CN115127121A - 稳焰预混燃烧装置及航空发动机模拟试验设备 - Google Patents
稳焰预混燃烧装置及航空发动机模拟试验设备 Download PDFInfo
- Publication number
- CN115127121A CN115127121A CN202210682183.4A CN202210682183A CN115127121A CN 115127121 A CN115127121 A CN 115127121A CN 202210682183 A CN202210682183 A CN 202210682183A CN 115127121 A CN115127121 A CN 115127121A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- flame
- combustion
- combustion chamber
- stage
- stabilizing
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 367
- 238000012360 testing method Methods 0.000 title claims abstract description 28
- 238000004088 simulation Methods 0.000 title claims abstract description 14
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 claims abstract description 74
- 238000005496 tempering Methods 0.000 claims abstract description 22
- 238000003780 insertion Methods 0.000 claims abstract description 19
- 230000037431 insertion Effects 0.000 claims abstract description 19
- 239000002737 fuel gas Substances 0.000 claims abstract description 16
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 73
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims description 55
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 52
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 27
- 238000002156 mixing Methods 0.000 claims description 24
- 239000007921 spray Substances 0.000 claims description 24
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims description 19
- 239000000110 cooling liquid Substances 0.000 claims description 14
- 238000001514 detection method Methods 0.000 claims description 12
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims description 12
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims description 12
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 5
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims description 2
- 238000005259 measurement Methods 0.000 abstract description 9
- 238000011160 research Methods 0.000 abstract description 9
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 4
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 abstract 1
- 238000001704 evaporation Methods 0.000 description 7
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 6
- 238000000034 method Methods 0.000 description 5
- 230000008569 process Effects 0.000 description 5
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 4
- 238000005507 spraying Methods 0.000 description 4
- 239000002826 coolant Substances 0.000 description 3
- 238000011161 development Methods 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 3
- 230000009471 action Effects 0.000 description 2
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 description 2
- 238000010790 dilution Methods 0.000 description 2
- 239000012895 dilution Substances 0.000 description 2
- 230000008020 evaporation Effects 0.000 description 2
- 239000000463 material Substances 0.000 description 2
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 2
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 206010043528 Throat tightness Diseases 0.000 description 1
- 238000000889 atomisation Methods 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000001311 chemical methods and process Methods 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 238000009792 diffusion process Methods 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000002955 isolation Methods 0.000 description 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000008520 organization Effects 0.000 description 1
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 1
- 230000004044 response Effects 0.000 description 1
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 1
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 1
- 229910001220 stainless steel Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010935 stainless steel Substances 0.000 description 1
- 238000006467 substitution reaction Methods 0.000 description 1
- 239000012780 transparent material Substances 0.000 description 1
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- 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
- F23R3/283—Attaching or cooling of fuel injecting means including supports for fuel injectors, stems, or lances
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- 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
- F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
- Y02E20/00—Combustion technologies with mitigation potential
- Y02E20/34—Indirect CO2mitigation, i.e. by acting on non CO2directly related matters of the process, e.g. pre-heating or heat recovery
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Gas Burners (AREA)
Abstract
本发明涉及一种稳焰预混燃烧装置及航空发动机模拟试验设备。该稳焰预混燃烧装置包括：燃烧室；台阶分级结构，连接于燃烧室，台阶分级结构能在燃烧室内产生台阶分级火焰；一对扰流台阶，分别插装至燃烧室中相对于台阶分级结构的远端，一对扰流台阶的插入端分别自燃烧室的上壁面和下壁面向燃烧室内伸出，一对扰流台阶用于使燃烧室内的燃气部分回流，从而在燃烧室内形成回流旋涡。该稳焰预混燃烧装置能克服现有测量技术和成本的限制，对实际航空发动机燃烧室内头部火焰的复杂结构进行简化，并利用回流旋涡对燃烧室内的台阶分级火焰起到很好的稳焰作用，从而更有利于对主燃级通道的回火问题进行测量研究。
Description
技术领域
本发明涉及航空航天设备技术领域，尤其涉及一种稳焰预混燃烧装置及航空发动机模拟试验设备。
背景技术
在民用航空发动机发展过程中，国际民航组织(ICAO)对其污染排放的标准趋于严格，而贫油预混预蒸发(LPP)燃烧模式，在航空发动机中具有大幅降低污染排放的潜力，近年来得到广泛关注和发展。
然而，燃料在主燃级通道内预混预蒸发的过程中面临回火的风险，尤其是边界层回火问题，极易造成燃烧室预混通道烧蚀，最终导致发动机硬件严重损坏。特别是增压比高达40至60的民用涡扇航空发动机燃烧室中主燃级预混通道内的回火问题，发生在非均相的连续流动受限空间内，涵盖燃油喷射、破碎、雾化、蒸发、扩散、化学反应和旋涡流动等复杂物理和化学过程，受速度分布、火焰传播速度、火焰拉伸率等基础湍流燃烧特性的影响。因此，主燃级预混通道内的回火问题是未来民用航空发动机低排放燃烧室研制中必须解决的瓶颈问题之一。
但是，利用实际航空发动机研究主燃级预混通道内的回火问题，其工程试验的难度和成本非常大。而让整台发动机点火运行并达到稳定的预混通道回火状态，需要庞大复杂的地面试车台及其配套的设备系统，这对整个试验的人力、财力的消耗是非常巨大的。
发明内容
本发明提供一种稳焰预混燃烧装置，能克服现有测量技术和成本的限制，对实际航空发动机燃烧室内头部火焰的复杂结构进行简化，并利用回流旋涡对燃烧室内的台阶分级火焰起到很好的稳焰作用，从而更有利于对主燃级通道的回火问题进行测量研究。
本发明提供一种稳焰预混燃烧装置，包括：
燃烧室；
台阶分级结构，连接于所述燃烧室，所述台阶分级结构能在所述燃烧室内产生台阶分级火焰；
一对扰流台阶，分别插装至所述燃烧室中相对于所述台阶分级结构的远端，一对所述扰流台阶的插入端分别自所述燃烧室的上壁面和下壁面向所述燃烧室内伸出，一对所述扰流台阶用于使所述燃烧室内的燃气部分回流，从而在所述燃烧室内形成回流旋涡。
根据本发明提供的一种稳焰预混燃烧装置，所述台阶分级结构包括：
主燃级通道，连通于所述燃烧室，并能向所述燃烧室内通入主燃级预混燃气，所述主燃级通道与所述燃烧室的连通处构造有后台阶；
预燃级预混燃烧器，安装于所述后台阶的下方，所述预燃级预混燃烧器设有稳焰喷嘴，所述后台阶朝向所述燃烧室的方向为所述后台阶的前方，所述稳焰喷嘴朝向所述后台阶的前方设置；
所述稳焰喷嘴能引燃流经所述后台阶前方的所述主燃级预混燃气，并在所述稳焰喷嘴与所述后台阶的前方形成所述台阶分级火焰。
根据本发明提供的一种稳焰预混燃烧装置，所述预燃级预混燃烧器包括：
壳体，内部构造有预燃级稳焰通道，所述预燃级稳焰通道朝向所述燃烧室内的一端设有所述稳焰喷嘴；
中心稳火钝体，设置于所述预燃级稳焰通道中；
点火针，与所述壳体连接，并设置于所述稳焰喷嘴的旁边；
其中，所述预燃级稳焰通道朝向所述燃烧室内的一端连接有倾斜设置的一对预燃级引焰板，一对所述预燃级引焰板之间构成一倾斜通道，以在所述预燃级稳焰通道朝向所述燃烧室内的端部构造成所述稳焰喷嘴；所述点火针的一端与所述壳体连接，所述点火针的另一端设置于任一所述预燃级引焰板的旁边。
根据本发明提供的一种稳焰预混燃烧装置，所述预燃级预混燃烧器还包括：
预燃级掺混腔，连通于所述预燃级稳焰通道背向所述燃烧室内的一端，所述预燃级掺混腔设有预燃级燃气入口；
至少一个预燃级燃气掺混格栅，安装于所述预燃级燃气入口与所述预燃级稳焰通道之间的所述预燃级掺混腔中。
根据本发明提供的一种稳焰预混燃烧装置，所述燃烧室还包括至少两套水冷系统，所述燃烧室的上壁和下壁分别构造有至少一套所述水冷系统；
其中，所述水冷系统包括：
第一水冷通道，设置于所述燃烧室的上壁或下壁中，所述第一水冷通道设有冷却液注入口，所述燃烧室的上壁面或下壁面设有若干个第一冷却喷孔，各个所述第一冷却喷孔均与所述第一水冷通道连通；
第二水冷通道，设置于所述扰流台阶中，所述扰流台阶的插入端背向所述后台阶的侧壁设有若干个第二冷却喷孔，各个所述第二冷却喷孔均与所述第二水冷通道连通。
根据本发明提供的一种稳焰预混燃烧装置，所述扰流台阶远离所述插入端的端部连接有执行杆，所述执行杆中设有与所述第二水冷通道连通的冷却液通道。
根据本发明提供的一种稳焰预混燃烧装置，所述燃烧室包括一对安装通道，一对所述安装通道分别构造于所述燃烧室的上壁面和下壁面，并位于所述燃烧室中相对于所述后台阶的远端，一对所述扰流台阶分别插装于一对所述安装通道中；
每个所述扰流台阶分别与相应的所述安装通道之间安装有第一密封圈；
每个所述执行杆分别装配有密封座，且每个所述执行杆与相应的所述密封座之间安装有第二密封圈。
根据本发明提供的一种稳焰预混燃烧装置，该稳焰预混燃烧装置还包括主燃级燃气预混喷嘴，所述主燃级燃气预混喷嘴包括：
若干个主燃级燃料通道，插装于所述主燃级通道中，且各个所述主燃级燃料通道沿所述主燃级通道的截面排列，每个所述主燃级燃料通道朝向所述后台阶的方向设有若干个主燃级燃料喷射口；
分布式文氏管道，设置于各个所述主燃级燃料通道的下游；
主燃级集气腔，连接于各个所述主燃级燃料通道，所述主燃级集气腔设有主燃级燃料入口。
根据本发明提供的一种稳焰预混燃烧装置，所述稳焰预混燃烧装置还包括：
观察窗，设置于所述燃烧室的侧壁和/或上壁，所述观察窗位于所述后台阶的附近；
若干个回火位置探测点，排列于所述主燃级通道靠近所述后台阶的位置，每个所述回火位置探测点分别安装有热电偶温度探测器。
本发明还提供一种航空发动机模拟试验设备，安装有如上所述的稳焰预混燃烧装置。
本发明提供一种稳焰预混燃烧装置，该稳焰预混燃烧装置包括燃烧室、台阶分级结构以及一对扰流台阶。台阶分级结构连接于燃烧室，台阶分级结构能在燃烧室内产生台阶分级火焰；一对扰流台阶分别插装至燃烧室中相对于台阶分级结构的远端，一对扰流台阶的插入端分别自燃烧室的上壁面和下壁面向燃烧室内伸出，一对扰流台阶用于使燃烧室内的燃气部分回流，从而在燃烧室内形成回流旋涡。该稳焰预混燃烧装置能克服现有测量技术和成本的限制，对实际航空发动机燃烧室内头部火焰的复杂结构进行简化，并利用回流旋涡对燃烧室内的台阶分级火焰起到很好的稳焰作用，从而更有利于对主燃级通道的回火问题进行测量研究；并且，在达到模拟试验的目的的基础上，更进一步降低试验成本，提高试验效率和试验准确性。
该稳焰预混燃烧装置还具有以下优点：
(1)模拟程度高：该稳焰预混燃烧装置与实际的贫油预混预蒸发燃烧室的流场结构、火焰形态和回火特征等参数具有高度的动力学相似；
(2)测试工况范围大：该稳焰预混燃烧装置可实现主燃级进口压力0.5MPa～1.5MPa、进口温度300K～750K以及当量比0.5～1的工况范围，基本包含实际贫油预混预蒸发燃烧室的运行条件；
(3)测试成本低：该稳焰预混燃烧装置能很好的用以研究实际的贫油预混预蒸发燃烧室的回火现象，而避免了直接针对实际燃烧室进行测量研究，节省了研究成本和时间，大大降低了研究的难度。
本发明还提供一种航空发动机模拟试验设备，安装有如上所述的稳焰预混燃烧装置。通过设置上述的稳焰预混燃烧装置，使得该航空发动机模拟试验设备具备上述的稳焰预混燃烧装置的全部优点，具体在此不再赘述。
附图说明
为了更清楚地说明本发明或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本发明提供的稳焰预混燃烧装置的结构示意图；
图2是本发明提供的预燃级预混燃烧器的结构示意图；
图3是本发明提供的扰流台阶的结构示意图；
图4是本发明提供的主燃级燃气预混喷嘴的结构示意图。
附图标记：
100：燃烧室；
1：主燃级通道；2：主燃级燃气预混喷嘴；3：预燃级预混燃烧器：4：后台阶；5：扰流台阶；6：稳焰喷嘴；7：观察窗；8：回火位置探测点；9：点火针；10：预燃级引焰板；11：第一水冷通道；12：第二水冷通道；13：第一冷却喷孔；14：第二冷却喷孔；15：第一密封圈；16：密封座；17：第二密封圈；18：中心稳火钝体；19：执行杆；20：冷却液注入口；21：预燃级燃气掺混格栅；22：预燃级燃气入口；23：预燃级掺混腔；24：预燃级稳焰通道；25：主燃级燃料喷射口；26：分布式文氏管道；27：主燃级燃料通道；28：主燃级集气腔；29：主燃级燃料入口；30：安装通道；
A1-A2-A3：回流旋涡方向；
A1-A2-A4：燃气气流方向；
B：回火方向；
F1：主燃级火焰；
F2：预燃级火焰。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明中的附图，对本发明中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
下面通过若干实施例并结合图1至图4详细描述本发明的稳焰预混燃烧装置以及航空发动机模拟试验设备。
如图1所示，本发明实施例所述的稳焰预混燃烧装置(本发明实施例中可简称为“燃烧装置”)包括燃烧室100和台阶分级结构。台阶分级结构连接于燃烧室100。台阶分级结构能在燃烧室1内产生台阶分级火焰。其中，台阶分级结构具体包括主燃级通道1、后台阶4以及预燃级预混燃烧器3。优选燃烧室100通过不锈钢焊接组装形成矩形体结构，以便于观察燃烧室100内火焰结构。主燃级通道1连通于燃烧室100。主燃级通道1与燃烧室100的连通处构造有后台阶4。自主燃级通道1的入口通入的空气在主燃级通道1内能够与气态燃料均匀掺混，从而使得主燃级通道1中能形成并输送均匀的主燃级预混燃气。预燃级预混燃烧器3安装于后台阶4的下方。预燃级预混燃烧器3设有稳焰喷嘴6，以便于通过点火向后台阶4的前方(即后台阶4朝向燃烧室的方向)喷射预燃级火焰F2，该预燃级火焰F2能够作为主燃级通道1向后台阶4处输出的主燃级预混燃气的稳定点火源，即引燃流经后台阶4前方的主燃级预混燃气，从而使主燃级预混燃气能够在后台阶4的前方形成主燃级火焰F1，进而在燃烧室100内形成上述的台阶分级火焰。图1中示出了燃烧过程中的燃烧室100内的燃气气流方向A1-A2-A4。
该燃烧装置还包括一对扰流台阶5。一对扰流台阶5分别插装至燃烧室100中相对于台阶分级结构的远端，特别是后台阶4的远端。并且，每个扰流台阶5插入燃烧室100的一端为插入端，一对扰流台阶5的插入端分别自燃烧室100的上壁面和下壁面向燃烧室100内伸出。一对扰流台阶5用于使燃烧室100内的燃气气流产生部分回流，从而在燃烧室100内形成回流旋涡，即如图1示出的回流旋涡方向A1-A2-A3。该回流旋涡能够作用于上述的台阶分级火焰，使台阶分级火焰中的预燃级火焰F2与主燃级火焰F1在火焰的接触位置相切，并且起到稳焰作用。
由此可见，本发明实施例所述的稳焰预混燃烧装置能克服现有测量技术和成本的限制，对实际航空发动机燃烧室内头部火焰的复杂结构进行简化，并利用回流旋涡对燃烧室100内的台阶分级火焰起到很好的稳焰作用，从而更有利于对主燃级通道1的回火问题进行测量研究；并且，在达到模拟试验的目的的基础上，更进一步降低试验成本，提高试验效率和试验准确性。
在一些实施例中，如图2所示，预燃级预混燃烧器3包括壳体、预燃级稳焰通道24、中心稳火钝体18以及点火针9。预燃级预混燃烧器3的壳体优选固接在燃烧室100的侧壁中，并且位于后台阶4的下方。该壳体内部构造有预燃级稳焰通道24，预燃级稳焰通道24朝向燃烧室100内的一端设有上述的稳焰喷嘴6。点火针9与壳体连接，并设置于稳焰喷嘴6的旁边。点火针9能够将流经预燃级稳焰通道24内的预燃级预混燃气点燃，从而在稳焰喷嘴6的位置朝向后台阶4的前方产生预燃级火焰F2。中心稳火钝体18设置于预燃级稳焰通道24中，以便于对预燃级火焰F2起到稳焰作用。
可理解的，为了更好的实现稳焰作用，本发明实施例的中心稳火钝体18的截面构造为三角形，也可以设置为多边形、圆形或椭圆形。
在一些优选实施例中，如图2所示，预燃级稳焰通道24朝向燃烧室100内的一端连接有倾斜设置的一对预燃级引焰板10，一对预燃级引焰板10之间构成一条倾斜通道，该倾斜通道的倾斜方向的延长线与主燃级通道1向燃烧室100内的延长线相交，从而利用该倾斜通道在预燃级稳焰通道24朝向燃烧室100内的端部构造成稳焰喷嘴6。点火针9的一端与壳体连接，点火针9的另一端设置于任一预燃级引焰板10的旁边，以便于对倾斜通道内的预燃级预混燃气进行可靠引燃。上述的预燃级引焰板10一方面能够引导预燃级稳焰通道24内的预燃级预混燃气的流动方向，并且引导和控制预燃级火焰F2的长度和方向；另一方面，燃烧室100内回流旋涡的气流在遇到倾斜设置的预燃级引焰板10而发生偏转，从而自下向上作用于预燃级火焰F2，进而间接作用于主燃级火焰F1，实现对台阶分级火焰的稳焰作用。
在一些实施例中，如图2所示，该预燃级预混燃烧器3还包括预燃级掺混腔23以及至少一个预燃级燃气掺混格栅21。预燃级掺混腔23连通于预燃级稳焰通道24背向燃烧室100内的一端，预燃级掺混腔23设有预燃级燃气入口22，用于对预燃级掺混腔23内通入气态燃料。预燃级掺混腔23还设有空气进口(图中未示出)。空气和气态燃料在预燃级掺混腔23内掺混。各个预燃级燃气掺混格栅21安装于预燃级燃气入口22与预燃级稳焰通道24之间的预燃级掺混腔23中，用以提高空气和气态燃料的掺混均匀度，以便在预燃级掺混腔23中形成均匀的预燃级预混燃气。
可理解的，本发明实施例所述的预燃级燃气掺混格栅21上分布有若干个通孔，每个预燃级燃气掺混格栅21的通孔形状可以相同、部分相同或者均不相同。预燃级燃气掺混格栅21的通孔形状可以设置为圆形、椭圆形、长圆形以及多边形。
在一些实施例中，如图3所示，本发明实施例所述的扰流台阶5优选垂直于燃烧室100的上壁或下壁插入至燃烧室中，以便灵活调节扰流台阶5的插入深度，从而能控制燃烧室100内的回流旋涡的流动结构和旋涡强度，进而提高后台阶4处的分级双火焰的稳定性。为了便于调节扰流台阶5的插入深度，优选扰流台阶5远离插入端的端部连接有执行杆19，执行杆19装配有密封座16，密封座16安装在燃烧室100外部的结构上。为了让该后台阶4处的台阶分级火焰在不同工况条件下都能稳定的附着在后台阶4的边缘，优选利用附属的位移机构(图中未示出)连接执行杆19，该位移机构能够驱动执行杆19运动以调控扰流台阶5的插入深度。
在一些实施例中，如图1所示，该燃烧室100还包括至少两套水冷系统，燃烧室100的上壁和下壁分别构造有至少一套水冷系统。由于在燃烧室100内的火焰温度通常在1300℃以上，为了保护燃烧室的壁面以及相关部件不受高温损坏，优选利用水冷系统对燃烧室100中后台阶4远端的位置进行可靠降温，从而对燃烧室100以及扰流台阶5起到保护作用，避免燃烧试验造成设备损坏。
如图1和图3所示，本发明实施例所述的水冷系统包括第一水冷通道11和第二水冷通道12。第一水冷通道11设置于燃烧室100的上壁或下壁中。优选每条第一水冷通道11都整体横置在燃烧室100的上壁或下壁中，并位于后台阶4和扰流台阶5之间。第一水冷通道11设有冷却液注入口20，用以向第一水冷通道11内补入低温冷却液。燃烧室100的上壁面或下壁面设有若干个第一冷却喷孔13，各个第一冷却喷孔13均与第一水冷通道11连通，通过第一冷却喷孔13能够向燃烧室100的壁面、内部以及扰流台阶5朝向后台阶4的表面喷洒冷却液。第二水冷通道12设置于扰流台阶5中，并且在扰流台阶5的插入端背向后台阶4的侧壁设有若干个第二冷却喷孔14，各个第二冷却喷孔14均与第二水冷通道12连通，通过第二冷却喷孔14能够向扰流台阶5背向后台阶4的表面以及位于扰流台阶5下游侧的燃烧室100内部和壁面喷洒冷却液。该水冷系统的作用包括但不限于以下几方面：第一方面，第一水冷通道11能够对燃烧室100的壁面进行冷却，以防止燃烧室100的壁面受到高温燃气损坏；第二方面，第一冷却喷孔13和第二冷却喷孔14喷出的冷却液能够对扰流台阶5的外壁进行高温隔离保护，防止高温燃气烧坏；第三方面，第二水冷通道12能够在扰流台阶5的内部起到降温保护作用；第四方面，最终喷射出的冷却液随燃气流出燃烧室100，可进一步降低燃气温度，保证安全。
可理解的，为了提高水冷系统对于扰流台阶5的降温保护作用，优选在执行杆19中设有与第二水冷通道12连通的冷却液通道。
在一些优选实施例中，如图3所示，该燃烧室100包括一对安装通道30。一对安装通道30分别构造于燃烧室100的上壁面和下壁面，并位于燃烧室100中相对于后台阶4的远端，以便于将一对扰流台阶5分别插装于一对安装通道30中。并且，每个扰流台阶5分别与相应的安装通道30之间安装有第一密封圈15，每个执行杆19分别装配有密封座16，且每个执行杆19与相应的密封座16之间安装有第二密封圈17。上述的位于扰流台阶5中的第二水冷通道12能够对第一密封圈15起到降温保护作用，上述的位于执行杆19中的冷却液通道能够对第二密封圈17起到降温保护作用。换言之，在第二水冷通道12和冷却液通道内流动的冷却液能够保证各个密封圈均能处于正常的工作温度下，可保证扰流台阶5处的密封作用。
可理解的，优选在燃烧室靠近扰流台阶5的上壁面和下壁面分别设置多个第一冷却喷孔13，且各个第一冷却喷孔13间隔设置，只要保证相邻的第一冷却喷孔13的喷洒范围相切或相交即可，以确保冷却液的喷射覆盖范围更大。
可理解的，优选在扰流台阶5的插入端背向后台阶4的侧壁上沿展向设置多个第二冷却喷孔14，且各个第二冷却喷孔14间隔设置，只要保证相邻的第二冷却喷孔14的喷洒范围相切或相交即可，以确保冷却液的喷射覆盖范围更大。
可理解的，第一密封圈15和第二密封圈17均优选为O型密封圈。
在一些实施例中，如图4所示，该稳焰预混燃烧装置还包括主燃级燃气预混喷嘴2。主燃级燃气预混喷嘴2插装在主燃级通道1中靠近入口的位置，用于向主燃级通道1内喷射气态燃料，并实现空气与气态燃料之间的可靠掺混。具体的，主燃级燃气预混喷嘴2包括主燃级集气腔28、若干个主燃级燃料通道27以及分布式文氏管道26。各个主燃级燃料通道27插装于主燃级通道1中，且各个主燃级燃料通道27沿主燃级通道1的截面排列，每个主燃级燃料通道27朝向后台阶4的方向设有若干个主燃级燃料喷射口25，以便将气态燃料朝向后台阶4的方向均匀喷射到主燃级通道1中，且保证气态燃料在主燃级通道1的同一截面内分布均匀。优选各个主燃级燃料通道27之间留有间隙，以便空气流过。分布式文氏管道26设置于各个主燃级燃料通道27的下游(即朝向后台阶4的方向)，优选分布式文氏管道26由若干个文式管道沿主燃级通道1的截面成矩阵排列而成。高温高压空气与气态燃料能够在分布式文氏管道2626中均匀掺混，从而形成主燃级预混燃气，并且，分布式文氏管道26还能最大程度地减小主燃级通道1内气流的扰动，起到了匀流的作用。主燃级集气腔28连接于各个主燃级燃料通道27，且主燃级集气腔28设有主燃级燃料入口29。主燃级集气腔28对气态燃料起到了预分配的作用，即气态燃料能够通过主燃级燃料入口29进入主燃级集气腔28内，随后均匀分布并流入至各个主燃级燃料通道27中。
需要说明的是，该稳焰预混燃烧装置还包括观察窗7。观察窗7设置于燃烧室100的侧壁和/或上壁，并且观察窗7位于后台阶4的附近。优选观察窗7由耐高温的透明材质构成，并且观察窗7可以设置为可开闭结构。通过观察窗7能够实时观察后台阶4前方的台阶分级火焰，有助于更直观的观测研究燃烧100室内的气流结构和火焰结构。
需要说明的是，该稳焰预混燃烧装置还包括若干个回火位置探测点8。各个回火位置探测点8排列于主燃级通道1靠近后台阶4的位置。每个回火位置探测点8分别安装有热电偶温度探测器，以便于对后台阶4附近的回火问题进行监测和研究。
本发明实施例所述的燃烧装置在起火阶段以及燃烧过程的状态如下所述：
如图1所示，一方面，高温高压空气从主燃级通道1的入口进入，然后与主燃级燃气预混喷嘴2的各个主燃级燃料喷射口25中喷射出来的主燃级气态燃料混合以后通过分布式文氏管，随后形成均匀的主燃级预混燃气。另一方面，预燃级预混燃烧器3的预燃级燃气入口22向预燃级掺混腔23中通入预燃级气态燃料，并且在预燃级掺混腔23中的预燃级燃气掺混格栅21作用下均匀掺混，从而在预燃级掺混腔23中形成均匀的预燃级预混燃气；该预燃级预混燃气流经预燃级稳焰通道24的过程中，由点火针9点燃，并受到中心稳火钝体18的稳焰作用而在稳焰喷嘴6处形成稳定的预燃级火焰F2，该预燃级火焰F2即为主燃级预混燃气的稳定点火源，从而在后台阶4的前方形成主燃级火焰F1，进而在后台阶4的前方形成上述的台阶分级火焰。
上述的台阶分级火焰的形成的过程中，燃烧室100中处于台阶分级火焰下游的高温燃气一部分在流经燃烧室100上壁面的扰流台阶5时受到阻挡而向下偏转，随后在流经燃烧室100下壁面的扰流台阶5时受到阻挡而再次偏转，从而形成上述的回流旋涡，回流旋涡在预燃级预混燃烧器3倾斜设置的预燃级引焰板10的作用下与预燃级火焰F2相切，并推动预燃级火焰F2与主燃级火焰F1相切，从而最终在后台阶4形成更为稳定的台阶分级火焰，即如图1所示的回流旋涡方向A1-A2-A3。另一部分燃气在燃烧室100中正常流动，即如图1所示的燃气气流方向A1-A2-A4。
在试验过程中，通过调节扰流台阶5的插入深度，能控制燃烧室100内回流旋涡的流动结构，保证后台阶4处火焰的稳定；当改变主燃级通道1和稳焰喷嘴6的出口流速、温度以及燃料当量比等参数，可调控附着在后台阶4边缘上的台阶分级火焰处回火现象，即如图1所示的回火方向B。此时可测定回火发生的边界条件，并通过燃烧室100上壁和侧壁的观察窗(上壁的观察窗图中未示出)监测回火火焰的形态和动态回火过程，通过主燃级通道1内的回火位置探测点8的热电偶温度探测器监测回火温度。
上述的台阶分级火焰与实际发动机的中心分级低排放燃烧室的火焰结构相似，同时燃烧室100中火焰下游的回流旋涡的流动结构与实际发动机燃烧室中内部的流场结构相似。通过控制主燃级通道1的进口流场参数、主燃级燃气预混喷嘴2的射流以及总当量比等参数，使得该燃烧装置内部的流场和火焰结构与实际贫油预混预蒸发燃烧室达到动力学相似。可见，通过该燃烧装置能够更有利于研究燃烧室内的火焰状态和回火现象。
需要说明的是，在燃烧试验过程中，可以灵活改变主燃级通道1的入口空气温度、压力和速度，可以灵活改变主燃级燃气预混喷嘴2的燃气流量，可以灵活改变预燃级预混燃烧器3的的油气比和流量，从而在试验中在后台阶4前方形成不同形态、不同火焰长度、不同火焰倾角、不同火焰释热率的台阶分级火焰；通过调节扰流台阶5的插入深度，可保证上述台阶分级火焰的根部稳定在后台阶4的边缘处，为研究火焰的回火创造条件。
需要说明的是，本发明实施例的燃烧装置中部分结构的具体参数如下所述：
主燃级燃气预混喷嘴2的主燃级燃料喷射口25形成多点喷射，每个主燃级燃料喷射口25的直径为2mm至5mm，主燃级燃料喷射口25与分布式文氏管道26之间的距离为10mm至30mm。分布式文氏管道26设置的文式管道为3×8矩阵排列，其中每个文氏管道喉部收缩比为1.5至3，每个文氏管道的通道长度与喉道高度比值为2.5至6。
主燃级通道1的下壁面沿流向均匀布置有5个至8个回火位置探测点8，回火位置探测点8的孔径为1mm至3mm，每个回火位置探测点8内安装有一个热电偶温度探测器，热电偶温度探测器的温度响应速度为0.1秒至0.3秒。
预燃级预混燃烧器3的稳焰喷嘴6通过预燃级引焰板10构造成矩形喷孔，稳焰喷嘴6的宽为40mm至45mm，高度为3mm至10mm。预燃级稳焰通道24内部设置三角形的中心稳火钝体18，中心稳火钝体18的堵塞比为0.3至0.8。预燃级引焰板10的长度为5mm至30mm。优选相邻预燃级燃气掺混格栅21的安装间距为10mm以上。
扰流台阶5的外形截面为(10～20)×(10～20)mm2。扰流台阶5的长度与主燃级通道1的宽度相同。扰流台阶5的插入深度为5mm至38mm的范围内可调。扰流台阶5与后台阶4边缘的水平距离为170mm至200mm，扰流台阶5处的燃烧室100上下壁面高度为120mm至150mm。
扰流台阶5的上游5mm至10mm处的壁面均布第一冷却喷孔13，其直径为0.5mm至2.5mm，数量为5个至9个。扰流台阶5朝向下游的外壁面处沿展向设置有第二冷却喷孔14，其直径为0.5mm至2.5mm，数量为5个至9个。
需要说明的是，本发明所述的“上游”是指沿燃气气流方向的上游，同理，“下游”是指沿燃气气流方向的下游。
需要说明的是，本发明实施例所述的主燃级燃气优选为甲烷燃料。
本发明实施例还提供一种航空发动机模拟试验设备，安装有如上所述的稳焰预混燃烧装置。通过设置上述的稳焰预混燃烧装置，使得该航空发动机模拟试验设备具备上述的稳焰预混燃烧装置的全部优点，具体在此不再赘述。
在本发明实施例的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明实施例和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明实施例的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
在本发明实施例的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明实施例中的具体含义。
在本发明实施例中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”可以是第一特征在第二特征正下方或斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明实施例的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。
Claims (10)
1.一种稳焰预混燃烧装置，其特征在于，包括：
燃烧室；
台阶分级结构，连接于所述燃烧室，所述台阶分级结构能在所述燃烧室内产生台阶分级火焰；
一对扰流台阶，分别插装至所述燃烧室中相对于所述台阶分级结构的远端，一对所述扰流台阶的插入端分别自所述燃烧室的上壁面和下壁面向所述燃烧室内伸出，一对所述扰流台阶用于使所述燃烧室内的燃气部分回流，从而在所述燃烧室内形成回流旋涡。
2.根据权利要求1所述的稳焰预混燃烧装置，其特征在于，所述台阶分级结构包括：
主燃级通道，连通于所述燃烧室，并能向所述燃烧室内通入主燃级预混燃气，所述主燃级通道与所述燃烧室的连通处构造有后台阶；
预燃级预混燃烧器，安装于所述后台阶的下方，所述预燃级预混燃烧器设有稳焰喷嘴，所述后台阶朝向所述燃烧室的方向为所述后台阶的前方，所述稳焰喷嘴朝向所述后台阶的前方设置；
所述稳焰喷嘴能引燃流经所述后台阶前方的所述主燃级预混燃气，并在所述稳焰喷嘴与所述后台阶的前方形成所述台阶分级火焰。
3.根据权利要求2所述的稳焰预混燃烧装置，其特征在于，所述预燃级预混燃烧器包括：
壳体，内部构造有预燃级稳焰通道，所述预燃级稳焰通道朝向所述燃烧室内的一端设有所述稳焰喷嘴；
中心稳火钝体，设置于所述预燃级稳焰通道中；
点火针，与所述壳体连接，并设置于所述稳焰喷嘴的旁边；
其中，所述预燃级稳焰通道朝向所述燃烧室内的一端连接有倾斜设置的一对预燃级引焰板，一对所述预燃级引焰板之间构成一倾斜通道，以在所述预燃级稳焰通道朝向所述燃烧室内的端部构造成所述稳焰喷嘴；所述点火针的一端与所述壳体连接，所述点火针的另一端设置于任一所述预燃级引焰板的旁边。
4.根据权利要求3所述的稳焰预混燃烧装置，其特征在于，所述预燃级预混燃烧器还包括：
预燃级掺混腔，连通于所述预燃级稳焰通道背向所述燃烧室内的一端，所述预燃级掺混腔设有预燃级燃气入口；
至少一个预燃级燃气掺混格栅，安装于所述预燃级燃气入口与所述预燃级稳焰通道之间的所述预燃级掺混腔中。
5.根据权利要求2至4任一项所述的稳焰预混燃烧装置，其特征在于，所述燃烧室还包括至少两套水冷系统，所述燃烧室的上壁和下壁分别构造有至少一套所述水冷系统；
其中，所述水冷系统包括：
第一水冷通道，设置于所述燃烧室的上壁或下壁中，所述第一水冷通道设有冷却液注入口，所述燃烧室的上壁面或下壁面设有若干个第一冷却喷孔，各个所述第一冷却喷孔均与所述第一水冷通道连通；
第二水冷通道，设置于所述扰流台阶中，所述扰流台阶的插入端背向所述后台阶的侧壁设有若干个第二冷却喷孔，各个所述第二冷却喷孔均与所述第二水冷通道连通。
6.根据权利要求5所述的稳焰预混燃烧装置，其特征在于，所述扰流台阶远离所述插入端的端部连接有执行杆，所述执行杆中设有与所述第二水冷通道连通的冷却液通道。
7.根据权利要求6所述的稳焰预混燃烧装置，其特征在于，所述燃烧室包括一对安装通道，一对所述安装通道分别构造于所述燃烧室的上壁面和下壁面，并位于所述燃烧室中相对于所述后台阶的远端，一对所述扰流台阶分别插装于一对所述安装通道中；
每个所述扰流台阶分别与相应的所述安装通道之间安装有第一密封圈；
每个所述执行杆分别装配有密封座，且每个所述执行杆与相应的所述密封座之间安装有第二密封圈。
8.根据权利要求2至4任一项所述的稳焰预混燃烧装置，其特征在于，该稳焰预混燃烧装置还包括主燃级燃气预混喷嘴，所述主燃级燃气预混喷嘴包括：
若干个主燃级燃料通道，插装于所述主燃级通道中，且各个所述主燃级燃料通道沿所述主燃级通道的截面排列，每个所述主燃级燃料通道朝向所述后台阶的方向设有若干个主燃级燃料喷射口；
分布式文氏管道，设置于各个所述主燃级燃料通道的下游；
主燃级集气腔，连接于各个所述主燃级燃料通道，所述主燃级集气腔设有主燃级燃料入口。
9.根据权利要求2至4任一项所述的稳焰预混燃烧装置，其特征在于，所述稳焰预混燃烧装置还包括：
观察窗，设置于所述燃烧室的侧壁和/或上壁，所述观察窗位于所述后台阶的附近；
若干个回火位置探测点，排列于所述主燃级通道靠近所述后台阶的位置，每个所述回火位置探测点分别安装有热电偶温度探测器。
10.一种航空发动机模拟试验设备，其特征在于，安装有如权利要求1至9任一项所述的稳焰预混燃烧装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202210682183.4A CN115127121B (zh) | 2022-06-15 | 2022-06-15 | 稳焰预混燃烧装置及航空发动机模拟试验设备 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202210682183.4A CN115127121B (zh) | 2022-06-15 | 2022-06-15 | 稳焰预混燃烧装置及航空发动机模拟试验设备 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN115127121A true CN115127121A (zh) | 2022-09-30 |
| CN115127121B CN115127121B (zh) | 2024-01-12 |
Family
ID=83377655
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202210682183.4A Active CN115127121B (zh) | 2022-06-15 | 2022-06-15 | 稳焰预混燃烧装置及航空发动机模拟试验设备 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN115127121B (zh) |
Citations (23)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE4446541A1 (de) * | 1994-12-24 | 1996-06-27 | Abb Management Ag | Brennkammer |
| JP2003130353A (ja) * | 2001-10-22 | 2003-05-08 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 燃料噴射弁及び燃料噴射弁付燃焼器 |
| US20040211345A1 (en) * | 2001-11-16 | 2004-10-28 | Hitachi, Ltd. | Solid fuel burner, burning method using the same, combustion apparatus and method of operating the combustion apparatus |
| US20050247065A1 (en) * | 2004-05-04 | 2005-11-10 | Honeywell International Inc. | Rich quick mix combustion system |
| US20070003897A1 (en) * | 2005-06-24 | 2007-01-04 | Hiromi Koizumi | Burner, gas turbine combustor, burner cooling method, and burner modifying method |
| US20090031729A1 (en) * | 2005-02-25 | 2009-02-05 | Ihi Corporation | Fuel injection valve, combustor using the fuel injection valve, and fuel injection method for the fuel injection valve |
| US20140033719A1 (en) * | 2012-08-02 | 2014-02-06 | Rahul Ravindra Kulkarni | Multi-step combustor |
| CN204494376U (zh) * | 2015-02-11 | 2015-07-22 | 相鹏 | 新型简易水冷燃烧室 |
| CN204611769U (zh) * | 2015-05-05 | 2015-09-02 | 大连理工大学 | 一种超绝热的燃气燃烧系统 |
| CN112166669B (zh) * | 2012-11-22 | 2016-01-27 | 上海空间推进研究所 | 一种钝体式喷注扰流环点火及火焰稳定装置 |
| CN105371301A (zh) * | 2015-10-08 | 2016-03-02 | 北京航空航天大学 | 一种高温射流点火自稳焰的分级燃烧室 |
| CN105402772A (zh) * | 2015-12-07 | 2016-03-16 | 北京航空航天大学 | 一种气动稳焰中心分级燃烧室 |
| CN105937774A (zh) * | 2016-06-17 | 2016-09-14 | 南京航空航天大学 | 一种多点贫油直喷分级燃烧室系统及其工作方法 |
| CN106051827A (zh) * | 2016-07-07 | 2016-10-26 | 南京航空航天大学 | 一种阵列可调的九点贫油直接喷射清洁燃烧室及工作方法 |
| CN106870204A (zh) * | 2017-01-19 | 2017-06-20 | 北京航空航天大学 | 固液火箭发动机燃烧室中间扰流装置 |
| US20170176013A1 (en) * | 2015-12-22 | 2017-06-22 | General Electric Company | Staged fuel and air injection in combustion systems of gas turbines |
| DE102016103797A1 (de) * | 2016-03-03 | 2017-09-07 | Technische Universität Berlin | Drallstabiliserter Brenner, insbesondere H2/O2-Brenner mit einer Inertisierungsfront zum Schutz der Eindüsungsöffnungen des Brenners sowie ein zugehöriges Verfahren |
| CN107763667A (zh) * | 2017-11-16 | 2018-03-06 | 中国航空发动机研究院 | 一种燃油冷却火焰筒壁面的分级燃烧装置 |
| US20180195723A1 (en) * | 2015-07-13 | 2018-07-12 | Siemens Aktiengesellschaft | Burner for a gas turbine |
| CN108954393A (zh) * | 2018-09-30 | 2018-12-07 | 上海电力学院 | 一种内置扰流器的先进驻涡燃烧室 |
| CN110878948A (zh) * | 2018-09-05 | 2020-03-13 | 中国科学院工程热物理研究所 | 燃气轮机轴向分级燃烧室及其控制方法 |
| CN113623686A (zh) * | 2021-08-10 | 2021-11-09 | 中国人民解放军国防科技大学 | 超燃冲压发动机滑动弧级联放电凹腔稳焰装置 |
| US20220412563A1 (en) * | 2021-06-24 | 2022-12-29 | General Electric Company | Gas turbine combustor having secondary fuel nozzles with plural passages for injecting a diluent and a fuel |
-
2022
- 2022-06-15 CN CN202210682183.4A patent/CN115127121B/zh active Active
Patent Citations (23)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE4446541A1 (de) * | 1994-12-24 | 1996-06-27 | Abb Management Ag | Brennkammer |
| JP2003130353A (ja) * | 2001-10-22 | 2003-05-08 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 燃料噴射弁及び燃料噴射弁付燃焼器 |
| US20040211345A1 (en) * | 2001-11-16 | 2004-10-28 | Hitachi, Ltd. | Solid fuel burner, burning method using the same, combustion apparatus and method of operating the combustion apparatus |
| US20050247065A1 (en) * | 2004-05-04 | 2005-11-10 | Honeywell International Inc. | Rich quick mix combustion system |
| US20090031729A1 (en) * | 2005-02-25 | 2009-02-05 | Ihi Corporation | Fuel injection valve, combustor using the fuel injection valve, and fuel injection method for the fuel injection valve |
| US20070003897A1 (en) * | 2005-06-24 | 2007-01-04 | Hiromi Koizumi | Burner, gas turbine combustor, burner cooling method, and burner modifying method |
| US20140033719A1 (en) * | 2012-08-02 | 2014-02-06 | Rahul Ravindra Kulkarni | Multi-step combustor |
| CN112166669B (zh) * | 2012-11-22 | 2016-01-27 | 上海空间推进研究所 | 一种钝体式喷注扰流环点火及火焰稳定装置 |
| CN204494376U (zh) * | 2015-02-11 | 2015-07-22 | 相鹏 | 新型简易水冷燃烧室 |
| CN204611769U (zh) * | 2015-05-05 | 2015-09-02 | 大连理工大学 | 一种超绝热的燃气燃烧系统 |
| US20180195723A1 (en) * | 2015-07-13 | 2018-07-12 | Siemens Aktiengesellschaft | Burner for a gas turbine |
| CN105371301A (zh) * | 2015-10-08 | 2016-03-02 | 北京航空航天大学 | 一种高温射流点火自稳焰的分级燃烧室 |
| CN105402772A (zh) * | 2015-12-07 | 2016-03-16 | 北京航空航天大学 | 一种气动稳焰中心分级燃烧室 |
| US20170176013A1 (en) * | 2015-12-22 | 2017-06-22 | General Electric Company | Staged fuel and air injection in combustion systems of gas turbines |
| DE102016103797A1 (de) * | 2016-03-03 | 2017-09-07 | Technische Universität Berlin | Drallstabiliserter Brenner, insbesondere H2/O2-Brenner mit einer Inertisierungsfront zum Schutz der Eindüsungsöffnungen des Brenners sowie ein zugehöriges Verfahren |
| CN105937774A (zh) * | 2016-06-17 | 2016-09-14 | 南京航空航天大学 | 一种多点贫油直喷分级燃烧室系统及其工作方法 |
| CN106051827A (zh) * | 2016-07-07 | 2016-10-26 | 南京航空航天大学 | 一种阵列可调的九点贫油直接喷射清洁燃烧室及工作方法 |
| CN106870204A (zh) * | 2017-01-19 | 2017-06-20 | 北京航空航天大学 | 固液火箭发动机燃烧室中间扰流装置 |
| CN107763667A (zh) * | 2017-11-16 | 2018-03-06 | 中国航空发动机研究院 | 一种燃油冷却火焰筒壁面的分级燃烧装置 |
| CN110878948A (zh) * | 2018-09-05 | 2020-03-13 | 中国科学院工程热物理研究所 | 燃气轮机轴向分级燃烧室及其控制方法 |
| CN108954393A (zh) * | 2018-09-30 | 2018-12-07 | 上海电力学院 | 一种内置扰流器的先进驻涡燃烧室 |
| US20220412563A1 (en) * | 2021-06-24 | 2022-12-29 | General Electric Company | Gas turbine combustor having secondary fuel nozzles with plural passages for injecting a diluent and a fuel |
| CN113623686A (zh) * | 2021-08-10 | 2021-11-09 | 中国人民解放军国防科技大学 | 超燃冲压发动机滑动弧级联放电凹腔稳焰装置 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 杨占宇: "预燃_流向涡掺混超声速燃烧室的稳焰火炬实验研究", 《航空学报》, vol. 33, no. 3, pages 390 - 399 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN115127121B (zh) | 2024-01-12 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP2711628B1 (en) | Gas turbine combustor with flame forming air supply holes | |
| US8925325B2 (en) | Recirculating product injection nozzle | |
| US6826913B2 (en) | Airflow modulation technique for low emissions combustors | |
| US20080268387A1 (en) | Combustion equipment and burner combustion method | |
| EP1517088A2 (en) | Method and apparatus for reducing gas turbine engine emissions | |
| JP2012088036A (ja) | 燃焼器のための燃料ノズル | |
| WO2022237223A1 (zh) | 一种基于自激扫掠振荡燃油喷嘴的加力燃烧室结构 | |
| GB2449267A (en) | Cool diffusion flame combustion | |
| JP2010025538A (ja) | 軸方向に多段化された低公害燃焼器用コアンダ噴射装置 | |
| CN103411236B (zh) | 一种开孔侧裙板式值班火焰稳定器 | |
| CN107143880B (zh) | 一种用于燃气轮机低污染燃烧室的贫油多点直接喷射头 | |
| GB2470282A (en) | Flameless Combustion System For Gas Turbine Engines | |
| US11181273B2 (en) | Fuel oil axial stage combustion for improved turbine combustor performance | |
| Wang et al. | Effects of confinement length of the central toroidal recirculation zone partly confined by the small pilot stage chamber on ignition characteristics | |
| CN114484499B (zh) | 燃烧室头部结构 | |
| JPH08226620A (ja) | 噴射ノズル | |
| CN115127121B (zh) | 稳焰预混燃烧装置及航空发动机模拟试验设备 | |
| Tacina et al. | Experimental sector and flame-tube evaluations of a multipoint integrated module concept for low emission combustors | |
| Tang et al. | Effect of primary hole position and ignition position on the ignition performance of a reverse flow combustor | |
| CN112963832B (zh) | 一种具有防爆功能的全预混低NOx燃烧器 | |
| KR101141705B1 (ko) | 연소기용 예혼합식 토치점화기 | |
| CN109945233B (zh) | 燃烧室及其雾化装置、航空燃气涡轮发动机 | |
| CN215675303U (zh) | 一种燃气轮机预混燃料喷嘴 | |
| Zhu et al. | Experimental study on the characteristics of a novel aerodynamic wake width flameholder | |
| CN216897305U (zh) | 火排、燃烧器和燃气热水器 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |