CN116428615B - 一种涡轮级间的周向环流燃烧室 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种涡轮级间的周向环流燃烧室，属于航空发动机技术领域，其包括：机匣和轮毂，轮毂位于机匣的内腔，并与机匣形成燃烧室；支撑组件，支撑组件位于燃烧室内，并分别与机匣和轮毂固定连接，以保证燃烧室的结构强度；火焰筒，火焰筒位于燃烧室内，并与机匣、轮毂的出口段连接；喷油件，喷油件设置在支撑组件上，用于对燃烧室内输入燃油；点火针，点火针与机匣连接；点火针的点火端位于燃烧室内，并靠近喷油件设置，以点燃燃烧室的燃油。本发明通过将供油管伸入支板内外层之间的空腔并为燃烧室供油，以及在支板上开冷却孔并使冷却气通过支板进入火焰筒实现支板‑稳定器的一体化设计。
Description
技术领域
本发明属于航空发动机技术领域，具体涉及一种涡轮级间的周向环流燃烧室。
背景技术
当前世界上对先进航空发动机/燃气轮机的设计目标主要集中于高增压比、高涡轮前温度、高推质比、低耗油率、高可靠性及长寿命；而由布雷顿循环原理可知，提升涡轮前温度与发动机的总增压比才能有效地提高发动机的性能；目前的压气机总压比和涡轮前温度的提高相较于上世纪60年代已有较大的提高；但发动机涡轮前总温受涡轮材料耐高温性能的限制，无法显著提高；而想要实现超音速飞行，主流的改进方案是在航空发动机中增加加力燃烧室，以增加发动机的推力。
加力燃烧室的使用可以极大增加发动机的单位质量流率推力和推重比，全面改善飞机的机动性并扩大飞行包线，提高制空能力；但加力燃烧室本质上是以比冲，即燃油经济性为代价，短暂获得增大发动机的推重比的优势，且加力燃烧室红外辐射较为严重，不利于飞机的隐身。
通过对设有级间燃烧室的航空发动机进行理想循环分析可知，设置级间燃烧室可得在现有的压气机总压比、涡轮进口总温、耗油率近似不变的条件下提升发动机单位推力并降低发动机的尺寸。
级间燃烧室可在不改变现有的压气机总压比、涡轮进口总温，且在同等耗油率的条件下，提高发动机的单位推力与热效率，满足飞机对航空发动机的需求。且在保持原有的推力条件下，主燃烧室的温度能够得以降低，从而做到降低NOx的排放，减少污染。这也就意味着级间燃烧室不依赖于涡轮前总温的限制、红外辐射低，能够实现在提高发动机性能的基础上，满足隐身、制造等需求，具有广阔的前景与优势。
级间燃烧室所处的涡轮过渡段内气流流速高，空间有限，在过渡段内组织燃烧存在困难。因此，急需设计一种周向环流燃烧室，利用周向环流技术在有限的空间内增加火焰的驻留时间，使燃烧更充分。
发明内容
为了解决上述问题，本发明采取了如下技术方案：
一种涡轮级间的周向环流燃烧室，包括：
机匣和轮毂，所述轮毂位于所述机匣的内腔，并与所述机匣形成燃烧室；
支撑组件，所述支撑组件位于所述燃烧室内，并分别与所述机匣和所述轮毂固定连接，以保证燃烧室的结构强度；
火焰筒，所述火焰筒位于所述燃烧室内，并与所述机匣、所述轮毂的出口段连接；
喷油件，所述喷油件设置在所述支撑组件上，用于对燃烧室内输入燃油；
点火针，所述点火针与所述机匣连接；所述点火针的点火端位于所述燃烧室内，并靠近所述喷油件设置，以点燃燃烧室的燃油。
进一步地，所述支撑组件为扇叶柱状的中空支板；所述支板的两端分别与所述机匣和所述轮毂固定连接；所述支板的尖端部穿过所述火焰筒，并与所述火焰筒固定连接。
进一步地，所述支板由支板外层与支板内层构成；所述支板外层套设在所述支板内层上，并与所述支板内层形成冷却腔；所述喷油件位于所述冷却腔内，并安装在所述支板外层上；所述支板外层的尖端部穿过所述火焰筒，并与所述火焰筒固定连接。
进一步地，所述喷油件包括供油管，所述供油管位于所述冷却腔内，并安装在所述支板外层侧壁上；所述支板外层靠近所述火焰筒的一侧设置有多个喷油孔，所述喷油孔与所述供油管连接。
进一步地，所述支板为多个，多个支板周向安装在所述燃烧室内，且支板的安装方向与环流角度相同；所述点火针安装在其中一个所述支板的所述喷油孔前。
进一步地，所述支板外层远离所述火焰筒的一侧设置有冷却气进气孔，所述支板外层的另一侧设置有多个支板冷却孔，其中，冷却气通过冷却气进气孔进入冷却腔，并通过支板冷却孔进入火焰筒。
进一步地，所述火焰筒为U型结构，所述火焰筒的开口端的两侧分别与所述机匣和轮毂的出气端连接。
进一步地，所述火焰筒的封口端设置有若干头部进气孔。
进一步地，所述火焰筒的侧壁设置有若干掺混孔和冷却缝。
有益效果：
1、支板采用内外层结构，通过将供油管伸入支板内外层之间的空腔并为燃烧室供油，以及在支板上开冷却孔并使冷却气通过支板进入火焰筒实现支板-稳定器的一体化设计。
2、支板连接机匣、轮毂和火焰筒，保证了燃烧室结构的强度，满足了喷油和点火燃烧的需要；同时，供油管安装于支板内外层之间的冷却腔，实现空间的合理利用；支板的安装方向与环流角度相同，能够形成低速回流区，有助于点火以及稳定燃烧。
3、设置有头部进气孔，为燃烧室提供进气的同时，也提供周向动能。
4、在火焰筒上设置有冷却缝，防止火焰筒因燃烧产生的高温过热损坏；其中，通过靠近头部的冷却缝的冷气中有50％会参与燃烧，通过其余冷却缝的冷气只起到冷却壁面的作用。
5、火焰筒设置有掺混孔，通入的气流通过掺混孔进入燃烧室与油充分混合，通过的气流可以使燃烧更充分，并使不需要参与燃烧的气体以较小的流动损失流向下一部件。
附图说明
图1是周向环流燃烧室的出气侧示意图；
图2是周向环流燃烧室的全视图；
图3是周向环流燃烧室的半剖视图；
图4是周向环流燃烧室的1/4剖视图；
图5是火焰筒内部支板上冷却孔、喷油孔以及点火针位置示意图；
图6是支板内外层之间冷却腔的供油管和喷油孔示意图；
图7是周向环流燃烧室的进气侧示意图；
图8是支板的内部结构及支板安装位置示意图；
图中：1、机匣；2、轮毂；3、火焰筒；4、点火针；5、供油管；6、支板外层；7、头部进气孔；8、头部冷却缝；9、后端冷却缝；10、头部掺混孔；11、后端掺混孔；12、支板冷却孔；13、喷油孔；14、冷却气进气孔；15、支板内层。
具体实施方式
实施例1
参考图1-8，一种涡轮级间的周向环流燃烧室，包括：
机匣1和轮毂2，轮毂2位于机匣1的内腔，并与机匣1形成燃烧室；机匣1和轮毂2为圆环状。
支撑组件，支撑组件位于燃烧室内，并分别与机匣1和轮毂2固定连接，以保证燃烧室的结构强度；
火焰筒3，火焰筒3位于燃烧室内，并与机匣1、轮毂2的出口段连接；
喷油件，喷油件设置在支撑组件上，用于对燃烧室内输入燃油；
点火针4，点火针4与机匣1连接；点火针4的点火端位于燃烧室内，并靠近喷油件设置，以点燃燃烧室的燃油。
优选的，支撑组件为扇叶柱状的中空支板；支板的两端分别与机匣1和轮毂2固定连接；支板的尖端部穿过火焰筒3，并与火焰筒3固定连接；
在本实施例中，扇叶柱状是剖面为雨滴状的柱状体。
优选的，支板由支板外层6与支板内层15构成；支板外层6套设在支板内层15上，并与支板内层15形成冷却腔；喷油件位于冷却腔内，并安装在支板外层6上；支板外层6的尖端部穿过火焰筒3，并与火焰筒3固定连接。
优选的，喷油件包括供油管5，供油管5位于所述冷却腔内，并安装在支板外层6侧壁上；支板外层6靠近火焰筒3的一侧设置有多个喷油孔13，喷油孔13与供油管5连接。
优选的，支板为多个，多个支板周向安装在燃烧室内，且支板的安装方向与环流角度相同，能够形成低速回流区，有助于点火以及稳定燃烧；点火针4安装在其中一个支板的喷油孔13前，完成对整个燃烧室内燃油的点火燃烧。
在本实施例中，每块支板上均分布有4个喷油孔13，喷油孔13的安装方向与周向来流方向相反，便于油滴与来流充分混合燃烧；燃油通过供油管5和喷油孔13进入火焰筒3参与燃烧，喷油孔13的安装方向与周向来流方向相同，便于点火燃烧。
优选的，支板外层6远离火焰筒3的一侧设置有冷却气进气孔14，支板外层6的另一侧设置有多个支板冷却孔12；其中，冷却气通过冷却气进气孔14进入冷却腔，并通过支板冷却孔12进入火焰筒3。
优选的，火焰筒3为U型结构，火焰筒3的开口端的两侧分别与机匣1和轮毂2的出气端连接。
优选的，火焰筒3的封口端设置有若干头部进气孔7。
在本实施例中，头部进气孔7为直径为2mm的小斜孔，小斜孔的倾斜角度为45°，为燃烧室提供进气的同时，也提供周向动能。
优选的，火焰筒的侧壁还设置有冷却缝和掺混孔。
在本实施例中，冷却缝是宽度为1mm的狭长细缝，从中通过的冷却气为火焰筒降温；掺混孔是宽度为5mm的狭长细缝，从中通过的气流可以使燃烧更充分；冷却缝分为头部冷却缝8和后端冷却缝9，掺混孔分为头部掺混孔10和后端掺混孔11；头部冷却缝8、头部掺混孔10、后端冷却缝9和后端掺混孔11自进气端至出口端依次设置。
以上所述，仅是本发明较佳实施例而已，并非对本发明的技术范围作任何限制，故凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何细微修改、等同变化与修饰，均仍属于本发明技术方案的范围。
Claims (8)
1.一种涡轮级间的周向环流燃烧室，其特征在于，包括：
机匣和轮毂，所述轮毂位于所述机匣的内腔，并与所述机匣形成燃烧室；
支撑组件，所述支撑组件位于所述燃烧室内，并分别与所述机匣和所述轮毂固定连接，以保证燃烧室的结构强度；
火焰筒，所述火焰筒位于所述燃烧室内，并与所述机匣、所述轮毂的出口段连接；
喷油件，所述喷油件设置在所述支撑组件上，用于对燃烧室内输入燃油；
点火针，所述点火针与所述机匣连接；所述点火针的点火端位于所述燃烧室内，并靠近所述喷油件设置，以点燃燃烧室的燃油；
所述支撑组件为扇叶柱状的中空支板；所述支板的两端分别与所述机匣和所述轮毂固定连接；所述支板的尖端部穿过所述火焰筒，并与所述火焰筒固定连接。
2.根据权利要求1所述的一种涡轮级间的周向环流燃烧室，其特征在于，所述支板由支板外层与支板内层构成；所述支板外层套设在所述支板内层上，并与所述支板内层形成冷却腔；所述喷油件位于所述冷却腔内，并安装在所述支板外层上；所述支板外层的尖端部穿过所述火焰筒，并与所述火焰筒固定连接。
3.根据权利要求2所述的一种涡轮级间的周向环流燃烧室，其特征在于，所述喷油件包括供油管，所述供油管位于所述冷却腔内，并安装在所述支板外层侧壁上；所述支板外层靠近所述火焰筒的一侧设置有多个喷油孔，所述喷油孔与所述供油管连接。
4.根据权利要求3所述的一种涡轮级间的周向环流燃烧室，其特征在于，所述支板为多个，多个支板周向安装在所述燃烧室内，且支板的安装方向与环流角度相同；所述点火针安装在其中一个所述支板的所述喷油孔前。
5.根据权利要求4所述的一种涡轮级间的周向环流燃烧室，其特征在于，所述支板外层远离所述火焰筒的一侧设置有冷却气进气孔，所述支板外层的另一侧设置有多个支板冷却孔，其中，冷却气通过冷却气进气孔进入冷却腔，并通过支板冷却孔进入火焰筒。
6.根据权利要求1所述的一种涡轮级间的周向环流燃烧室，其特征在于，所述火焰筒为U型结构，所述火焰筒的开口端的两侧分别与所述机匣和轮毂的出气端连接。
7.根据权利要求6所述的一种涡轮级间的周向环流燃烧室，其特征在于，所述火焰筒的封口端设置有若干头部进气孔。
8.根据权利要求6所述的一种涡轮级间的周向环流燃烧室，其特征在于，所述火焰筒的侧壁设置有若干掺混孔和冷却缝。
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Citations (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2841958A (en) * | 1955-12-22 | 1958-07-08 | Armstrong Siddeley Motors Ltd | Combustion system of the kind comprising an outer air casing containing a flame compartment for use in gas turbine engines and ram jet engines |
| US2920449A (en) * | 1954-07-20 | 1960-01-12 | Rolls Royce | Fuel injection means for feeding fuel to an annular combustion chamber of a gas turbine engine with means for dividing the air flow |
| GB834083A (en) * | 1956-10-02 | 1960-05-04 | Avco Mfg Corp | Fuel vaporizer for a gas turbine engine |
| CN103266922A (zh) * | 2013-06-15 | 2013-08-28 | 厦门大学 | 一种带有级间燃烧室的涡轮静子叶片 |
| CN103486619A (zh) * | 2012-06-13 | 2014-01-01 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种火焰筒固定结构 |
| CN207334780U (zh) * | 2017-08-04 | 2018-05-08 | 浙江大学 | 斜喷环流环形燃烧室 |
| CN108954387A (zh) * | 2018-08-08 | 2018-12-07 | 北京航空航天大学 | 一种微型燃气涡轮发动机及其燃烧室总成 |
| CN110043922A (zh) * | 2019-04-24 | 2019-07-23 | 北京航空航天大学 | 一种微型燃气涡轮发动机及其回流式燃烧室总成 |
| CN112963863A (zh) * | 2021-04-07 | 2021-06-15 | 西北工业大学 | 内置双油路及气路的新型整流支板结构 |
| CN114646078A (zh) * | 2022-03-15 | 2022-06-21 | 西北工业大学 | 一种新型加力燃烧室整流支板结构 |
| CN115468187A (zh) * | 2022-08-15 | 2022-12-13 | 北京航空航天大学 | 一种微型燃气涡轮发动机的蒸发管式回流燃烧室 |
| CN115789697A (zh) * | 2022-12-05 | 2023-03-14 | 南昌航空大学 | 一种扰流柱式同轴射流稳焰燃烧室 |
-
2023
- 2023-05-23 CN CN202310581388.8A patent/CN116428615B/zh active Active
Patent Citations (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2920449A (en) * | 1954-07-20 | 1960-01-12 | Rolls Royce | Fuel injection means for feeding fuel to an annular combustion chamber of a gas turbine engine with means for dividing the air flow |
| US2841958A (en) * | 1955-12-22 | 1958-07-08 | Armstrong Siddeley Motors Ltd | Combustion system of the kind comprising an outer air casing containing a flame compartment for use in gas turbine engines and ram jet engines |
| GB834083A (en) * | 1956-10-02 | 1960-05-04 | Avco Mfg Corp | Fuel vaporizer for a gas turbine engine |
| CN103486619A (zh) * | 2012-06-13 | 2014-01-01 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种火焰筒固定结构 |
| CN103266922A (zh) * | 2013-06-15 | 2013-08-28 | 厦门大学 | 一种带有级间燃烧室的涡轮静子叶片 |
| CN207334780U (zh) * | 2017-08-04 | 2018-05-08 | 浙江大学 | 斜喷环流环形燃烧室 |
| CN108954387A (zh) * | 2018-08-08 | 2018-12-07 | 北京航空航天大学 | 一种微型燃气涡轮发动机及其燃烧室总成 |
| CN110043922A (zh) * | 2019-04-24 | 2019-07-23 | 北京航空航天大学 | 一种微型燃气涡轮发动机及其回流式燃烧室总成 |
| CN112963863A (zh) * | 2021-04-07 | 2021-06-15 | 西北工业大学 | 内置双油路及气路的新型整流支板结构 |
| CN114646078A (zh) * | 2022-03-15 | 2022-06-21 | 西北工业大学 | 一种新型加力燃烧室整流支板结构 |
| CN115468187A (zh) * | 2022-08-15 | 2022-12-13 | 北京航空航天大学 | 一种微型燃气涡轮发动机的蒸发管式回流燃烧室 |
| CN115789697A (zh) * | 2022-12-05 | 2023-03-14 | 南昌航空大学 | 一种扰流柱式同轴射流稳焰燃烧室 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 一体化加力燃烧室方案设计及数值研究;孙雨超;张志学;李江宁;张孝春;;航空科学技术;20110815(04);71-73 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN116428615A (zh) | 2023-07-14 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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