CN115218219A - 一种航空发动机燃烧室三旋流头部结构 - Google Patents

Abstract

本申请属于航空发动机燃烧室设计技术领域，具体涉及一种航空发动机燃烧室三旋流头部结构，包括：副燃油喷嘴，在燃烧室头部进口中设置，位于燃烧室头部进口的中心部位；一级旋流器，在燃烧室头部进口中设置，套接在副燃油喷嘴外周；多个主燃油喷嘴，在燃烧室头部进口中设置，环绕在一级旋流器的外周；二级旋流器，在燃烧室头部进口中设置，套接在各个主燃油喷嘴外周；三级旋流器，在燃烧室头部进口中设置，套接在主二级旋流器外周；折流筒，在燃烧室内设置，一端连接在三级旋流器出口的内侧，另一端向燃烧室侧壁方向弯折。

Description

一种航空发动机燃烧室三旋流头部结构

技术领域

本申请属于航空发动机燃烧室设计技术领域，具体涉及一种航空发动机燃烧室三旋流头部结构。

背景技术

随着技术的发展，要求航空发动机的推重比不断提高，以及要求航空发动机的耗油率不断降低，致使航空发动机燃烧室头部进口温度大幅提高，对燃烧室的温升能力、稳定工作范围以及部件效率等要求越加严苛，对此，当前在现有燃烧室构型的基础上，调整空气流量分配，增加头部空气流量，减少掺混空气、冷却空气量，如图1所示，在燃烧室头部进口设置三级旋流器，在三级旋流器头部中心设置主燃油喷嘴、副燃油喷嘴，主燃油喷嘴、副燃油喷嘴从中心位置将燃油喷入燃烧室，在三级旋流器形成的气流回流区内进行组织燃烧，该种技术方案，通过在燃烧室头部进口设置的三级旋流器，增加燃烧室头部的空气流量，可保证燃烧室在航空发动机大工况下温升能力，保证航空发动机的推重比，且将燃烧室主燃区的当量比控制在冒烟边界以下，保证燃烧室在高油气比状态下不产生可见排气冒烟，但存在以下缺陷：

1)主燃油喷嘴、副燃油喷嘴从中心位置将燃油喷入燃烧室内，位于三级旋流器的内侧，主要依靠离心雾化，在航空发动机大工况下，受限于供油压力，燃油雾化效果较差，致使燃烧室出口温度场品质恶化；

2)掺混空气、冷却空气量减少，致使燃烧室火焰筒壁面承受较高的温度负荷，使用寿命受损；

3)在航空发动机小工况下，燃烧室头部进气量过大，导致燃烧室回流区内局部贫油燃烧，燃烧稳定性差，且导致点熄火边界窄，难以进行可靠点火。

鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

发明内容

本申请的目的是提供一种航空发动机燃烧室三旋流头部结构，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

本申请的技术方案是：

一种航空发动机燃烧室三旋流头部结构，包括：

副燃油喷嘴，在燃烧室头部进口中设置，位于燃烧室头部进口的中心部位；

一级旋流器，在燃烧室头部进口中设置，套接在副燃油喷嘴外周；

多个主燃油喷嘴，在燃烧室头部进口中设置，环绕在一级旋流器的外周；

二级旋流器，在燃烧室头部进口中设置，套接在各个主燃油喷嘴外周；

三级旋流器，在燃烧室头部进口中设置，套接在主二级旋流器外周；

折流筒，在燃烧室内设置，一端连接在三级旋流器出口的内侧，另一端向燃烧室侧壁方向弯折。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机燃烧室三旋流头部结构中，一级旋流器的旋流数为0.4～1.0；

二级旋流器的旋流数为0.4～1.0；

三级旋流器的旋流数为0.6～1.4。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机燃烧室三旋流头部结构中，二级旋流器出口与燃烧室头部轴线的角度为30°～70°。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机燃烧室三旋流头部结构中，副燃油喷嘴为小流量数的离心喷嘴，流量数为10～60kg/(h˙MPa^0.5)；

各个主燃油喷嘴为大流量数的气动喷嘴，总流量数为200～800kg/(h˙MPa^0.5)。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机燃烧室三旋流头部结构中，折流筒弯折部位与燃烧室头部轴线的角度为30°～90°。

附图说明

图1是现有航空发动机燃烧室三旋流头部结构的示意图；

图2是本申请实施例提供的航空发动机燃烧室三旋流头部结构的示意图；

其中：

1-副燃油喷嘴；2-燃烧室；3-一级旋流器；4-主燃油喷嘴；5-二级旋流器；6-三级旋流器；7-折流筒。

为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。

具体实施方式

为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。

此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示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，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。

此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；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，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。

下面结合附图1至图2对本申请做进一步详细说明。

一种航空发动机燃烧室三旋流头部结构，包括：

副燃油喷嘴1，在燃烧室2头部进口中设置，位于燃烧室2头部进口的中心部位；

一级旋流器3，在燃烧室2头部进口中设置，套接在副燃油喷嘴1外周；

多个主燃油喷嘴4，在燃烧室2头部进口中设置，环绕在一级旋流器3的外周；

二级旋流器5，在燃烧室2头部进口中设置，套接在各个主燃油喷嘴4外周；

三级旋流器6，在燃烧室2头部进口中设置，套接在主二级旋流器5外周；

折流筒7，在燃烧室2内设置，一端连接在三级旋流器6出口的内侧，另一端向燃烧室2侧壁方向弯折。

上述实施例公开的航空发动机燃烧室三旋流头部结构，在航空发动机小工况下或进行点火时，可仅通过副燃油喷嘴1向燃烧室2内喷入燃油，在一级旋流器3、二级旋流器5形成的气流回流区内进行组织燃烧，通过三级旋流器6进入燃烧室2的空气，由于折流筒7的限制作用，自燃烧室2侧壁、折流筒7间形成通道流出后，自后方进入燃烧室2的主燃区，可避免使燃烧室2回流区内局部贫油燃烧，可保证燃烧的稳定性，以及保证点火的可靠性；

在航空发动机大工况下，可通过副燃油喷嘴1以及各个主燃油喷嘴4同时向燃烧室2内喷入燃油，其中通过各个主燃油喷嘴4喷入燃烧室2内燃油量较大，位于在一级旋流器3、二级旋流器5旋流进入燃烧室的空气之间，会受到旋流空气的强剪切作用，发生气动雾化，会与空气发生良好的掺混，形成均匀的油雾进入主燃烧室2的主燃区，可在供油压力有限的情形下，保证燃烧室2出口温度场的品质，此外，通过三级旋流器6进入燃烧室2的空气，会自后方进入燃烧室2的主燃区，可保证燃烧室2的温升能力，保证航空发动机的推重比，且将燃烧室2主燃区的当量比控制在冒烟边界以下，保证燃烧室2在高油气比状态下不产生可见排气冒烟。

对于上述实施例公开的航空发动机燃烧室三旋流头部结构，领域内技术人员可以理解的是，其设计通过三级旋流器6进入燃烧室2的空气，由于折流筒7的限制作用，会首先在燃烧室2侧壁、折流筒7间形成通道流动，可强化对燃烧室2主燃区内壁的气膜覆盖效果，降低燃烧室2主燃区壁面承受的温度负荷，保证燃烧室2的使用寿命。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机燃烧室三旋流头部结构中，一级旋流器3的旋流数为0.4～1.0；

二级旋流器5的旋流数为0.4～1.0；

三级旋流器6的旋流数为0.6～1.4。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机燃烧室三旋流头部结构中，二级旋流器5出口与燃烧室2头部轴线的角度为30°～70°，以保证对经各个主燃油喷嘴4喷入燃烧室2内燃油的气动雾化作用。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机燃烧室三旋流头部结构中，副燃油喷嘴1为小流量数的离心喷嘴，流量数为10～60kg/(h˙

MPa^0.5)；

各个主燃油喷嘴4为大流量数的气动喷嘴，总流量数为200～800kg/(h˙MPa^0.5)。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机燃烧室三旋流头部结构中，折流筒7弯折部位与燃烧室2头部轴线的角度为30°～90°，以保证对燃烧室2主燃区内壁的气膜覆盖效果，以及保证燃烧室2内燃烧的稳定性，及其点火的可靠性。

说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种航空发动机燃烧室三旋流头部结构，其特征在于，包括：

副燃油喷嘴(1)，在燃烧室(2)头部进口中设置，位于燃烧室(2)头部进口的中心部位；

一级旋流器(3)，在燃烧室(2)头部进口中设置，套接在所述副燃油喷嘴(1)外周；

多个主燃油喷嘴(4)，在燃烧室(2)头部进口中设置，环绕在所述一级旋流器(3)的外周；

二级旋流器(5)，在燃烧室(2)头部进口中设置，套接在各个所述主燃油喷嘴(4)外周；

三级旋流器(6)，在燃烧室(2)头部进口中设置，套接在所述主二级旋流器(5)外周；

折流筒(7)，在燃烧室(2)内设置，一端连接在所述三级旋流器(6)出口的内侧，另一端向燃烧室(2)侧壁方向弯折。

2.根据权利要求1所述的航空发动机燃烧室三旋流头部结构，其特征在于，

所述一级旋流器(3)的旋流数为0.4～1.0；

所述二级旋流器(5)的旋流数为0.4～1.0；

所述三级旋流器(6)的旋流数为0.6～1.4。

3.根据权利要求1所述的航空发动机燃烧室三旋流头部结构，其特征在于，

所述二级旋流器(5)出口与燃烧室(2)头部轴线的角度为30°～70°。

4.根据权利要求1所述的航空发动机燃烧室三旋流头部结构，其特征在于，

所述副燃油喷嘴(1)为小流量数的离心喷嘴，流量数为10～60kg/(h˙MPa^0.5)；

各个所述主燃油喷嘴(4)为大流量数的气动喷嘴，总流量数为200～800kg/(h˙MPa^0.5)。

5.根据权利要求1所述的航空发动机燃烧室三旋流头部结构，其特征在于，

所述折流筒(7)弯折部位与燃烧室(2)头部轴线的角度为30°～90°。

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