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CN109210573B - 一种新型变截面航空发动机燃烧室 - Google Patents

一种新型变截面航空发动机燃烧室 Download PDF

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CN109210573B CN201810909112.7A CN201810909112A CN109210573B CN 109210573 B CN109210573 B CN 109210573B CN 201810909112 A CN201810909112 A CN 201810909112A CN 109210573 B CN109210573 B CN 109210573B
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    • 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
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Abstract

本发明公开了一种新型变截面航空发动机燃烧室，包括在燃烧室内设置的前钝体、凹腔和后钝体，所述前钝体和后钝体在燃烧室所处的位置分别为前燃烧室和后燃烧室；所述凹腔由前钝体和后钝体之间形成，气体通道上设置折角，所述后钝体平行于燃烧室通道的侧面上设置带有旋流器的射流孔，能够优化现有燃烧室存在的问题，并实现高效燃烧、低排放和低总压损失。

Description

一种新型变截面航空发动机燃烧室
技术领域
本发明属于航空发动机燃烧室领域，尤其涉及一种新型变截面航空发动机燃烧室。
背景技术
近些年来，民用航空业得到了快速发展，航空发动机的研发朝着大推力、低排放的方向努力。目前，低排放燃烧室的研究主要集中在驻涡燃烧室(TVC)，TVC具有燃烧效率较高、污染物排放较低、燃烧室内的温升较低和总压损失比较小的优点。但是如果要实现以上优点，就要满足TVC工作时的理想状况，比如使油气快速均匀混合、在凹腔内形成理想的双涡结构等。
为了实现理想的双涡结构，有学者提出采用在凹腔前壁面上部喷射油气混合物，后壁面中部喷射空气，但是空气和油气的喷射速度难以控制在一个较好水平。另外有学者提出使用导流片和后钝体的TVC，利用导流片将主流的一部分油气导入凹腔，以形成较为理想的双涡结构，再利用后钝体的扰流作用，使得油气混合更加均匀，但是凹腔为一个比较复杂的部件，它的尺寸对燃烧性能有很大影响，特别是对于前后壁喷油气和空气的TVC，实现起来更困难。此外，也有不使用凹腔的燃烧室，虽然带导流片和后钝体，但是那样依然会使得油气在流动过程中混合程度低，导致燃烧效率低，同时容易造成燃烧区域温度分布不均匀，不利于降低排放。
发明内容
本发明根据现有技术的不足与缺陷，提出了一种新型变截面航空发动机燃烧室，目的在于避免使用结构复杂的凹腔，使已有燃烧室存在的问题得到优化，并实现高效燃烧、低排放和低总压损失。
一种新型变截面航空发动机燃烧室，包括在燃烧室内设置的前钝体、凹腔和后钝体，所述前钝体和后钝体在燃烧室所处的位置分别为前燃烧室和后燃烧室；所述凹腔由前钝体和后钝体之间形成，气体通道上设置折角，所述后钝体平行于燃烧室通道的侧面上设置带有旋流器的射流孔；
进一步，所述后钝体上设有2排射流孔，每排设置4个，每个射流孔的孔直径为4mm；
进一步，所述旋流器为叶片式轴向旋流器；
进一步，所述折角对称设置在气体通道上，用于连接前燃烧室和后燃烧室，使得后燃烧室通道的宽度比前燃烧室窄，且折角3的角度为30°；
进一步，所述折角设置在距离入口处的长度为整个燃烧室长度的0.4倍处，所述折角的高度为燃烧室进气口通道宽度的0.5倍，所述燃烧室进气口通道宽度为前燃烧室的上表面与前钝体的上表面之间的宽度；
进一步，折角底端与后燃烧室通道连接的位置与后钝体的前端面在同一个垂直面上。
进一步，所述前钝体圆弧形前壁面的预热装置对气流进行预热；预热装置设置于前钝体内部，预热方式为在前钝体圆弧面内部、紧贴着前壁面使用发热元件，例如铁铝合金、镍铬合金等金属材料和碳化硅、二硅化钼等非金属材料，在发热元件上通电流而使元件发热，从而使前钝体前壁面被加热，达到预热主流的效果。
本发明的有益效果：
本发明所述的一种新型变截面航空发动机燃烧室，采用折角和带旋流器的射流孔，使得来流更好地湍流化，并使用预热装置使来流温度升高，从而提高燃料利用率，改善燃烧室出口温度分布，使得NO的生成保持在一个较低的水平，同时可以显著提高燃烧室出口流速，从而提高燃气轮机的性能。
附图说明
图1是本发明一种新型变截面航空发动机燃烧室立体图；
图2是本发明燃烧室俯视图；
图3是本发明旋流器叶片示意图；
图4是本发明旋流器结构示意图。
图中，1、为燃烧室入口，2、预热面，3、前钝体，4、折角，5、后钝体，6、燃烧室出口，7、燃烧室通道，8、射流孔，9、凹腔。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用于解释本发明，并不用于限定本发明。
如图1、2所示，本发明实施例一种新型变截面航空发动机燃烧室，包括在燃烧室通道内设置的前钝体3、凹腔9和后钝体5，前钝体前壁面的预热装置，预热装置设置于前钝体内部，预热方式为在前钝体圆弧面内部、紧贴着前壁面使用发热元件，例如铁铝合金、镍铬合金等金属材料和碳化硅、二硅化钼等非金属材料，在发热元件上通电流而使元件发热，从而使前钝体前壁面被加热，能够实现对进入燃烧室的气流进行预热；在燃烧室通道内平行设置前钝体3和后钝体5，前钝体3和后钝体5在燃烧室所处的位置分别为前燃烧室和后燃烧室，前钝体3和后钝体5之间形成凹腔9，折角3对称设置在气体通道上，折角3连接前燃烧室和后燃烧室，使得后燃烧室通道的宽度比前燃烧室窄，且折角4的角度为30°，此时燃烧室内的燃烧情况最佳，燃烧温度虽然较高，但是温度分布更均匀，这样可以使得NO的生成保持在一个较低的水平；折角4设置在距离入口处的长度为整个燃烧室长度的0.4倍处，使得主流更好地湍流化，在燃烧室后段更充分地燃烧，从而提高燃烧效率；所述折角4的高度为燃烧室进气口总高度的0.5倍，高度太高会影响气流流动，造成总压损失过大，高度太低会造成扰流作用不明显；折角3底端的位置和后钝体5的前端面在一个垂直面上，使得折角导流作用后的气体靠近后钝体5上下两侧的位置，这样能保证折角4和射流能够同时起到最优的扰流作用，使扰动作用更明显。
如图1，后钝体5平行于燃烧室通道的侧面上设置带有旋流器的射流孔8；后钝体5上的射流孔8设有2排，每排设置4个，每个射流孔的孔直径为4mm；如图3、4所示旋流器为叶片式轴向旋流器；安装在射流孔8中。
下面结合本发明的工作过程作进一步解释：
主流空气从燃烧室入口1处流进燃烧室，在被前钝体3的圆弧壁面处的预热面2预热之后，气流从前钝体3两侧的燃烧室进气口通道流入燃烧室主燃区。在进入主燃区之前，气流流动过程中会遇一个30°角的折角4，气流在遇到折角4之后，流动方向会发生改变，流动也就会受到扰动，紊乱程度会变高，受到扰动的气流在往燃烧室中部运动的过程中会遇到后钝体5上下两侧壁面的射流，进一步增强气流的湍流化程度，使燃料燃烧的更充分，燃烧效率提高。由于燃烧室壁面变窄，气流流速加快，燃烧室出口流速相应提高，可以提高燃气轮机性能。
后钝体5的高度和厚度会引起不同尺寸的涡，从而对燃烧室内的气流状态、燃烧过程会有重要影响，因此后钝体5的尺寸选择十分重要，应在实际过程中根据整个燃烧室的尺寸、燃烧和排放的要求来加以确定。
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示意性实施例”、“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一定指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。
以上实施例仅用于说明本发明的设计思想和特点，其目的在于使本领域内的技术人员能够了解本发明的内容并据以实施，本发明的保护范围不限于上述实施例。所以，凡依据本发明所揭示的原理、设计思路所作的等同变化或修饰，均在本发明的保护范围之内。

Claims (3)

1.一种新型变截面航空发动机燃烧室,其特征在于，包括在燃烧室内设置的前钝体(3)、凹腔(9)和后钝体(5)，所述前钝体(3)和后钝体(5)在燃烧室所处的位置分别为前燃烧室和后燃烧室；所述凹腔(9)由前钝体(3)和后钝体(5)之间形成，气体通道上设置折角(4)，所述后钝体(5)平行于燃烧室通道的侧面上设置带有旋流器的射流孔(8)；所述折角(4)对称设置在气体通道上，用于连接前燃烧室和后燃烧室，使得后燃烧室通道的宽度比前燃烧室窄，且折角(4)的角度为30°；所述折角(4)设置在距离入口处的长度为整个燃烧室长度的0.4倍处，所述折角(4)的高度为燃烧室进气口通道宽度的0.5倍，所述燃烧室进气口通道宽度为前燃烧室的上表面与前钝体的上表面之间的宽度；折角(4)底端与后燃烧室通道连接的位置与后钝体的前端面在同一个垂直面上；所述旋流器为叶片式轴向旋流器。
2.根据权利要求1所述的一种新型变截面航空发动机燃烧室，其特征在于，所述后钝体(5)上设有2排射流孔，每排设置4个，每个射流孔的孔直径为4mm。
3.根据权利要求1所述的一种新型变截面航空发动机燃烧室，其特征在于，所述前钝体(3)的圆弧形前壁面的预热装置对气流进行预热。
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