CN108119915A - 一种航空发动机火焰筒的预混室及其设计方法 - Google Patents

一种航空发动机火焰筒的预混室及其设计方法 Download PDF

Info

Publication number
CN108119915A
CN108119915A CN201711337031.6A CN201711337031A CN108119915A CN 108119915 A CN108119915 A CN 108119915A CN 201711337031 A CN201711337031 A CN 201711337031A CN 108119915 A CN108119915 A CN 108119915A
Authority
CN
China
Prior art keywords
premixer
fuel nozzle
axial length
internal diameter
wall surface
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.)
Pending
Application number
CN201711337031.6A
Other languages
English (en)
Inventor
尚明智
陈立
王鹏
陈成
裴金马
韩超
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Tianjin Chengli Aviation Technology Co Ltd
Original Assignee
Tianjin Chengli Aviation Technology Co Ltd
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Tianjin Chengli Aviation Technology Co Ltd filed Critical Tianjin Chengli Aviation Technology Co Ltd
Priority to CN201711337031.6A priority Critical patent/CN108119915A/zh
Publication of CN108119915A publication Critical patent/CN108119915A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

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
    • 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
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion Of Fluid Fuel (AREA)

Abstract

本发明提供了一种航空发动机火焰筒的预混室及其设计方法，所述预混室为圆柱形结构，所述预混室设于燃油喷嘴、火焰筒旋流器出口与火焰筒头部之间，实现油气的预先混合；所述的一种航空发动机火焰筒的预混室的设计方法，包括以下步骤：(1)确定预混室的内径D；(2)确定预混室的轴向长度L；(3)确定燃油喷嘴的主喷雾锥角在预混室壁面落点距离P；(4)确定燃油喷嘴的副喷雾锥角与预混室壁面不相碰，直接喷到火焰筒内。本发明所述的一种航空发动机火焰筒的预混室及其设计方法能精确设计预混室的尺寸，减少燃烧室调试过程中的工作量，最大限度的节约人力与物力，同时对减少燃烧室的排气冒烟和提高燃烧室燃烧稳定性具有明显作用。

Description

一种航空发动机火焰筒的预混室及其设计方法
技术领域
本发明属于航空发动机燃烧室设计技术领域，尤其是涉及一种航空发动机火焰筒的预混室及其设计方法。
背景技术
在航空发动机燃烧室的发展过程中，很早在火焰筒上就使用了预混室结构，它是在燃油喷嘴和火焰筒旋流器出口设置了一个预混室，在预混室内实现油气的预先混合，实践证明，预混室的存在对减少燃烧室的排气冒烟，提高燃烧室燃烧稳定性具有明显作用。但是如果设计不当，不仅预混室的这些优点不能显现出来，而且还会带来弊端，例如预混室长度过长，将会在预混室内出现严重积碳等。在航空发动机燃烧室的现有技术中，没有预混室的设计方法，因此在尺寸确定时具有盲目性，其结果增加了燃烧室调试过程中的工作量，极大地浪费了人力与物力。
为此，本专利根据燃烧室的设计经验，给出了航空发动机火焰筒的预混室设计准则。供航空发动机燃烧室设计中使用。
发明内容
有鉴于此，本发明旨在提出一种航空发动机火焰筒的预混室及其设计方法，以供航空发动机燃烧室设计中使用，减少燃烧室调试过程中的工作量，节约人力与物力。
为达到上述目的，本发明的技术方案是这样实现的：
一种航空发动机火焰筒的预混室，所述预混室为圆柱形结构，所述预混室设于燃油喷嘴、火焰筒旋流器出口与火焰筒头部之间，实现油气的预先混合。
一种航空发动机火焰筒的预混室的设计方法，包括以下步骤：
(1)确定预混室的内径D,所述预混室的内径D与火焰筒旋流器的外径d之比为定值，根据火焰筒旋流器的外径d确定所述预混室的内径D；
(2)确定预混室的轴向长度L，所述预混室的轴向长度L与预混室的内径D之比为定值，根据预混室的内径D确定所述预混室的轴向长度L；
(3)确定燃油喷嘴的主喷雾锥角在预混室壁面落点距离P,所述燃油喷嘴的主喷雾锥角在预混室壁面落点距离P与预混室的轴向长度L之比为定值，根据预混室的轴向长度L确定燃油喷嘴的主喷雾锥角在预混室壁面落点距离P；
(4)确定燃油喷嘴的副喷雾锥角与预混室壁面不相碰，直接喷到火焰筒内。
进一步的，一种航空发动机火焰筒的预混室的设计方法，包括以下步骤：
(1)确定预混室的内径D:所述预混室的内径D与火焰筒旋流器的外径d之比为D/d＝1，根据火焰筒旋流器的外径d确定所述预混室的内径D；
(2)确定预混室的轴向长度L:所述预混室的轴向长度L与预混室的内径D之比L/D＝0.58，根据预混室的内径D确定所述预混室的轴向长度L；
(3)确定燃油喷嘴的主喷雾锥角在预混室壁面落点距离P:所述燃油喷嘴的主喷雾锥角在预混室壁面落点距离P与预混室的轴向长度L之比为P/L＝O.7，根据预混室的轴向长度L确定燃油喷嘴的主喷雾锥角在预混室壁面落点距离P；
(4)确定燃油喷嘴的副喷雾锥角与预混室壁面不相碰，直接喷到火焰筒内。
相对于现有技术，本发明所述的一种航空发动机火焰筒的预混室及其设计方法具有以下优势：
本发明所述的一种航空发动机火焰筒的预混室对减少燃烧室的排气冒烟和提高燃烧室燃烧稳定性具有明显作用，显著提高燃烧室的性能，从而提高航空发动机的整体性能；
本发明所述的一种航空发动机火焰筒的预混室的设计方法能精确设计预混室的尺寸，使预混室的设计满足使用的要求，减少燃烧室调试过程中的工作量，最大限度的节约人力与物力。
附图说明
构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1为本发明实施例所述的一种航空发动机火焰筒的预混室的结构示意图。
附图标记说明：
1-喷嘴；2-旋流器；3-预混室；4-喷雾锥角；5-火焰筒头。
具体实施方式
下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
一种航空发动机火焰筒的预混室，如图1所示，所述火焰筒的预混室设于燃油喷嘴、火焰筒旋流器出口与火焰筒头部之间，实现油气的预先混合。
一种航空发动机火焰筒的预混室的设计方法，包括以下步骤：
步骤1：确定预混室的内径D，所述预混室的内径D与火焰筒旋流器的外径d之比为D/d＝1，焰筒旋流器的外径d为已知，根据火焰筒旋流器的外径d，计算所述预混室的内径D；
步骤2：确定预混室的轴向长度L，所述预混室的轴向长度L与预混室的内径D之比L/D＝0.58，根据步骤1得到的预混室的内径D，计算所述预混室的轴向长度L；
步骤3：确定燃油喷嘴的主喷雾锥角在预混室壁面落点距离P,所述燃油喷嘴的主喷雾锥角在预混室壁面落点距离P与预混室的轴向长度L之比为P/L＝O.7，根据步骤2得到的预混室的轴向长度L，计算燃油喷嘴的主喷雾锥角在预混室壁面落点距离P；
步骤4：确定燃油喷嘴的副喷雾锥角与预混室壁面不相碰，直接喷到火焰筒内。
根据以上四个步骤可以精确设计本发明所述的一种航空发动机火焰筒的预混室，使预混室的设计满足使用的要求，减少燃烧室调试过程中的工作量，最大限度的节约人力与物力。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (3)

1.一种航空发动机火焰筒的预混室，其特征在于：所述预混室为圆柱形结构，所述预混室设于燃油喷嘴、火焰筒旋流器出口与火焰筒头部之间，实现油气的预先混合。
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机火焰筒的预混室的设计方法，其特征在于：包括以下步骤：
(1)确定预混室的内径D,所述预混室的内径D与火焰筒旋流器的外径d之比为定值，根据火焰筒旋流器的外径d确定所述预混室的内径D；
(2)确定预混室的轴向长度L,所述预混室的轴向长度L与预混室的内径D之比为定值，根据预混室的内径D确定所述预混室的轴向长度L；
(3)确定燃油喷嘴的主喷雾锥角在预混室壁面落点距离P,所述燃油喷嘴的主喷雾锥角在预混室壁面落点距离P与预混室的轴向长度L之比为定值，根据预混室的轴向长度L确定燃油喷嘴的主喷雾锥角在预混室壁面落点距离P；
(4)确定燃油喷嘴的副喷雾锥角与预混室壁面不相碰，直接喷到火焰筒内。
3.根据权利要求2所述的一种航空发动机火焰筒的预混室的设计方法，其特征在于：包括以下步骤：
(1)确定预混室的内径D:所述预混室的内径D与火焰筒旋流器的外径d之比为D/d＝1，根据火焰筒旋流器的外径d确定所述预混室的内径D；
(2)确定预混室的轴向长度L:所述预混室的轴向长度L与预混室的内径D之比L/D＝0.58，根据预混室的内径D确定所述预混室的轴向长度L；
(3)确定燃油喷嘴的主喷雾锥角在预混室壁面落点距离P:所述燃油喷嘴的主喷雾锥角在预混室壁面落点距离P与预混室的轴向长度L之比为P/L＝O.7，根据预混室的轴向长度L确定燃油喷嘴的主喷雾锥角在预混室壁面落点距离P；
(4)确定燃油喷嘴的副喷雾锥角与预混室壁面不相碰，直接喷到火焰筒内。
CN201711337031.6A 2017-12-14 2017-12-14 一种航空发动机火焰筒的预混室及其设计方法 Pending CN108119915A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201711337031.6A CN108119915A (zh) 2017-12-14 2017-12-14 一种航空发动机火焰筒的预混室及其设计方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201711337031.6A CN108119915A (zh) 2017-12-14 2017-12-14 一种航空发动机火焰筒的预混室及其设计方法

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN108119915A true CN108119915A (zh) 2018-06-05

Family

ID=62230031

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201711337031.6A Pending CN108119915A (zh) 2017-12-14 2017-12-14 一种航空发动机火焰筒的预混室及其设计方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN108119915A (zh)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109140438A (zh) * 2018-08-29 2019-01-04 成立航空技术有限公司 双旋流雾化装置内的燃油喷雾锥角的确定方法
CN111174231A (zh) * 2018-11-12 2020-05-19 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 微混合喷嘴及其设计方法
CN114576652A (zh) * 2022-03-22 2022-06-03 贵州航谷动力科技有限公司 一种航空发动机燃油喷嘴装配方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5345768A (en) * 1993-04-07 1994-09-13 General Electric Company Dual-fuel pre-mixing burner assembly
JPH10160163A (ja) * 1996-11-22 1998-06-19 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd ガスタービン燃焼器の窒素酸化物低減化構造
JP2005083604A (ja) * 2003-09-04 2005-03-31 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 希薄予蒸発予混合燃焼器
CN101784842A (zh) * 2008-10-01 2010-07-21 三菱重工业株式会社 燃烧器连接结构、燃烧器尾筒、燃烧器尾筒的设计方法和燃气轮机
CN205026733U (zh) * 2015-08-20 2016-02-10 中航商用航空发动机有限责任公司 一种富油焠熄贫油燃烧室
CN105716115A (zh) * 2016-03-07 2016-06-29 厦门大学 一种提升超燃燃烧室内燃料喷射和掺混的设计方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5345768A (en) * 1993-04-07 1994-09-13 General Electric Company Dual-fuel pre-mixing burner assembly
JPH10160163A (ja) * 1996-11-22 1998-06-19 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd ガスタービン燃焼器の窒素酸化物低減化構造
JP2005083604A (ja) * 2003-09-04 2005-03-31 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 希薄予蒸発予混合燃焼器
CN101784842A (zh) * 2008-10-01 2010-07-21 三菱重工业株式会社 燃烧器连接结构、燃烧器尾筒、燃烧器尾筒的设计方法和燃气轮机
CN205026733U (zh) * 2015-08-20 2016-02-10 中航商用航空发动机有限责任公司 一种富油焠熄贫油燃烧室
CN105716115A (zh) * 2016-03-07 2016-06-29 厦门大学 一种提升超燃燃烧室内燃料喷射和掺混的设计方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
上海化工学院等: "《硅酸盐工业热工过程及设备 玻璃工业热工设备 下册》", 31 December 1980, 中国建筑工业出版社 *
钟芳源: "《燃气轮机设计基础》", 28 February 1987, 机械工业出版社 *

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109140438A (zh) * 2018-08-29 2019-01-04 成立航空技术有限公司 双旋流雾化装置内的燃油喷雾锥角的确定方法
CN109140438B (zh) * 2018-08-29 2020-07-21 成立航空技术有限公司 双旋流雾化装置内的燃油喷雾锥角的确定方法
CN111174231A (zh) * 2018-11-12 2020-05-19 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 微混合喷嘴及其设计方法
CN114576652A (zh) * 2022-03-22 2022-06-03 贵州航谷动力科技有限公司 一种航空发动机燃油喷嘴装配方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108119915A (zh) 一种航空发动机火焰筒的预混室及其设计方法
CN106678868B (zh) 一种偏转整流支板火焰稳定器的一体化加力燃烧室
US7757491B2 (en) Fuel nozzle for a gas turbine engine and method for fabricating the same
CN109322749A (zh) 用于燃烧器的火炬点火器
CN206281002U (zh) 主燃级采用单层预膜径向两级反向旋流的低污染燃烧室
CN105627364A (zh) 束管燃料喷嘴及对应的燃烧器
CN109469922A (zh) 一种微型发动机燃烧室
EP1156281A9 (en) Gas turbine combustor
CN203671655U (zh) 一种燃烧室燃油喷射与混合***
CN103062798B (zh) 一种燃烧室燃油喷射和混合装置
CN104676648B (zh) 一种预燃级rql，主燃级lpp的中心分级低污染燃烧室
CN108561897A (zh) 一种强化油气混合的部分预混预蒸发超低排放燃烧室
CN104075342B (zh) 一种工业燃烧器用预混式抗干扰点火枪
EP1426690A3 (en) Method and apparatus to decrease combustor emissions
CN109780571A (zh) 一种蒸发式组合火焰稳定器
RU98538U1 (ru) Камера сгорания непрерывного действия
CN105135478A (zh) 一种主燃级采用轴向两级分布式旋流器的低污染燃烧室
CN108870441B (zh) 一种采用圆弧形扇形喷嘴和凹腔结构加力燃烧室
CN107339166A (zh) 一种脉冲爆震发动机燃烧室
CN105020744A (zh) 一种斜流驻涡燃烧室
CN105402772A (zh) 一种气动稳焰中心分级燃烧室
CN109340819A (zh) 一种增强雾化效果的文氏管装置
Li et al. Combustion characteristics of a multiple swirl spray combustor
CN202792023U (zh) 一种引射式气体点火装置
CN104421939A (zh) 锯齿形燃气燃烧器

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
CB02 Change of applicant information

Address after: Warner Jinghu garden 300300 Tianjin city Dongli District 2-103 room

Applicant after: Establishment of Aviation Technology Co., Ltd.

Address before: Warner Jinghu garden 300300 Tianjin city Dongli District 2-103 room

Applicant before: TIANJIN CHENGLI AVIATION TECHNOLOGY CO., LTD.

CB02 Change of applicant information
RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20180605

RJ01 Rejection of invention patent application after publication