CN117109029B - 一种钝体火焰稳定器以及航空发动机燃烧组件 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种钝体火焰稳定器以及航空发动机燃烧组件，属于燃烧稳定控制技术领域。钝体火焰稳定器通过在V型钝体的空穴中设置一止挡件，并使V型钝体上的缝隙与止挡件的弧形凹槽相对设置，从而使得从缝隙喷出的气流作用在弧形凹槽上，并交替的从止挡件与V型钝体之间形成的第一流道和第二流道中流出产生自激振荡。同时，从第一流道和第二流道流出的射流到达钝化火焰稳定器的尾流区域，从而有效调制钝体尾流区的流动特性，使得钝体火焰稳定器的回流区的长度增加，促进流体和燃料的掺混，增加流体和燃料在回流区内的驻留时间，从而实现对燃烧过程的控制，提高火焰燃烧效率。

Description

一种钝体火焰稳定器以及航空发动机燃烧组件

技术领域

本申请属于燃烧稳定控制技术领域，尤其涉及一种钝体火焰稳定器以及航空发动机燃烧组件。

背景技术

对于航空发动机燃烧组件来说，燃烧稳定是保证航空发动机正常运行的基本要求之一。只有在火焰稳定的情况下，才能保证燃料充分燃烧，提高发动机燃烧效率和性能，保障飞行器的飞行安全，避免发生火焰失稳等危险情况。由于燃烧室内的流场复杂多变，流动速度高，流场脉动强，且进口气流速度和燃料驻留时间很短，增加了火焰稳定的难度。火焰稳定控制技术是保证航空发动机燃烧组件燃烧稳定的重要手段，有效的控制技术可以提高燃烧效率，降低污染排放，从而实现更高的航空效能。

常见的火焰稳定技术包括了气动稳定技术和实体稳定技术。其中，实体稳定技术是在燃烧室内加装钝体几何元件等实体结构，利用钝体对流场形成部分堵塞，在钝体后气流形成低压回流区，强化掺混和改变火焰周围的流场分布，实现高效稳定燃烧。但在接近熄火的工况下，由于斜压力涡和热膨胀的减弱，钝体下游的回流区变得不稳定，导致火焰稳定边界窄，火焰的形态受到影响，火焰猝灭和不稳定燃烧等问题。同时，这种火焰稳定器的燃烧效率较低，火焰截面的温度分布也不均匀，严重影响了发动机的动力性和经济性。因此，钝体火焰稳定器需要在设计和改进等方面加以优化，以克服这些缺点，提高燃烧效率，保证发动机的可靠性和经济性。

发明内容

本申请旨在至少能够在一定程度上解决目前的火焰燃烧效率较低的技术问题。为此，本申请提供了一种钝体火焰稳定器以及航空发动机燃烧组件。

本申请实施例提供的一种钝体火焰稳定器，包括：V型钝体和止挡件，所述V型钝体的尾端具有空穴，所述V型钝体的前端开设有一缝隙，所述缝隙连通所述空穴；所述止挡件置于所述空穴内，所述止挡件的前端设置有弧形凹槽，所述弧形凹槽正对所述缝隙；所述止挡件与所述V型钝体间隔设置，所述止挡件与所述V型钝体之间形成分布于所述止挡件相对两侧的第一流道和第二流道，由所述缝隙进入所述空穴的喷流撞击在所述弧形凹槽后交替的从所述第一流道和第二流道流出形成高频自激振荡的射流。

作为可选的，为了更好的实现本申请，所述缝隙沿所述V型钝体的中线设置，并与所述V型钝体的中线平行。

作为可选的，为了更好的实现本申请，所述弧形凹槽为劣弧槽或半圆弧槽。

作为可选的，为了更好的实现本申请，所述弧形凹槽的槽口所在的槽壁与所述止挡件的侧壁之间设置有圆弧的过渡部。

作为可选的，为了更好的实现本申请，所述缝隙的壁面与对应的所述空穴的壁面之间设置连接壁，所述连接壁与所述缝隙的壁面之间的夹角α大于45°。

作为可选的，为了更好的实现本申请，所述缝隙为平直缝隙，所述连接壁为直角，所述连接壁与对应的所述缝隙垂直。

作为可选的，为了更好的实现本申请，所述缝隙为缩口缝隙，所述连接壁为直线，所述连接壁与对应的所述缝隙的壁面之间的夹角。

作为可选的，为了更好的实现本申请，所述V型钝体包括间隔设置的上钝体和下钝体，所述上钝体和下钝体之间限定出所述缝隙，所述上钝体的尾端连接有第一挡板，所述下钝体的尾端连接有第二挡板，所述第一挡板和第二挡板间隔设置，沿V型钝体的前端至尾端，所述第一挡板的尾端和第二挡板的尾端逐渐靠近。

本申请实施例还提供了一种航空发动机燃烧组件，该航空发动机燃烧组件包括：燃烧室以及置于燃烧室上游的扩压段、设置于所述扩压段尾端的燃料喷嘴以及置于燃烧室下游的喷管，其中，所述燃料喷嘴与所述燃烧室之间设置有上述的钝体火焰稳定器。

作为可选的，为了更好的实现本申请，所述V型钝体的迎风阻塞面积/燃烧室截面积为整体阻塞比，所述整体阻塞比为14％～20％。

本申请与现有技术相比，具有以下有益效果：

本申请提供的钝体火焰稳定器，通过在V型钝体的空穴中设置一止挡件，并使V型钝体上的缝隙与止挡件的弧形凹槽相对设置，从而使得从缝隙喷出的气流作用在弧形凹槽上，并交替的从止挡件与V型钝体之间形成的第一流道和第二流道中流出产生自激振荡。同时，从第一流道和第二流道流出的射流到达钝化火焰稳定器的尾流区域，从而有效调制钝体尾流区的流动特性，使得钝体火焰稳定器的回流区的长度增加，促进流体和燃料的掺混，增加流体和燃料在回流区内的驻留时间，从而实现对燃烧过程的控制，提高火焰燃烧效率。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例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申请的一些实施例，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示出了发动机燃烧室的结构示意图；

图2示出了钝体火焰稳定器的结构示意图；

图3示出了图2中钝体火焰稳定器内气流的流动变化图；

图4示出了止挡件的一种结构示意图；

图5示出了止挡件的另一者结构示意图；

图6示出了缝隙的一种结构示意图；

图7示出了缝隙的另一种结构示意图；

图8示出了闭口V型钝体的流线图；

图9示出了开口V型钝体的流线图；

图10示出了图2中钝体火焰稳定器的流线图；

图11示出了钝体火焰稳定器的另一种结构示意图；

图12示出了图11中钝体火焰稳定器的气流流动示意图。

附图标记：

100、钝体火焰稳定器；200、扩压段；300、燃料喷嘴；400、燃烧室；500、喷管；

110、V型钝体；111、上钝体；112、下钝体；113、缝隙；113a、第一缝壁；113b、第二缝壁；114、连接壁；116、第一挡板；117、第二挡板；

120、空穴；121、第一流道；122、第二流道；120a、第一空穴壁；120b、第二空穴壁；

130、止挡件；131、弧形凹槽；132、过渡部；133、尖部；

141、第一旋涡；142、第二旋涡。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，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。

需要说明的是，本发明实施例中所有方向性指示仅用于解释在某一特定姿态下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；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，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。另外，各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

下面结合附图并参考具体实施例描述本申请：

本申请实施提供了钝体火焰稳定器100，其在安装于航空发动机的燃烧室400之后，能够使燃料具有更加高效的燃烧效果和稳定性。

具体的，钝体火焰稳定器100的结构如图2所示，包括V型钝体110和止挡件130。

V型钝体110的形状呈V型结构，其中，由且V型钝体110的前端至且V型钝体110的后端，V型钝体110的厚度逐渐增大，V型钝体110的前端为V型结构的尖部133，V型钝体110的尾端具有由V型结构形成的空穴120，该空穴120呈等腰三角形。在V型钝体110的前端的端部开设有一缝隙113，该缝隙113与空穴120连通，以使得气流能够从该缝隙113处进入空穴120中。该缝隙113将V型钝体110分割成了上钝体111和下钝体112，上钝体111和下钝体112分别位于V型钝体110的缝隙113的两侧，空穴120位于上钝体111和下钝体112之间。

止挡件130设置于空穴120内，止挡件130与V型钝体110之间具有间隙，且止挡件130与V型钝体110之间形成第一流道121和第二流道122，第一流道121和第二流道122分布位于止挡件130的相对两侧，由V型钝体110的前端的缝隙113进入的气流会被止挡件130分流，以使气流从第一流道121和/或第二流道122流出至V型钝体110的尾部区域外。

具体的，具体的，在上钝体111上设置有第一缝壁113a，下钝体112上设置有第二缝壁113b，相间隔的第一缝壁113a和第二缝壁113b限定出上述的缝隙113。并且，在上钝体111上设置有第一空穴壁120a，在下钝体112上设置有第二空穴壁120b，第一空穴壁120a和第二空穴壁120b之间限定出上述的空穴120。第一流道121由上钝体111的第一空穴壁120a与止挡件130的一侧侧壁形成，第二流道122由下钝体112的第二空穴壁120b与止挡件130的另一侧侧壁形成。

止挡件130的前端设置有一弧形凹槽131，弧形凹槽131由止挡件130的前端向止挡件130的后端凹陷，弧形凹槽131的弧形面正对该缝隙113。从V型钝体110的缝隙113喷出的气流形成喷流，该喷流在碰撞到止挡件130的弧形凹槽131后进行分叉，一部分喷流会沿着弧形凹槽131向上偏折流动，并在这一过程中带动弧形凹槽131内的部分空气旋转形成第一旋涡141，另一部分喷流会沿着弧形凹槽131向下偏折流动，并在这一过程中带动弧形凹槽131内的另一部分空气旋转形成第二旋涡142，第一旋涡141和第二旋涡142的螺旋方向相反。同时，堆积在弧形凹槽131内的喷流会从第一流道121和/或第二流道122中流出形成射流，射流可到达钝体的尾流区中。

并且，由于流体在流动过程中具有不稳定性，流体在从缝隙113喷出形成的喷流也具有不稳定型，喷流出现向上偏折或向下偏折的比例会不断的发生变化，因此，形成的第一旋涡141的体积和密度以及第二旋涡142的体积和密度也会发生相应的变化，使得第一旋涡141和第二旋涡142也具有不稳定性。

下面结合图3，对喷流的流动变化进行详细的阐述。

如图3中a处所示，缝隙113喷处的喷流在弧形凹槽131内形成方向相反的第一旋涡141和第二旋涡142。

如图3中b处所示，由于喷流具有不稳定性，使得形成的第一旋涡141和第二旋涡142的大小会发生变化，当第二旋涡142在弧形凹槽131的空腔内占据的体积大于第一旋涡141在弧形凹槽131的空腔内占据的体积时，会使得大量的喷流向上偏折。

如图3中c处所示，在喷流向上偏折之后，会使得喷流下方的空间进一步增大，从而使得第二旋涡142的体积以及强度持续增加，并使第二旋涡142所占据的空间逐渐移动至靠近中央的位置，在这一过程中，喷流向上偏折的角度持续增大，进一步的压缩第一旋涡141所占用的弧形凹槽131的空腔大小，使第一旋涡141所占用的弧形凹槽131的空腔面积持续减小，并且还会推动第一旋涡141逐渐向第一流道121的入口处移动。在第一旋涡141移动至第一流道121的入口处时，第一旋涡141会将第一流道121封堵，使得只有少部分喷流能够从第一流道121流出，而大部分喷流无法无法从第一流道121流出，会使得喷流堆积在第一流道121的入口附近，使得弧形凹槽131的上半部分的气压增大，从而使从缝隙113处新喷出的喷流则会被诱导至往下偏折，进而使喷流上方的空间增大，被挤压至第一流道121的入口处的第一旋涡141也获得了释放，使得第一旋涡141的体积和强度逐渐增大，从而将喷流向中央位置推移，使喷流逐渐向中央位置偏折，进而使得喷流回到如图3中d处所示的中间位置。

如图3中e处所示，在第一旋涡141持续增大时，会将喷流向下推动，使喷流向下偏折。

如图3中f处所示，在喷流向下偏折之后，会使得喷流上方的空间进一步增大，从而使得第一旋涡141的体积以及强度持续增加，并使第一旋涡141所占据的空间逐渐移动至靠近中央的位置，在这一过程中，喷流向下偏折的角度持续增大，进一步的压缩第二旋涡142所占用的弧形凹槽131的空腔大小，使第二旋涡142所占用的弧形凹槽131的空腔面积持续减小，并且还会推动第二旋涡142逐渐向第二流道122的入口处移动。在第二旋涡142移动至第二流道122的入口处时，第二旋涡142会将第二流道122封堵，使得只有少部分喷流能够从第二流道122流出，而大部分喷流无法无法从第二流道122流出，这样，会使得喷流堆积在第二流道122的入口附近，使得弧形凹槽131的下半部分的气压增大，从而使从缝隙113处新喷出的喷流则会被诱导至往上偏折，进而使喷流下方的空间增大，被挤压至第二流道122的入口处的第二旋涡142也获得了释放，使得第二旋涡142的体积和强度逐渐增大，从而将喷流向中央位置推移，使喷流逐渐向中央位置偏折，直至第二旋涡142在弧形凹槽131的空腔内占据的体积大于第一旋涡141在弧形凹槽131的空腔内占据的体积时，并使得喷流向上偏折。

在喷流向上偏折之后，喷流又会重复的进行图3中a-f中的流动变化，从而使得第一旋涡141和第二旋涡142不断变化，从而使得喷流通过V型钝体110和止挡件130的配合产生高频自激振荡。由于从缝隙113处喷出的也喷流交替的往上偏折和往下偏折，使得喷流在从第一流道121流出以及从第二流道122流出中周而复始的发生切换，从第一流道121和第二流道122流出的喷流形成具有高频自激振荡的射流，从而使得到达钝体后方的尾流区的射流形成周期性的自激振荡。由于自激振荡高频射流的注入尾流区，能够有效调制钝体尾流区的流动特性，使得钝体火焰稳定器100回流区的长度增加，促进流体和燃料的掺混，增加流体和燃料在回流区内的驻留时间，从而实现对燃烧过程的控制，实现更加高效的燃烧效果和稳定性，从而使发动机具有更好的经济性和可靠性。

优选的，缝隙113的宽度尺寸d为3mm，当宽度小于该尺寸时，流体不易进入该缝隙113形成喷流，当缝隙113的宽度大于该尺寸时，自激振荡现象不易形成或产生的振荡不易持续。

进一步的，缝隙113沿V型钝体110的中线设置，以使得上钝体111和下钝体112对称设置。且缝隙113为直线缝隙113，以减少对进入缝隙113中的气流的阻力，使得从缝隙113喷出的喷流具有更高的速度。

优选的，止挡件130也沿V型钝体110的中线设置，以使得止挡件130上的弧形凹槽131以V型钝体110的中线对称设置，进而使得喷流进入弧形凹槽131之后，能够更稳定的产生自激振荡。

进一步的，弧形凹槽131为劣弧槽或半圆弧槽，以降低弧形凹槽131的两侧对第一旋涡141以及第二旋涡142的限位，使得第二旋涡142挤压第一旋涡141时，第一旋涡141能够稳定的移动至第一流道121处，同样的，在第一旋涡141挤压第二旋涡142时，第二旋涡142能够稳定的移动至第一流道121处，进而稳定的产生高频自激振荡射流。

进一步的，如图4所示，弧形凹槽131与所述止挡件130的侧壁的连接处设置有圆弧形的过渡部132。以降低喷流由圆弧凹槽进入第一流道121过程中的流动损失,和/或，降低喷流由圆弧凹槽进入第二流道122过程中的流动损失。

优选的，该圆弧过渡部132的半径r可根据弧形凹槽131的半径R进行调节，本实施例中，r/R的比值为5％～12％。当比值大于这一范围值时，弧形凹槽131与止挡件130的侧壁之间形成的端部太过尖锐，会对喷流的流动绕流产生阻碍。当比值小于这一范围值时，弧形凹槽131与止挡件130的侧壁之间形成的端部太过于平缓，无法形成自激振荡。

当然，在一些可选实施方式中，也可以不设置该过渡部132，使得弧形凹槽131的两端形成如图5所示的尖部133，这样，虽然能够产生自激振荡，但是尖部133会对喷流产生一定的阻力，影响喷流的流动性，从而使得产生的自激振荡可能会存在不稳定的情况。

若缝隙113的壁面与空穴120的壁面直接连接，即第一缝壁113a直接与第一空穴壁120a连接，第二缝壁113b直接与第二空穴壁120b连接。那么，气流在从缝隙113中喷出时，会因为附壁效应而使得气流顺着空穴120的壁面流动，从而无法产生第一旋涡141和第二旋涡142，进而导致喷流无法在弧形凹槽131内产生自激振荡。因此，本实施例在缝隙113的壁面与对应的空穴120的壁面之间设置连接壁114，连接壁114与对应的缝隙113的壁面之间的夹角大于45°，以使得连接壁114与缝隙113的壁面之间具有足够大的倾角，从而避免流经缝隙113的气流产生附壁现象附着在连接壁114上，使得射流能够喷入弧形凹槽131中。

图6示出了缝隙113以及连接壁114的一种结构示意图，在这一设置结构中，缝隙113为直缝隙113，形成缝隙113的第一缝壁113a和第二缝壁113b平行，在此基础上，连接壁114呈直角形。设置在第一缝壁113a和第一空穴壁120a之间的连接壁114的直角边与对应的第一缝壁113a垂直，设置在第二缝壁113b和第二空穴壁120b之间的连接壁114的直角边与对应的第二缝壁113b垂直。直角形的连接壁114自带一个直角凹槽，该直角凹槽能够有效避免附壁现象。

当然，在一些可选实施方式中，缝隙113也可以为非直缝隙113，即形成第一缝隙113的第一缝壁113a和第二缝壁113b不平行，如图7所示，缝隙113为缩口状结构，由V型钝体110的前端至尾端，第一缝壁113a和第二缝壁113b的间距逐渐缩小，这样设置，能够使得流经缝隙113的流体能够加速。同时，连接壁114呈直线，设置在第一缝壁113a和第一空穴壁120a之间的连接壁114与对应的第一缝壁113a之间的偏折角α大于45°，设置在第二缝壁113b和第二空穴壁120b之间的连接壁114与对应的第二缝壁113b之间的偏折角也为α，该大于45°的偏折角α能够在一定程度上避免附壁效应。

进一步的，本实施例中的止挡件130的尾端为平面，且止挡件130的尾端与V型钝体110的中心线垂直，以避免止挡件130的尾端对射流起到干涉作用。

优选的，上钝体111的尾端、下钝体112的尾端以及止挡件130的尾端位于同一平面上。

图8至图10示出了不同结构的钝体火焰稳定器100的时均速度流线图。其中，图8示出的钝体火焰稳定器100的结构仅包括V型钝体110，且该V型钝体110为闭口结构，未设置缝隙113。图9示出的钝体火焰稳定器100的结构仅包括V型钝体110，且该V型钝体110为开口结构，设置有缝隙113。图10示出了上述实施例中提供的钝体火焰稳定器100，该钝体火焰稳定器100的结构包括了V型钝体110和止挡件130。

通过比较图8、图9和图10可知，与图8中闭口钝体火焰稳定器100和图9中前端开口的V型钝体火焰稳定器100相比，图9中本实施中经过优化设计的钝体火焰稳定器100，由于尾流区自激振荡高频射流的注入，使得尾流区的动量与质量掺混作用增强，尾流区平均速度流线的回流区长度沿轴向被拉长。与图8中闭口钝体火焰稳定器100相比，回流区长度增加0.5X/W，回流泡长度增加0.25X/W。与图9中前端开口钝体火焰稳定器100相比，回流区的回流泡对称于中心轴线，横向最大宽度增加0.2Y/W。对于图9中前端开口的钝体火焰稳定器100，由于流体经狭缝产生向上偏折的喷流，不会对称于中心轴线。

相比传统的钝体火焰控制技术，本实施例所提供的具有止挡件130的钝体火焰稳定器100，可以增加V型钝体110尾流区的长度，增加高温燃气和燃料在回流区内的驻留时间，增加主流和燃料在回流区内的驻留时间，提高燃料掺混和燃烧效率。

基于上述的钝体火焰稳定器100，本申请实施例还提供了另一种钝体火焰稳定器100。该钝体火焰稳定器100的结构如图11所示，包括了V型钝体110和止挡件130，与上述的钝体火焰稳定器100的区别在于，构成V型钝体110的上钝体111的尾端设置有第一挡板116，构成V型钝体110的下钝体112的尾端设置有第二挡板117，整个止挡件130置于由上钝体111、第一挡板116、第二挡板117以及下钝体112共同限定出的空腔中。第一挡板116和第二挡板117相互间隔，沿V型钝体110的前端至尾端，第一挡板116的尾端和第二挡板117的尾端逐渐靠近，以使第一挡板116和第二挡板117之间形成缩口结构。从第一流道121喷出的射流会受到第一挡板116的引导和聚集，第二流道122喷出的射流会受到第二挡板117的引导和聚集，从而使得两股射流在钝体的尾部区域内更加充分的混合，充分混合之后形成的混合物再从第一挡板116和第二挡板117之间的间隙出喷出。

需要提出的是，通过调节钝体第一挡板116和第二挡板117的尺寸和偏折角，可以改变横向和纵向的涡旋运动，从而促进流体的扩散和对流，增加流体之间的接触面积，强化不同流体进行有效混合。这里的第一挡板116的尺寸指的是第一挡板116的长度L和厚度D，第二挡板117的尺寸指的是第二挡板117的长度和厚度。第一挡板116的偏折角指的是第一挡板116与主流的流动方向的夹角θ，第二挡板117的偏折角指的是第二挡板117相对于钝体的尾端所在的平面的夹角γ。

进一步的，在本实施例中，在上钝体111和下钝体112相对称的情况下，第一挡板116和第二挡板117也相对称设置，以达到更好的混合效果。此时，夹角θ等于夹角γ。

基于上述的钝体火焰稳定器100，本申请实施例还提供了一种航空发动机燃烧组件，该航空发动机燃烧组件的结构如图1所示，包括设置在燃烧室400上游的扩压段200、燃料喷嘴300以及设置于燃烧室400下游的喷管500，其中，燃料喷嘴300设置在扩压段200的尾端，燃料喷嘴300与燃烧室400之间设置有上述的钝体火焰稳定器100。高压气体经扩压段200扩压与燃料喷嘴300喷出的燃料混合形成混合物，混合物经钝体火焰稳定器100后充分掺杂混合，并进入燃烧室400中燃烧，燃烧产生的火焰从喷管500中喷出。由于该钝体火焰稳定器100能够使混合物产生自激振荡使得气流与燃料的掺混提高，因此，能使得该航空发动机燃烧组件的燃烧更加充分，实现更加高效的燃烧效果和稳定性，从而使发动机具有更好的经济性和可靠性。

进一步的，在上述的燃烧组件中，扩压段200、燃料喷嘴300、钝体燃烧稳定器、燃烧室400以及喷管500均位于发动机的主流道内。并且，钝体燃烧稳定器的数量可以为一个或多个。当钝体燃烧稳定器的数量为多个时，多个钝体燃烧稳定器沿主流道的径向方向间隔设置。

V型钝体110的迎风阻塞面积/燃烧室400截面积为整体阻塞比，整体阻塞比为14％～20％。在该范围的整体阻塞比中，既能够保证V型钝体110的空穴120能够容纳止挡件130，同时，还能够避免阻塞比过大所导致的流动损失和流场不稳定。

需要提出的是，V型钝体110的迎风阻塞面积指的是V型钝体110在主流道中燃烧室400的径向上的投影面积。当钝体燃烧稳定器的数量为一个时，则V型钝体110的迎风阻塞面积则为一个V型钝体110在主流道中燃烧室400的径向上的投影面积；当钝体燃烧稳定器的数量为多个时，则V型钝体110的迎风阻塞面积则为多个V型钝体110在主流道中燃烧室400的径向上的投影面积之和。燃烧室400的截面积指的是燃烧室400在主流道对应位置的径向方向上的面积。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例进行接合和组合。

Claims (10)

1.一种钝体火焰稳定器，其特征在于，包括：

V型钝体(110)，所述V型钝体(110)的尾端具有空穴(120)，所述V型钝体(110)的前端开设有一缝隙(113)，所述缝隙(113)连通所述空穴(120)；

止挡件(130)，所述止挡件(130)置于所述空穴(120)内，所述止挡件(130)的前端设置有弧形凹槽(131)，所述弧形凹槽(131)正对所述缝隙(113)，

所述止挡件(130)与所述V型钝体(110)间隔设置，所述止挡件(130)与所述V型钝体(110)之间形成分布于所述止挡件(130)相对两侧的第一流道(121)和第二流道(122)，由所述缝隙(113)进入所述空穴(120)的喷流撞击在所述弧形凹槽(131)后交替的从所述第一流道(121)和第二流道(122)流出形成高频自激振荡的射流。

2.根据权利要求1所述的一种钝体火焰稳定器，其特征在于，所述缝隙(113)沿所述V型钝体(110)的中线设置，并与所述V型钝体(110)的中线平行。

3.根据权利要求1所述的一种钝体火焰稳定器，其特征在于，所述弧形凹槽(131)为劣弧槽或半圆弧槽。

4.根据权利要求1所述的一种钝体火焰稳定器，其特征在于，所述弧形凹槽(131)的槽口所在的槽壁与所述止挡件(130)的侧壁之间设置有圆弧的过渡部(132)。

5.根据权利要求1所述的一种钝体火焰稳定器，其特征在于，所述缝隙(113)的壁面与对应的所述空穴(120)的壁面之间设置连接壁(114)，所述连接壁(114)与所述缝隙(113)的壁面之间的夹角α大于45°。

6.根据权利要求5所述的一种钝体火焰稳定器，其特征在于，所述缝隙(113)为平直缝隙(113)，所述连接壁(114)为直角，所述连接壁(114)与对应的所述缝隙(113)垂直。

7.根据权利要求5所述的一种钝体火焰稳定器，其特征在于，所述缝隙(113)为缩口缝隙(113)，所述连接壁(114)为直线，所述连接壁(114)与对应的所述缝隙(113)的壁面之间的夹角。

8.根据权利要求1所述的一种钝体火焰稳定器，其特征在于，所述V型钝体(110)包括间隔设置的上钝体(111)和下钝体(112)，所述上钝体(111)和下钝体(112)之间限定出所述缝隙(113)，所述上钝体(111)的尾端连接有第一挡板(116)，所述下钝体(112)的尾端连接有第二挡板(117)，所述第一挡板(116)和第二挡板(117)间隔设置，沿V型钝体(110)的前端至尾端，所述第一挡板(116)的尾端和第二挡板(117)的尾端逐渐靠近。

9.一种航空发动机燃烧组件，其特征在于，包括：燃烧室(400)以及置于燃烧室(400)上游的扩压段(200)、设置于所述扩压段(200)尾端的燃料喷嘴(300)以及置于燃烧室(400)下游的喷管(500)，其中，所述燃料喷嘴(300)与所述燃烧室(400)之间设置有权利要求1-8任一项所述的钝体火焰稳定器(100)。

10.根据权利要求9所述的一种航空发动机燃烧组件，其特征在于，所述V型钝体(110)的迎风阻塞面积/燃烧室(400)截面积为整体阻塞比，所述整体阻塞比为14％～20％。