[發明專利]一種雙油路噴射的一體化加力燃燒室

在審

• 申請號: 201710128166.5
• 申請日: 2017-03-06
• 公開（公告）號: CN106949496A
• 公開（公告）日: 2017-07-14
• 發明（設計）人: 張群;黎超超;寇睿;宋亞恒;李承鈺;李逸飛
• 申請（專利權）人: 西北工業大學
• 主分類號: F23R3/28
• 分類號: F23R3/28
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

技術領域

本發明屬于燃氣渦輪發動機領域，具體涉及一種新型燃油噴射方式的一體化加力燃燒室。

背景技術

軍用戰斗機的的動力裝置常通過加力燃燒室增加推力。目前世界各國空軍現役主力戰機動力裝置均采用加力式渦輪風扇發動機。加力燃燒室位于燃氣渦輪和噴管之間，是航空發動機的重要部件通過向從渦輪流出的高溫高速氣體噴射額外的燃油，它可以在短時間內極大地提高燃氣溫度并增加發動機推力。一般而言，進入加力燃燒室的氣流首先經過擴壓器，目的是降低流動速度。但是即使經過擴壓，氣體流速對于燃燒而言依然太高，為了解決流速過高的問題，鈍體火焰穩定器，尤其是V形火焰穩定器被廣泛地應用于傳統的加力燃燒室。V形火焰穩定器大致可以分為兩類：徑向火焰穩定器和周向火焰穩定器。

傳統的加力燃燒室噴油裝置和火焰穩定器直接被安置在加力燃燒室主氣體流路中，不可避免地對堵塞主氣流產生堵塞，造成明顯的總壓損失，尤其是不開加力時的“冷態”下流阻損失較大，導致其耗油率較高，不能長期使用。將加力燃燒室火焰穩定器與渦輪后整流支板和帶氣膜冷卻的加力內錐進行一體化設計，可取消傳統加力燃燒室火焰穩定器，大大減小非加力“冷態”下的流阻損失，縮短加力燃燒室長度，減少附加質量，提高發動機的推重比。另外，引外涵空氣冷卻整流支板和加力內錐，可降低其壁溫，從而降低加力燃燒室的紅外輻射強度。

燃燒不穩定性，也稱作振蕩燃燒，是燃氣輪機燃燒室、航空發動機主燃燒室及加力燃燒室、液體固體火箭發動機和工業鍋爐等各種燃燒裝置所經常遇到的現象。這種現象會導致燃燒裝置乃至整個系統劇烈振動，發出巨大的噪聲，熱負荷增高，加劇污染物的產生，影響燃燒室和系統的正常工作，嚴重時還會造成系統部件損傷和破壞。

對于加力燃燒室，燃油燃燒效率和燃燒穩定性的提高至關重要，其中燃油油路設計以及噴射方式不同，能夠很大程度的影響加力燃燒室內燃油的霧化蒸發效果，從而進一步影響燃燒室內的燃燒效率和燃燒穩定性。目前大部分一體化加力燃燒室燃油噴射方式簡單，霧化效果較差，對于提高加力燃燒室性能方面，需要對燃油噴射方式進行進一步的深入研究。

發明內容

本發明所要解決的技術問題是提出一種雙油路噴射的一體化加力燃燒室。本技術采用雙油路噴射方式，在整流支板火焰穩定器尾部中心位置和加力內錐中心位置噴射燃油，兩種油路的共同作用，很大程度上增強燃油與空氣的混合程度，并且燃油流經加力內錐油腔和整流支板火焰穩定器，外界高溫混氣對其有加熱作用，燃油溫度不斷升高，燃油霧化效果增強，進而提高加力燃燒室的燃燒效率和燃燒穩定性。同時，燃油能有效降低加力內錐溫度，提高發動機紅外隱身性能。

技術方案

本發明的目的在于提供一種雙油路噴射的一體化加力燃燒室。

本發明技術方案如下：

一種雙油路噴射一體化加力燃燒室，包括加力內錐油腔分布形式、整流支板火焰穩定器、整流支板火焰穩定器燃油通道方式、整流支板火焰穩定器尾部中心位置燃油噴射孔分布設置以及加力內錐中心位置燃油噴射孔分布設置。

所述加力內錐油腔分布形式，其特征在于：加力內錐中心為空心狀，內壁面厚度與外壁面厚度為1.5mm-6mm，內壁面與外壁面之間距離為10mm-30mm，加力內錐前端進油孔，直徑為2mm-10mm，進油孔數量為2-6個。

所述整流支板火焰穩定器，其特征在于：整流支板火焰穩定器厚度為20mm-40mm，寬度為100mm-350mm，高度為200mm-400mm。

所述整流支板火焰穩定器燃油通道方式，其特征在于：整流支板火焰穩定器與加力內錐相連，支板中心為燃油通道，通道寬度為5mm-20mm，長度為20mm-100mm，高度為100mm-300mm。

所述整流支板火焰穩定器尾部位置燃油噴射孔分布設置，其特征在于：整流支板火焰穩定器尾部位置燃油噴射孔設置，燃油噴射孔直徑為0.5mm-1.5mm，射流孔沿整流支板豎直方向線性分布，射流孔數量為5-10個。

所述加力內錐中心位置燃油噴射孔分布設置，其特征在于：加力內錐中心位置設置燃油噴射孔，燃油噴射孔直徑為0.5mm-2mm，分布情況為繞著加力內錐中心軸環形分布，分布排數為3-6排，每環數量為4-8個。

本發明具有以下有益效果：