[發明專利]用于飛行器發動機燃燒室的火焰穩定裝置

有效

• 申請號: 201611208245.9
• 申請日: 2016-12-23
• 公開（公告）號: CN106642201B
• 公開（公告）日: 2019-07-09
• 發明（設計）人: 賈真;王慧汝;張穩
• 申請（專利權）人: 中航空天發動機研究院有限公司
• 主分類號: F23R3/20
• 分類號: F23R3/20
• 代理公司: 北京鼎承知識產權代理有限公司 11551
• 代理人: 管瑩;李偉波

本發明提供一種用于飛行器發動機燃燒室的火焰穩定裝置，包括支板、高壓氣進口、值班油路噴油桿、值班油路油氣混合物噴口、值班油路油氣摻混腔、充填供油噴油桿、充填供油油氣混合物噴口、充填供油油氣摻混腔，支板的上表面具有凹腔，支板的下表面不具有凹腔，值班油路噴油桿位于值班油路油氣摻混腔中，值班油路油氣混合物噴口由支板的上表面豎直向下貫穿至值班油路油氣摻混腔。本發明的火焰穩定裝置采用了具有后向臺階的凹腔，結合了凹腔氣動性能好、后向臺階回流區范圍大及質量交換率高的優點。

技術領域

本發明涉及飛行器發動機燃燒室的火焰穩定裝置。具體地，本發明尤其涉及一種具有后向臺階結構的火焰穩定裝置。

背景技術

高超聲速飛行器是目前世界各軍事強國大力發展的制高點，動力裝置是飛行器性能的決定因素。以渦輪基組合沖壓發動機是最具潛力應用于水平起降的高超聲速飛行器的動力裝置。高性能亞燃沖壓燃燒室是組合發動機的關鍵部件，其中液體燃料在高馬赫數氣流中的可靠點火及穩定燃燒是目前難點。針對未來TBCC發動機中高性能沖壓燃燒室研制，本發明提出高點火可靠性、寬的火焰穩定邊界的新型火焰穩定器。國內外學者針對火焰穩定器的結構設計提出了以下幾種方式：

專利文獻CN102200292A提出了一種用于燃氣渦輪發動機的加力燃燒室的火焰穩定器裝置。該裝置在渦輪后框架支板上開有凹腔，尾緣突擴翼型，氣流流經支板凹腔及尾緣突擴處形成低速回流區，實現穩定火焰的目的。

專利文獻CN104373964A提出了一種噴油系統和凹腔支板火焰穩定器一體化設計方案，噴油桿內置于凹腔支板內部空腔中，一方面減少零件數，減輕重量，降低流動損失，另一方面利用流過凹腔支板內的冷卻氣流對噴油進行氣動霧化，提高加力燃燒室整體性能。

專利文獻CN104776448A提出了一種多功能模態可調穩焰支板方案。其在非加力狀態具有小流阻，在加力狀態，產生大尺度漩渦，能夠有效穩焰聯焰，同時在整流狀態下能夠改善流場均勻性。

專利文獻CN104819484A提出了一種徑向點火的蒸發式火焰穩定器。基于傳統蒸發式火焰穩定器的結構，增加了適當長度的流向裙板。在不增加流動阻力的前提下，能夠實現高速氣流中的低溫可靠點火并穩定燃燒。

V型槽等鈍體火焰穩定器在目前加力燃燒室中廣泛采用。在低飛行馬赫數工況，進入加力燃燒室的氣流馬赫數較低，氣流在鈍體尾緣形成低速回流區，能起到較好的點火和穩定火焰的效果。但是當飛行馬赫數不斷增大(M>3)，進入燃燒室的氣流馬赫數隨之提高，燃油噴射入高速氣流中，霧化、蒸發和摻混時間短，摻混效率低不利于燃燒，同時V型槽和傳統支板的尾緣處所形成的回流區范圍小，火焰容易被高速氣流吹熄，難以穩定。

發明內容

因此，為了克服上述問題，針對例如加力燃燒室，尤其是亞燃沖壓燃燒室在低壓、高馬赫數工況下，點火環境惡劣及火焰難以穩定燃燒的問題，本發明提供一種新的用于飛行器發動機燃燒室的火焰穩定裝置，以傳統支板火焰穩定器為基體，在支板單側設計了具有后向臺階結構的凹腔。

本發明的用于飛行器發動機燃燒室的火焰穩定裝置，包括支板、高壓氣進口、值班油路噴油桿、值班油路油氣混合物噴口、值班油路油氣摻混腔、充填供油噴油桿、充填供油油氣混合物噴口、充填供油油氣摻混腔，所述支板1的上表面具有凹腔，所述支板1的下表面不具有凹腔，所述值班油路噴油桿位于所述值班油路油氣摻混腔中，所述值班油路油氣混合物噴口由所述支板的上表面豎直向下貫穿至所述值班油路油氣摻混腔。

根據本發明的優選實施方式，所述充填供油噴油桿在所述充填供油油氣摻混腔內上下排列，每個所述充填供油噴油桿均具有噴油孔，所述充填供油噴油桿的噴油孔正對所述充填供油油氣摻混腔上的所述充填供油油氣混合物噴口，所述充填供油油氣混合物噴口與所述充填供油噴油桿的噴油孔一一對應。所述值班油路噴油桿的噴油孔的噴油方向垂直于所述值班油路油氣混合物噴口的噴油方向。