CN108870441B - 一种采用圆弧形扇形喷嘴和凹腔结构加力燃烧室 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种采用圆弧形扇形喷嘴和凹腔结构加力燃烧室，属于航空发动机领域，本发明利用支板和加力内锥形成的凹腔结构来稳定火焰，通过采用圆弧形扇形喷嘴来强化加力内锥在圆周方向的燃油空间雾化效果，可以增大加力内锥圆周方向上的燃油喷雾扩张角，使圆周方向上燃油空间分布更加均匀。本发明能够保证加力燃烧室在各种复杂工况下顺利点火，并沿加力内锥圆周方向的凹腔实现火焰传播，从而有效提高加力燃烧室内燃烧稳定性，同时缩短加力燃烧室长度，提高总压恢复系数，减小流动损失，增大燃烧效率，有效降低NOx、CO等污染物的生成，提高发动机整体性能。

Description

一种采用圆弧形扇形喷嘴和凹腔结构加力燃烧室

技术领域

本发明属于航空发动机领域，具体是指一种采用圆弧形扇形喷嘴和凹腔结构加力燃烧室。

背景技术

从上世纪开始,喷气式发动机在航空领域得到越来越广泛的应用。为了提高军用战斗机的作战性能与飞行包线，加力燃烧室技术开始广泛应用于航空动力装置。采用加力燃烧室可以大幅提升发动机单位推力和推重比，有效改善军用飞机的作战效能，因此，加力燃烧室在军机发展中占有重要地位。

目前常见的涡扇发动机加力燃烧室是由内外涵混合扩压器、直射式燃油喷嘴、火焰稳定器、防振隔热屏以及筒体等部件组成。当发动机开启加力时，低压涡轮排出的燃气和外涵道进入的空气经混合器混合后，进入加力燃烧室，首先在扩压器中减速扩压，然后与直射式喷嘴喷入的燃油掺混形成混合气，在点火器作用下着火，组织燃烧。然而，随着航空技术日新月异的发展，现代先进战机对航空发动机性能要求越来越高，传统加力燃烧室通常采用安置在气体流路中的钝体火焰稳定器来稳定火焰，喷油杆则通常采用直射式喷嘴进行燃油雾化，喷雾扩张角小，这不仅对主流形成阻塞，造成明显的总压损失，尤其是不开加力时的流阻损失，且由于直射式喷嘴喷出的圆柱型燃油射流与气流接触面积过于狭小，造成燃油雾化效果不充分，导致加力燃烧室在复杂工况下点火困难，燃烧稳定性差，发动机耗油率较高，影响军机整体的性能。目前，在研的军用航空发动机加力燃烧室通常采用改良加力燃烧室结构设计和改善燃油雾化效果的方法，但是这些方法都没有从根源上解决燃油雾化效果不理想、加力燃烧室在复杂工况下点火困难、燃烧稳定性差、发动机耗油率高的缺陷。

发明内容

本发明针对现有技术中存在的问题，公开了一种采用圆弧形扇形喷嘴和凹腔结构加力燃烧室，通过优化加力燃烧室结构设计，采用凹腔结构提高加力燃烧室点火稳定性，采用圆弧形扇形燃油喷嘴，扩大燃油空间雾化锥角，增加燃油与空气接触面积，加强燃油雾化效果，从而提高加力燃烧室燃烧效率，提高发动机整体性能，解决现有技术中存在的缺陷。

本发明是这样实现的：

一种采用圆弧形扇形喷嘴和凹腔结构加力燃烧室，包括加力燃烧室，加力燃烧室内沿空气来流方向的燃气轮机中心轴线上设置有涡轮，所述的涡轮后设置有加力内锥；加力内锥位于气流流动方向的流道中心，加力内锥沿下游方向减缩，形成渐扩端的弧形环面，所述的弧形环面为加力内锥渐扩环面；加力内锥外锥面径向上端圆周方向与加力燃烧室侧壁圆周间设置有支板，且支板位于加力内锥渐扩环面前端；支板内部固定设置有喷油杆。所述的喷油杆径向下端侧壁面设置有圆弧形扇形喷嘴，圆弧形扇形喷嘴的设计可以增大加力内锥圆周方向上的燃油喷雾扩张角，使圆周方向上燃油空间分布更加均匀；支板以及加力内锥渐扩环面后形成凹腔结构。各喷嘴的圆弧形油雾锥之间互相重叠，便于加力内锥凹腔(9)圆周方向的联焰。

进一步，所述的圆弧形扇形喷嘴为圆弧形扇形，圆弧形扇形喷嘴中间部位设置有喷油孔；喷油杆具有入口、出口。喷油杆入口与燃油管道相连，喷油孔与喷油杆出口相通；以喷油孔为界限，喷油孔两端面分别为第一圆弧形扇形射流面、第二圆弧形扇形射流面。

进一步，所述的圆弧形扇形喷嘴的第一圆弧形扇形射流面、第二圆弧形扇形射流面之间的夹角为θ，θ范围为30°～150°。

进一步，所述的喷油杆数量设置为1～30个；喷油杆与燃气轮机中心轴线间的角度为10°～90°。

进一步，所述的支板内部还固定设置有点火器，火焰稳定器，点火器位于喷油杆下游；喷油杆、点火器沿空气来流方向依次布置。支板、点火器、喷油杆三者与燃气轮机中心轴线都有倾角。点火器的开口指向扇形燃油雾面中心线。

进一步，涡轮与加力燃烧室侧壁间设置有掺混器，掺混器以及支板之间形成扩压段。

进一步，所述的加力内锥外锥面的加力内锥渐扩环面为凹腔结构的前壁面，加力内锥的加力内锥渐扩环面向后延伸的纵向表面形成凹腔结构的凹腔基部。

进一步，所述的圆弧形扇形喷嘴的两个圆弧形扇形射流面为喷嘴开口方向，其喷嘴开口方向指向凹腔基部平面，圆弧形扇形射流面中心线与燃气轮机中心轴线成10°～90°，圆弧形扇形燃油喷雾互相重叠，圆弧形扇形喷嘴数量设置为1～30个。

进一步，所述的加力内锥渐扩环面弧度为10°～90°。

进一步，所述的加力燃烧室沿空气来流方向的入口还依次设置有低压压气机、高压压气机，与高压压气机相连的主燃烧室；主燃烧室与涡轮相连。

本发明与现有技术相比的有益效果在于：

1）本发明的加力燃烧室具有采用凹腔结构稳定火焰、圆弧形扇形喷嘴强化加力内锥圆周方向空间燃油雾化的燃烧模式，能够保证加力燃烧室在各种复杂工况下顺利点火，并沿加力内锥圆周方向的凹腔实现火焰传播，从而有效提高加力燃烧室内燃烧稳定性，同时缩短加力燃烧室长度，提高总压恢复系数，减小流动损失，采用圆弧形扇形喷嘴可以强化加力内锥圆周方向燃油空间雾化效果，增大燃烧效率，有效降低NOx、CO等污染物的生成，提高发动机整体性能；

2）采用圆弧形扇形喷嘴，且沿圆周方向设置，产生的喷雾扩张角大（扇形角为30°～150°，远大于直射式喷嘴喷雾锥角），同时由于是圆弧形扇形喷嘴，喷雾为圆弧形，并于与凹腔结构的加力内锥渐扩环面相匹配，便于在凹腔内的圆周方向实现联焰。凹腔结构内为扩散燃烧，能够在各种复杂复杂工况下实现稳定点火，保证加力燃烧室的稳定高效燃烧；

3）喷油杆上采用圆弧形扇形喷嘴，在保证燃油沿凹腔内圆周空间分布均匀和可靠稳定联焰的前提下，能大幅度减少喷嘴的数量；圆弧形扇形喷嘴的圆弧形喷雾互相重叠，从而在凹腔结构内圆周方向实现可靠稳定联焰，便于在各个工况下稳定点火；

4）喷油杆径向下端侧壁面的圆弧形扇形喷嘴相比于直射式喷嘴，圆周方向的喷雾扩张角变大，不仅保证了凹腔结构内燃油充分雾化，同时也有效降低了喷嘴堵塞问题；

5）凹腔结构大大缩短了加力燃烧室的长度，减少了燃烧室附加质量，并降低了加力燃烧室内流阻损失；

6）加力内锥渐扩环面形成的渐扩段能够有效防止贫油预混预蒸发燃烧中的回火、喷嘴积碳等问题；且将加力内锥下游端设计为尖锥，并通过对内锥壁面进行气膜冷却，可以有效降低加力燃烧室的红外辐射，从而提高军机的隐身性能。

附图说明

图1是本发明的一种采用圆弧形扇形喷嘴和凹腔结构加力燃烧室的涡轮风扇航空发动机结构图；

图2是本发明的一种采用圆弧形扇形喷嘴和凹腔结构加力燃烧室的支板以及凹腔结构的局部剖解示意图；

图3是本发明的一种采用圆弧形扇形喷嘴和凹腔结构加力燃烧室的圆弧形扇形喷嘴示意图；

图4是本发明的一种采用圆弧形扇形喷嘴和凹腔结构加力燃烧室的加力内锥渐扩环面圆周方向扇形喷嘴分布示意图；

其中， 1-低压压气机，2-高压压气机，3-主燃烧室，4-涡轮，5-掺混器，6-扩压段，7-支板，8-加力内锥，9-凹腔结构，10-加力内锥渐扩环面，11-点火器，12-火焰稳定器，126-第一圆弧形扇形射流面，127-喷油孔，128-第二圆弧形扇形射流面，13-凹腔基部，14-喷油杆，15-加力燃烧室，100-空气来流方向，500-燃气轮机中心轴线，001-圆弧形扇形喷嘴。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案及效果更加清楚，明确，以下参照附图并举实例对本发明进一步详细说明。应当指出此处所描述的具体实施仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

如图1所示，本发明的加力燃烧室内沿空气来流方向100的燃气轮机中心轴线500上依次设置有低压压气机1、高压压气机2，与高压压气机2相连的主燃烧室3；主燃烧室3与涡轮4相连，涡轮4与加力燃烧室15侧壁间设置有掺混器5，掺混器5以及支板7之间形成扩压段6。

所述的涡轮4后设置有加力内锥8；加力内锥8沿下游方向减缩，形成渐扩端的弧形环面，所述的弧形环面为加力内锥渐扩环面10，加力内锥渐扩环面10弧度为10°～90°；加力内锥8外锥面径向上端圆周方向与加力燃烧室15侧壁圆周间设置有支板7，且支板7位于加力内锥渐扩环面10前端。

如图2~3所示，支板7内部固定设置有支板7内部还固定设置有点火器11、火焰稳定器12、喷油杆14，喷油杆14径向下端侧壁面设置有圆弧形扇形喷嘴001；所述的圆弧形扇形喷嘴001为圆弧形扇形，圆弧形扇形喷嘴001中间部位设置有喷油孔127；喷油孔127与喷油杆14出口相通；以喷油孔127为界限，喷油孔127两端面分别为第一圆弧形扇形射流面126、第二圆弧形扇形射流面128。支板7以及加力内锥渐扩环面10后形成凹腔结构9。加力内锥8外锥面的加力内锥渐扩环面10为凹腔结构9的前壁面，加力内锥8的加力内锥渐扩环面10向后延伸的纵向表面形成凹腔结构的凹腔基部13。所述的圆弧形扇形喷嘴001的两个圆弧形扇形射流面为喷嘴开口方向，其喷嘴开口方向指向凹腔基部平面13，圆弧形扇形射流面中心线与燃气轮机中心轴线成10°～90°，圆弧形扇形燃油喷雾互相重叠，圆弧形扇形喷嘴数量设置为1～30个，根据支板7的个数来选择。喷油杆14整体形状可通过铸造来实现，圆弧形扇形喷嘴001则可通过激光打孔、钻孔或表面铣等方式来加工。

如图4所示，图4是本发明的一种采用圆弧形扇形喷嘴和凹腔结构加力燃烧室的加力内锥渐扩环面圆周方向扇形喷嘴分布示意图，其中圆弧形扇形喷嘴001在加力内锥8的圆周方向分布，且圆弧形扇形喷嘴001的燃油喷雾互相重叠，便于在凹腔内圆周方向联焰。

本发明的工作过程：

空气经过低压压气机1后，分为两个部分：一部分进入外涵流道，一部分经过高压压气机2后进入主燃烧室3，燃烧后的燃气推动涡轮4做功，

外涵气流经过掺混器5与经过涡轮4做完功后的燃气混合，经过加力燃烧室扩压段6后流向喷油杆14。燃油经过圆弧形扇形喷嘴001实现初始圆弧形扇形燃油雾化，并在来流气动作用力下实现破碎,进一步雾化，凹腔内的圆弧形扇形喷嘴001喷出的燃油在圆弧形扇形挤压作用下以扇形燃油面喷出，形成圆弧形扇形油雾锥，加力内锥渐扩环面10方向的圆弧形扇形燃油油锥互相重叠，在加力内锥渐扩环面10方向相连，实现圆周面凹腔内的联焰，与油气混合物进一步混合。掺混形成油气混合物进入凹腔结构9，混合气流在凹腔结构9内形成回流。经点火器11点燃后，实现扩散燃烧，形成稳定高温点火源，并将火焰沿加力内锥渐扩环面10方向和支板7径向传播，不断引燃喷油杆14径向上端喷嘴喷出的燃油，从而使加力燃烧室15内能够稳定燃烧，从而实现加力燃烧室在各个工况下的稳定可靠点火和联焰，保证加力燃烧室内的稳定燃烧。

Claims (9)

1.一种采用圆弧形扇形喷嘴和凹腔结构加力燃烧室，包括加力燃烧室（15），加力燃烧室（15）内沿空气来流方向（100）的燃气轮机中心轴线（500）上设置有涡轮（4），其特征在于，所述的涡轮（4）后设置有加力内锥（8）；加力内锥（8）沿下游方向减缩，形成渐扩端的弧形环面，所述的弧形环面为加力内锥渐扩环面（10）；加力内锥（8）外锥面径向上端圆周方向与加力燃烧室（15）侧壁圆周间设置有支板（7），且支板（7）位于加力内锥渐扩环面（10）前端；所述的支板（7）内部固定设置有喷油杆（14），所述的喷油杆（14）径向下端侧壁面设置有圆弧形扇形喷嘴（001）；所述的支板（7）以及加力内锥渐扩环面（10）后形成凹腔结构（9）；所述的圆弧形扇形喷嘴（001）为圆弧形扇形，圆弧形扇形喷嘴（001）中间部位设置有喷油孔（127）；所述的喷油孔（127）与喷油杆（14）出口相通；以喷油孔（127）为界限，喷油孔（127）两端面分别为第一圆弧形扇形射流面（126）、第二圆弧形扇形射流面（128）。

2.根据权利要求1所述的一种采用圆弧形扇形喷嘴和凹腔结构加力燃烧室，其特征在于，所述的圆弧形扇形喷嘴（001）的第一圆弧形扇形射流面（126）、第二圆弧形扇形射流面（128）之间的夹角为θ，θ范围为30°～150°。

3.根据权利要求1所述的一种采用圆弧形扇形喷嘴和凹腔结构加力燃烧室，其特征在于，所述的喷油杆（14）数量设置为1～30个；喷油杆（14）与燃气轮机中心轴线（500）间的角度为10°～90°。

4.根据权利要求1所述的一种采用圆弧形扇形喷嘴和凹腔结构加力燃烧室，其特征在于，所述的支板（7）内部还固定设置有点火器（11）、火焰稳定器（12），点火器（11）位于喷油杆（14）下游；喷油杆（14）、点火器（11）沿空气来流方向依次布置。

5.根据权利要求1所述的一种采用圆弧形扇形喷嘴和凹腔结构加力燃烧室，其特征在于，涡轮（4）与加力燃烧室（15）侧壁间设置有掺混器（5），掺混器（5）以及支板（7）之间形成扩压段（6）。

6.根据权利要求1所述的一种采用圆弧形扇形喷嘴和凹腔结构加力燃烧室，其特征在于，所述的加力内锥（8）外锥面的加力内锥渐扩环面（10）为凹腔结构（9）的前壁面，加力内锥（8）的加力内锥渐扩环面（10）向后延伸的纵向表面形成凹腔结构的凹腔基部（13）。

7.根据权利要求6所述的一种采用圆弧形扇形喷嘴和凹腔结构加力燃烧室，其特征在于，所述的圆弧形扇形喷嘴（001）的两个圆弧形扇形射流面为喷嘴开口方向，其喷嘴开口方向指向凹腔基部（13），圆弧形扇形射流面中心线与燃气轮机中心轴线成10°～90°，圆弧形扇形燃油喷雾互相重叠，圆弧形扇形喷嘴数量设置为1～30个。

8.根据权利要求1所述的一种采用圆弧形扇形喷嘴和凹腔结构加力燃烧室，其特征在于，所述的加力内锥渐扩环面（10）弧度为10°～90°。

9.根据权利要求1所述的一种采用圆弧形扇形喷嘴和凹腔结构加力燃烧室，其特征在于，所述的加力燃烧室（15）沿空气来流方向的入口还依次设置有低压压气机（1）、高压压气机（2），与高压压气机（2）相连的主燃烧室（3）；主燃烧室（3）与涡轮（4）相连。

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