CN117469697A - 气液双燃料加力燃烧室与航空发动机 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及航空发动机技术领域，提供一种气液双燃料加力燃烧室与航空发动机。气液双燃料加力燃烧室包括蒸发式火焰稳定器、外环稳定组件和内环稳定组件；外环稳定组件和内环稳定组件设于蒸发式火焰稳定器的后侧；外环稳定组件位于内环稳定组件的外侧，在二者之间形成第一回流区；蒸发式火焰稳定器用于进行液态燃料的喷射和蒸发，以形成值班火焰；外环稳定组件具有第一气体流道及与第一气体流道连通的多个第一喷射孔；内环稳定组件具有第二气体流道及与第二气体流道连通的多个第二喷射孔。本发明能够将气态燃料与液态燃料进行较好地掺混，实现高效稳定地燃烧，能够在燃烧过程中避免气态燃料回火，确保加力燃烧室火焰稳定性和较高的燃烧效率。
Description
技术领域
本发明涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种气液双燃料加力燃烧室与航空发动机。
背景技术
当前，为提升飞机的机动性能，扩大飞行包线，航空发动机除了配置主燃烧室外，还设置有加力燃烧室，以使得航空发动机能够达到更大的功率和推重比，能够在较短的时间内获得更大的推力。加力燃烧室相比于主燃烧室的位置和功能不同，二者在工作条件上有很大的差别。加力燃烧室的气动热力过程为，涡轮排出高温气流与外涵道空气进入加力燃烧室，通过混合器混合形成压力、速度、温度均匀的气流，气流在通过扩压器增压减速后与燃料掺混，然后在点火装置和火焰稳定器的作用下被点燃；已燃气流向前回流，点燃后续油气混合物，使得加力燃烧室内气体充分燃烧，达到增加喷气速度与推力的目的。
由于加力燃烧设置在涡轮的后侧，这种设置会造成加力燃烧室中的气流速度和温度远远高于主燃烧室。与此同时，加力燃烧室中的来流为主燃烧室排出的气流，导致加力燃烧室内进行加力燃烧时的氧气含量要低于主燃烧室，这就对加力燃烧室中的燃烧组织提出了严峻的考验。如何在高速气流中稳定燃烧并保证燃烧效率，是加力燃烧室设计过程中需要深刻思考和研究的课题。
在实际应用中，通常将氢气作为气态燃料进行加力燃烧室的燃烧设计，当前几乎所有研究都集中在燃气轮机和超燃冲压发动机中，然而燃气轮机的进口来流为高温高压气体，来流速度大约在10m/s量级，超燃冲压发动机中的燃料是在超声速气流中进行燃烧，速度高达1000m/s，而加力燃烧室的来流速度大约在100m/s，当前基本没有针对来流速度在100m/s左右的加力燃烧室的氢气射流掺混和燃烧特性的研究设计。与此同时，氢气由于其极低的点火能量、宽阔的着火界限和快速的火焰传播速度，极易产生回火和过早燃烧的现象，这进一步增大了将气态燃料与液态燃料在加力燃烧室中进行较好地掺混，并确保高效稳定地燃烧的设计难度。
发明内容
本发明提供一种气液双燃料加力燃烧室与航空发动机，用以解决当前难以将气态燃料与液态燃料在加力燃烧室中进行较好地掺混，并实现高效稳定地燃烧的问题。
在第一方面，本发明提供一种气液双燃料加力燃烧室，包括：蒸发式火焰稳定器、外环稳定组件和内环稳定组件；
所述蒸发式火焰稳定器、所述外环稳定组件和所述内环稳定组件用于设于气流的流场中；所述外环稳定组件和所述内环稳定组件沿所述气流的流动方向设于所述蒸发式火焰稳定器的后侧；所述外环稳定组件位于所述内环稳定组件的外侧，所述外环稳定组件和所述内环稳定组件之间形成第一回流区；
所述蒸发式火焰稳定器用于进行液态燃料的喷射和蒸发，以形成值班火焰；所述外环稳定组件具有用于通入气体燃料的第一气体流道，并配置有与所述第一气体流道连通的多个第一喷射孔；所述内环稳定组件具有用于通入气体燃料的第二气体流道，并配置有与所述第二气体流道连通的多个第二喷射孔；
其中，至少部分所述第一喷射孔和至少部分所述第二喷射孔用于向所述第一回流区喷射气体燃料。
根据本发明提供的一种气液双燃料加力燃烧室，所述蒸发式火焰稳定器包括V型稳定器，所述V型稳定器呈环状，所述V型稳定器背离所述气流的来流方向的一侧形成槽口端，所述V型稳定器内形成第二回流区；
所述外环稳定组件和所述内环稳定组件相对于所述V型稳定器的中轴线同轴设置；所述外环稳定组件靠近所述V型稳定器的一端与所述V型稳定器的外槽边连接，所述内环稳定组件靠近所述V型稳定器的一端与所述V型稳定器的内槽边连接。
根据本发明提供的一种气液双燃料加力燃烧室，所述第一喷射孔和所述第二喷射孔当中的至少一者的喷射方向与所述中轴线垂直。
根据本发明提供的一种气液双燃料加力燃烧室，所述外环稳定组件包括第一径向稳定器和第一周向稳定器；
所述第一径向稳定器的第一端和所述V型稳定器连接，所述第一径向稳定器的第二端和所述第一周向稳定器连接；所述第一径向稳定器具有第一容置腔及与所述第一容置腔连通的所述第一喷射孔；所述第一周向稳定器具有第二容置腔及与所述第二容置腔连通的所述第一喷射孔；所述第一容置腔和所述第二容置腔相连通，以形成所述第一气体流道；
其中，所述第一径向稳定器呈直线状，所述第一周向稳定器呈环状，所述第一径向稳定器的第二端相对于所述中轴线朝向所述V型稳定器的外侧倾斜设置，以实现与所述第一周向稳定器连接。
根据本发明提供的一种气液双燃料加力燃烧室，所述第一径向稳定器的左、右侧壁各设有沿展向设置的所述第一喷射孔，所述第一周向稳定器的内、外侧壁各设有沿径向设置的所述第一喷射孔，所述径向和所述展向彼此垂直，并且分别与所述中轴线垂直。
根据本发明提供的一种气液双燃料加力燃烧室，所述内环稳定组件包括第二径向稳定器和第二周向稳定器；
所述第二径向稳定器的第一端和所述V型稳定器连接，所述第二径向稳定器的第二端和所述第二周向稳定器连接；所述第二径向稳定器具有第一容纳腔及与所述第一容纳腔连通的所述第二喷射孔；所述第二周向稳定器具有第二容纳腔及与所述第二容纳腔连通的所述第二喷射孔；所述第一容纳腔和所述第二容纳腔相连通，以形成所述第二气体流道；
其中，所述第二径向稳定器呈直线状，所述第二周向稳定器呈环状，所述第二径向稳定器的第二端相对于所述中轴线朝向所述V型稳定器的内侧倾斜设置，以实现与所述第二周向稳定器连接。
根据本发明提供的一种气液双燃料加力燃烧室，所述第二径向稳定器的左、右侧壁各设有沿展向设置的所述第二喷射孔，所述第二周向稳定器的内、外侧壁各设有沿径向设置的所述第二喷射孔，所述径向和所述展向彼此垂直，并且分别与所述中轴线垂直。
根据本发明提供的一种气液双燃料加力燃烧室，所述蒸发式火焰稳定器还包括第一喷油组件和蒸发管；
所述V型稳定器的内、外侧壁各设有通气口；所述V型稳定器朝向所述气流的来流方向的一侧设有输入口，所述第一喷油组件用于向所述输入口中喷入液态燃料；所述输入口和所述蒸发管连通，所述蒸发管设于所述V型稳定器内，并沿所述V型稳定器的周向延伸设置，所述蒸发管上设有多个喷雾孔；
其中，所述第一喷油组件喷出的液态燃料和来流空气通过所述输入口进入至所述蒸发管中以形成气液混合物，所述气液混合物通过所述喷雾孔喷射至所述V型稳定器的第二回流区。
根据本发明提供的一种气液双燃料加力燃烧室，所述气液双燃料加力燃烧室还包括：第二喷油组件；所述第二喷油组件设于所述外环稳定组件的外侧，所述第二喷油组件用于向所述外环稳定组件所对应的区域喷射液态燃料；
和/或，所述气液双燃料加力燃烧室还包括：第三喷油组件；所述第三喷油组件设于所述内环稳定组件的内侧，所述第三喷油组件用于向所述内环稳定组件所对应的区域喷射液态燃料。
在第二方面，本发明还提供一种航空发动机，所述航空发动机包括如上任一项所述的气液双燃料加力燃烧室。
本发明提供的气液双燃料加力燃烧室与航空发动机，通过在蒸发式火焰稳定器的后侧配置外环稳定组件和内环稳定组件，可以基于蒸发式火焰稳定器进行液态燃料的提前燃烧，通过外环稳定组件和内环稳定组件的布设形态，并基于多个第一喷射孔和多个第一喷射孔进行气体燃料的供给，确保气态燃料尽可能地均匀地布设于外环稳定组件和内环稳定组件之间的第一回流区，并与液态燃料燃烧产生的高温燃气进行充分混合，从而将气态燃料与液态燃料在加力燃烧室中进行较好地掺混，实现高效稳定地燃烧。
由上可知，本发明所示的气液双燃料加力燃烧室，在进行燃烧组织时，采用扩散火焰的方式以避免气态燃料在燃烧过程中出现回火的风险，相比于直接采用加气管道以向加力燃烧室供应气态燃料的设计方式，本发明降低了整体加力燃烧室的流动损失，能够确保加力燃烧室火焰稳定性和较高的燃烧效率。
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是本发明提供的气液双燃料加力燃烧室与航空发动机的结构示意图；
图2是本发明提供的外环稳定组件和内环稳定组件相对设置的结构示意图；
图3是本发明提供的蒸发式火焰稳定器的结构示意图。
附图标记：
1、蒸发式火焰稳定器；11、V型稳定器；12、第一喷油组件；13、蒸发管；111、输入口；112、通气口；131、喷雾孔；
2、外环稳定组件；21、第一径向稳定器；22、第一周向稳定器；23、第一连通管；201、第一喷射孔；
3、内环稳定组件；31、第二径向稳定器；32、第二周向稳定器；33、第二连通管；301、第二喷射孔；
4、第二喷油组件；5、第三喷油组件。
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。
下面结合图1-图3，通过具体的实施例及其应用场景对本发明实施例提供的气液双燃料加力燃烧室与航空发动机进行详细地说明。
在第一方面，如图1所示，本发明实施例提供一种气液双燃料加力燃烧室，包括：蒸发式火焰稳定器1、外环稳定组件2和内环稳定组件3。
蒸发式火焰稳定器1、外环稳定组件2和内环稳定组件3用于设于气流的流场中；外环稳定组件2和内环稳定组件3沿气流的流动方向设于蒸发式火焰稳定器1的后侧；外环稳定组件2位于内环稳定组件3的外侧，外环稳定组件2和内环稳定组件3之间形成第一回流区。
蒸发式火焰稳定器1用于进行液态燃料的喷射和蒸发，以形成值班火焰；外环稳定组件2具有用于通入气体燃料的第一气体流道，并配置有与第一气体流道连通的多个第一喷射孔201；内环稳定组件3具有用于通入气体燃料的第二气体流道，并配置有与第二气体流道连通的多个第二喷射孔301。
其中，至少部分第一喷射孔201和至少部分第二喷射孔301用于向第一回流区喷射气体燃料。
可理解的是，航空发动机的主燃烧室燃烧产生的高温燃气驱动涡轮转动，涡轮排出高温气流与外涵道空气向混合形成混合气流，并进入加力燃烧室。因此，本实施例所示的流经蒸发式火焰稳定器1、外环稳定组件2和内环稳定组件3的气流为上述混合气流，混合气流呈现为高温低氧的特性，混合气流的流速处于10m/s-1000m/s所对应的区间内。
外环稳定组件2和内环稳定组件3均配置为环状结构，以便于在外环稳定组件2和内环稳定组件3之间形成第一回流区。与此同时，外环稳定组件2能够基于内置的第一气体流道及与第一气体流道连通的多个第一喷射孔201，实现向第一回流区均匀地喷射气态燃料。相应地，内环稳定组件3能够基于内置的第二气体流道及与第二气体流道连通的多个第二喷射孔301，实现向第一回流区均匀地喷射气态燃料。
其中，本实施例所示的蒸发式火焰稳定器1可以为本领域公知的V型蒸发式火焰稳定器1，液态燃料可以为航空煤油，气态燃料可以为氢气或者甲烷。
对于本实施例所示的气液双燃料加力燃烧室，通过在蒸发式火焰稳定器1的后侧配置外环稳定组件2和内环稳定组件3，可以基于蒸发式火焰稳定器1进行液态燃料的提前燃烧，通过外环稳定组件2和内环稳定组件3的布设形态，并基于多个第一喷射孔201和多个第一喷射孔201进行气体燃料的供给，确保气态燃料尽可能地均匀地布设于外环稳定组件2和内环稳定组件3之间的第一回流区，并与液态燃料燃烧产生的高温燃气进行充分混合，从而将气态燃料与液态燃料在加力燃烧室中进行较好地掺混，实现高效稳定地燃烧。
由上可知，本发明所示的气液双燃料加力燃烧室，在进行燃烧组织时，采用扩散火焰的方式以避免气态燃料在燃烧过程中出现回火的风险，相比于直接采用加气管道以向加力燃烧室供应气态燃料的设计方式，本发明降低了整体加力燃烧室的流动损失，能够确保加力燃烧室火焰稳定性和较高的燃烧效率。
在一些实施例中，如图1所示，蒸发式火焰稳定器1包括V型稳定器11，V型稳定器11呈环状，V型稳定器11背离气流的来流方向的一侧形成槽口端，V型稳定器11内形成第二回流区。
外环稳定组件2和内环稳定组件3相对于V型稳定器11的中轴线同轴设置；外环稳定组件2靠近V型稳定器11的一端与V型稳定器11的外槽边连接，内环稳定组件3靠近V型稳定器11的一端与V型稳定器11的内槽边连接。
具体地，蒸发式火焰稳定器1还包括第一喷油组件12和蒸发管13。V型稳定器11的内、外侧壁各设有通气口112；V型稳定器11朝向气流的来流方向的一侧设有输入口111，第一喷油组件12用于向输入口111中喷入液态燃料；输入口111和蒸发管13连通，蒸发管13设于V型稳定器11内，并沿V型稳定器11的周向延伸设置，蒸发管13上设有多个喷雾孔131。
可理解的是，第一喷油组件12喷出的液态燃料和来流空气通过输入口111进入至蒸发管13中以形成气液混合物，气液混合物通过喷雾孔131喷射至V型稳定器11的第二回流区，该气液混合物与通过通气口112进入的空气在第二回流区进行掺混，以便进行燃烧形成值班火焰。
与此同时，通过将外环稳定组件2和内环稳定组件3在V型稳定器11的后侧进行同轴设置，可以确保外环稳定组件2和内环稳定组件3之间形成环状的第一回流区。这种设计不仅可以确保液态燃料基于第二回流区进行稳定地燃烧，还可确保气态燃料在第一回流区与液态燃料燃烧产生的高温燃气进行充分混合，实现高效稳定地燃烧。
在实际应用中，V型稳定器11的内、外侧壁各设有沿径向设置的通气口112，V型稳定器11的内侧壁和外侧壁上的通气口112均设置有多个，并且沿着V型稳定器11的周向排布。
与此同时，蒸发管13上可以设置两列喷雾孔131，两列喷雾孔131均沿着蒸发管13的周向排布，其中一列喷雾孔131的喷射方向朝向V型稳定器11的内侧壁上的通气口112，另一列喷雾孔131的喷射方向朝向V型稳定器11的外侧壁上的通气口112，以确保蒸发管13喷出的气液混合物与通过通气口112进入的空气在第二回流区进行充分掺混。
在一些实施例中，如图1和图3所示，第一喷油组件12包括供油环和喷油杆，供油环沿着V型稳定器11的延伸方向延伸设置，喷油杆的一端和供油环连通，喷油杆的另一端伸向V型稳定器11上的输入口111。
其中，供油环的直径为600-800mm，供油环所对应的管体外径为6-12mm，内径为4-10mm。
喷油杆相对于气流的流动方向的倾斜角度为12°-25°，喷油杆的外径为3-5mm，内径为1-4mm。
V型稳定器11上的输入口111可配置为管状，其外径为8-13mm，内径为5-10mm，长度为23-33mm。蒸发管13的外径为8-15mm，内径为4-8mm，蒸发管13上的喷雾孔131的孔径为1-3mm。
V型稳定器11的壁厚为2mm-4mm，V型稳定器11在垂直于气流的流动方向上的宽度为30-45mm，V型稳定器11在平行于气流的流动方向上的长度为40-60mm，V型稳定器11上的通气口112的孔径为1-3mm。
在一些实施例中，第一喷射孔201和第二喷射孔301当中的至少一者的喷射方向与中轴线垂直。
具体地，可以设置第一喷射孔201和第二喷射孔301的喷射方向均与中轴线垂直，这种设计可以确保第一喷射孔201和第二喷射孔301喷射的气态燃料横向喷射至外环稳定组件2所在气流环境中，并形成射流轨迹，进而实现气态燃料与高温燃气的充分混合，实现高效稳定的燃烧。
在一些实施例中，如图1和图2所示，外环稳定组件2包括第一径向稳定器21和第一周向稳定器22。
第一径向稳定器21的第一端和V型稳定器11连接，第一径向稳定器21的第二端和第一周向稳定器22连接；第一径向稳定器21具有第一容置腔及与第一容置腔连通的第一喷射孔201；第一周向稳定器22具有第二容置腔及与第二容置腔连通的第一喷射孔201。
第一径向稳定器21和第一周向稳定器22之间设置有第一连通管23，以基于第一连通管23实现第一容置腔和第二容置腔相连通，进而形成第一气体流道。
其中，第一径向稳定器21呈直线状，第一周向稳定器22呈环状，第一径向稳定器21的第二端相对于中轴线朝向V型稳定器11的外侧倾斜设置，以实现与第一周向稳定器22连接。
可理解的是，V型稳定器11和第一周向稳定器22同轴设置，第一周向稳定器22沿气流的流动方向设于V型稳定器11的后侧。
其中，V型稳定器11和第一周向稳定器22均沿圆形轨迹延伸设计，第一周向稳定器22所对应的圆形轨迹的直径大于V型稳定器11所对应的圆形轨迹的直径。
在实际应用中，第一径向稳定器21可以设置多个，多个第一径向稳定器21相对于中轴线围绕V型稳定器11设置。
由于内环稳定组件3和外环稳定组件2在V型稳定器11的后侧形成了第一回流区，这种设计可以确保气态燃料不提前燃烧的前提下，基于第一径向稳定器21和第一周向稳定器22的布设结构，保证气态燃料在燃烧时形成联焰的效果。
其中，第一周向稳定器22的径向宽度可以设置为25-35mm，第一周向稳定器22平行于气流的流动方向的长度为35mm-45mm，第一周向稳定器22所对应的圆形轨迹的直径为800-1000mm。第一周向稳定器22上的第一喷射孔201的数量为8-11个，第一周向稳定器22上的第一喷射孔201的孔径为2-5mm。
第一径向稳定器21相对于气流的流动方向的倾角可以设置为30°-40°，第一径向稳定器21的长度为90-120mm，宽度为20-35mm，第一径向稳定器21平行于气流的流动方向的长度为35-50mm。第一径向稳定器21的上的第一喷射孔201的数量为11-18个，第一径向稳定器21上的第一喷射孔201的孔径为2-5mm。
在一些实施例中，如图1和图2所示，为了确保外环稳定组件2喷射出的气态燃料与周围环境中的燃气或者空气均匀混合，可以设置第一径向稳定器21的左、右侧壁各设有沿展向设置的第一喷射孔201，第一周向稳定器22的内、外侧壁各设有沿径向设置的第一喷射孔201，径向和展向彼此垂直，并且分别与中轴线垂直。
在一些实施例中，如图1和图2所示，内环稳定组件3包括第二径向稳定器31和第二周向稳定器32。
第二径向稳定器31的第一端和V型稳定器11连接，第二径向稳定器31的第二端和第二周向稳定器32连接；第二径向稳定器31具有第一容纳腔及与第一容纳腔连通的第二喷射孔301；第二周向稳定器32具有第二容纳腔及与第二容纳腔连通的第二喷射孔301。
第二径向稳定器31和第二周向稳定器32之间设置有第二连通管33，以基于第二连通管33实现第一容纳腔和第二容纳腔相连通，进而形成第二气体流道。
其中，第二径向稳定器31呈直线状，第二周向稳定器32呈环状，第二径向稳定器31的第二端相对于中轴线朝向V型稳定器11的内侧倾斜设置，以实现与第二周向稳定器32连接。
可理解的是，V型稳定器11和第二周向稳定器32同轴设置，第二周向稳定器32沿气流的流动方向设于V型稳定器11的后侧。
其中，V型稳定器11和第二周向稳定器32均沿圆形轨迹延伸设计，第二周向稳定器32所对应的圆形轨迹的直径小于V型稳定器11所对应的圆形轨迹的直径。
在实际应用中，第二径向稳定器31可以设置多个，多个第二径向稳定器31相对于中轴线围绕V型稳定器11设置。
由于内环稳定组件3和外环稳定组件2在V型稳定器11的后侧形成了第一回流区，这种设计可以确保气态燃料不提前燃烧的前提下，基于第二径向稳定器31和第二周向稳定器32的布设结构，保证气态燃料在燃烧时形成联焰的效果。
其中，第二周向稳定器32的径向宽度可以设置为25-35mm，第二周向稳定器32平行于气流的流动方向的长度为35-45mm，第二周向稳定器32所对应的圆形轨迹的直径为700-900mm。第二周向稳定器32上的第二喷射孔301的数量为8-11个。
第二径向稳定器31和第二周向稳定器32可以采用规格相同的型材制成，第二径向稳定器31的上的第二喷射孔301的数量为11-18个，第二喷射孔301的孔径为2-5mm。
在一些实施例中，如图1和图2所示，为了确保内环稳定组件3喷射出的气态燃料与周围环境中的燃气或者空气均匀混合，可以设置第二径向稳定器31的左、右侧壁各设有沿展向设置的第二喷射孔301，第二周向稳定器32的内、外侧壁各设有沿径向设置的第二喷射孔301，径向和展向彼此垂直，并且分别与中轴线垂直。
在一些实施例中，如图1所示，气液双燃料加力燃烧室还包括：第二喷油组件4；第二喷油组件4设于外环稳定组件2的外侧，第二喷油组件4用于向外环稳定组件2所对应的区域喷射液态燃料。
在一些实施例中，如图1所示，气液双燃料加力燃烧室还包括：第三喷油组件5；第三喷油组件5设于内环稳定组件3的内侧，第三喷油组件5用于向内环稳定组件3所对应的区域喷射液态燃料。
其中，第二喷油组件4和第三喷油组件5均可配置为与第一喷油组件12相同的结构，在此不做一一赘述。
在第二方面，本发明实施例还提供一种航空发动机，航空发动机包括如上任一项的气液双燃料加力燃烧室。
具体地，由于航空发动机包括气液双燃料加力燃烧室，气液双燃料加力燃烧室的具体结构可参照上述实施例，则本实施例的航空发动机包括了上述实施例的全部技术方案，因此至少具有上述实施例的全部技术方案所取得的所有有益效果，在此不再一一赘述。
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)
1.一种气液双燃料加力燃烧室，其特征在于，包括：蒸发式火焰稳定器、外环稳定组件和内环稳定组件；
所述蒸发式火焰稳定器、所述外环稳定组件和所述内环稳定组件用于设于气流的流场中；所述外环稳定组件和所述内环稳定组件沿所述气流的流动方向设于所述蒸发式火焰稳定器的后侧；所述外环稳定组件位于所述内环稳定组件的外侧，所述外环稳定组件和所述内环稳定组件之间形成第一回流区；
所述蒸发式火焰稳定器用于进行液态燃料的喷射和蒸发，以形成值班火焰；所述外环稳定组件具有用于通入气体燃料的第一气体流道，并配置有与所述第一气体流道连通的多个第一喷射孔；所述内环稳定组件具有用于通入气体燃料的第二气体流道，并配置有与所述第二气体流道连通的多个第二喷射孔；
其中，至少部分所述第一喷射孔和至少部分所述第二喷射孔用于向所述第一回流区喷射气体燃料。
2.根据权利要求1所述的气液双燃料加力燃烧室，其特征在于，所述蒸发式火焰稳定器包括V型稳定器，所述V型稳定器呈环状，所述V型稳定器背离所述气流的来流方向的一侧形成槽口端，所述V型稳定器内形成第二回流区；
所述外环稳定组件和所述内环稳定组件相对于所述V型稳定器的中轴线同轴设置；所述外环稳定组件靠近所述V型稳定器的一端与所述V型稳定器的外槽边连接，所述内环稳定组件靠近所述V型稳定器的一端与所述V型稳定器的内槽边连接。
3.根据权利要求2所述的气液双燃料加力燃烧室，其特征在于，所述第一喷射孔和所述第二喷射孔当中的至少一者的喷射方向与所述中轴线垂直。
4.根据权利要求2所述的气液双燃料加力燃烧室，其特征在于，所述外环稳定组件包括第一径向稳定器和第一周向稳定器；
所述第一径向稳定器的第一端和所述V型稳定器连接，所述第一径向稳定器的第二端和所述第一周向稳定器连接；所述第一径向稳定器具有第一容置腔及与所述第一容置腔连通的所述第一喷射孔；所述第一周向稳定器具有第二容置腔及与所述第二容置腔连通的所述第一喷射孔；所述第一容置腔和所述第二容置腔相连通，以形成所述第一气体流道；
其中，所述第一径向稳定器呈直线状，所述第一周向稳定器呈环状，所述第一径向稳定器的第二端相对于所述中轴线朝向所述V型稳定器的外侧倾斜设置，以实现与所述第一周向稳定器连接。
5.根据权利要求4所述的气液双燃料加力燃烧室，其特征在于，所述第一径向稳定器的左、右侧壁各设有沿展向设置的所述第一喷射孔，所述第一周向稳定器的内、外侧壁各设有沿径向设置的所述第一喷射孔，所述径向和所述展向彼此垂直，并且分别与所述中轴线垂直。
6.根据权利要求2所述的气液双燃料加力燃烧室，其特征在于，所述内环稳定组件包括第二径向稳定器和第二周向稳定器；
所述第二径向稳定器的第一端和所述V型稳定器连接，所述第二径向稳定器的第二端和所述第二周向稳定器连接；所述第二径向稳定器具有第一容纳腔及与所述第一容纳腔连通的所述第二喷射孔；所述第二周向稳定器具有第二容纳腔及与所述第二容纳腔连通的所述第二喷射孔；所述第一容纳腔和所述第二容纳腔相连通，以形成所述第二气体流道；
其中，所述第二径向稳定器呈直线状，所述第二周向稳定器呈环状，所述第二径向稳定器的第二端相对于所述中轴线朝向所述V型稳定器的内侧倾斜设置，以实现与所述第二周向稳定器连接。
7.根据权利要求6所述的气液双燃料加力燃烧室，其特征在于，所述第二径向稳定器的左、右侧壁各设有沿展向设置的所述第二喷射孔，所述第二周向稳定器的内、外侧壁各设有沿径向设置的所述第二喷射孔，所述径向和所述展向彼此垂直，并且分别与所述中轴线垂直。
8.根据权利要求2至7任一项所述的气液双燃料加力燃烧室，其特征在于，所述蒸发式火焰稳定器还包括第一喷油组件和蒸发管；
所述V型稳定器的内、外侧壁各设有通气口；所述V型稳定器朝向所述气流的来流方向的一侧设有输入口，所述第一喷油组件用于向所述输入口中喷入液态燃料；所述输入口和所述蒸发管连通，所述蒸发管设于所述V型稳定器内，并沿所述V型稳定器的周向延伸设置，所述蒸发管上设有多个喷雾孔；
其中，所述第一喷油组件喷出的液态燃料和来流空气通过所述输入口进入至所述蒸发管中以形成气液混合物，所述气液混合物通过所述喷雾孔喷射至所述V型稳定器的第二回流区。
9.根据权利要求1至7任一项所述的气液双燃料加力燃烧室，其特征在于，所述气液双燃料加力燃烧室还包括：第二喷油组件；所述第二喷油组件设于所述外环稳定组件的外侧，所述第二喷油组件用于向所述外环稳定组件所对应的区域喷射液态燃料；
和/或，所述气液双燃料加力燃烧室还包括：第三喷油组件；所述第三喷油组件设于所述内环稳定组件的内侧，所述第三喷油组件用于向所述内环稳定组件所对应的区域喷射液态燃料。
10.一种航空发动机，其特征在于，包括如权利要求1至9任一项所述的气液双燃料加力燃烧室。
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|---|---|---|---|
| CN202311240662.1A CN117469697A (zh) | 2023-09-25 | 2023-09-25 | 气液双燃料加力燃烧室与航空发动机 |
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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN117469697A true CN117469697A (zh) | 2024-01-30 |
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Family Applications (1)
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2023
- 2023-09-25 CN CN202311240662.1A patent/CN117469697A/zh active Pending
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