体质点旋入附面层中，与表面上动量较低的流体混合后作螺旋运动而离开物面。增加了位于附面层中的流体质点的平均流向动量。这个过程连续不断地进行，使得附面层获得连续的能量的供给，有能力来抵御表面摩擦和逆压梯度。因此，在较高的逆压力梯度下也可以不出现分离，即使出现了分离，螺旋运动的气流所起的混掺作用将有助于分离了的附面层再附着。

下面将结合几个实施例具体说明本发明一种带涡流发生器的航空燃气轮机燃烧室。

本发明中的一种实施例为高来流速度条件下的航空燃气轮机燃烧室。在该模式中，压气机中的气流流量较高，对于扩压器而言，其进口雷诺数较高，易发生流动分离，当气流发生流动分离后，流经涡流发生器，由于外流场中沿流向具有较高动能的流体质点旋入附面层中，与表面上动量较低的流体混合后作螺旋运动而离开物面。增加了位于附面层中的流体质点的平均流向动量。从而出现了分离，螺旋运动的气流所起的混掺作用将有助于分离了的附面层再附着。从而使得扩压器正常工作，进而使得燃烧室能够完成正常工作。当气流未在涡流发生器前端发生分离，由于涡流发生器的存在，使得高速气流经过涡流发生器后在附面层形成动量、质量交换，使得在较高的逆压力梯度下也不出现分离。

本发明中的一种实施例为扩压器角度大于7°条件下的航空燃气轮机燃烧室。在该模式中，压气机中的气流流量进入扩压器中，其壁面逆压力梯度较大，易发生流动分离，当气流发生流动分离后，流经涡流发生器，由于外流场中沿流向具有较高动能的流体质点旋入附面层中，与表面上动量较低的流体混合后作螺旋运动而离开物面。增加了位于附面层中的流体质点的平均流向动量。从而出现了分离，螺旋运动的气流所起的混掺作用将有助于分离了的附面层再附着。从而使得扩压器正常工作，进而使得燃烧室能够完成正常工作。当气流未在涡流发生器前端发生分离，由于涡流发生器的存在，使得高速气流经过涡流发生器后在附面层形成动量、质量交换，使得在较高的逆压力梯度下也不出现分离。

从上述实施例可知，本发明一种带涡流发生器的航空发动机燃烧室，可方便地实现高来流速度，大扩压比条件下实现更宽工况下的减速扩压工作，进而拓宽航空发动机的稳定工作范围。

本技术领域技术人员可以理解的是，除非另外定义，这里使用的所有术语（包括技术术语和科学术语）具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。

以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (1)

1.一种带涡控扩压器的航空燃气轮机燃烧室，其特征在于，航空燃气轮机燃烧室的扩压器进口的内外环壁面上都周向均匀设有若干用于对所述扩压器壁面进行流动分离控制的涡流发生器组；

所述涡流发生器组包含两个涡流发生器，该两个涡流发生器关于扩压器的轴平面对称，且两个涡流发生器尾缘之间的距离与涡流发生器的高度之比的范围为0.5~6；

所述涡流发生器的前侧攻角角度范围为0~30度、高度大于0.2倍的边界附面层厚度，涡流发生器的长度与涡流发生器的高度之比的范围为0.5~3；

所述涡流发生器组的周期间距与涡流发生器的高度之比的范围为4~7，所述涡流发生器组的周期间距为相邻涡流发生器组的对称面和其所在扩压器壁面投影交线之间的最短直线距离。

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