[发明专利]提高航空发动机燃烧室性能的方法及其实施用火焰筒头部

说明书

技术领域

本发明涉及航空发动机燃烧室性能改进技术，特别是涉及航空发动机燃烧室火焰筒头部技术。

背景技术

现役使用的很多航空发动机燃烧室所采用的火焰筒仍是传统结构的火焰筒，火焰筒的火焰很长，燃烧室的燃烧效率低，发动机耗油率高，燃烧室及涡轮部件的寿命短，进而导致发动机一次翻修寿命短，维修工作量大，费用高。而对现役航空发动机燃烧室进行改进，则存在很多困难。这些困难是：

：

(1)对发动机燃烧室进行改进，按照正常程序，为保证燃烧室各部分的协调性，燃烧室各部件都必须重新设计调试。这样设计和调试的优点是可以全面应用新技术，但整个设计调试周期很长，往往调试还没有定型，该产品已经停产了，无法产生经济效益。

(2)由于发动机为批量生产，燃烧室是发动机的一部分，改进设计燃烧室，通常会引起机匣等相关结构尺寸的改变，引起大量工装报废，这些部位的结构及尺寸的改变，在定型投产前都要进行强度及可靠性方面的验证，这项工作的时间很长，费用很高，也影响了定型投产。因此，由于采用新技术重新设计燃烧室受发动机结构的限制，要想设计出性能先进的燃烧室是难以实现的。

针对现有技术的航空发动机燃烧室性能改进存在的难题，如果人们能找到通过只改进燃烧室某个部件的结构，就能使燃烧室的性能得到很大的提高，则是最理想的改进燃烧室性能的方法。本发明的发明人通过深入的理论分析和长期实践，找到了这样的结构部件，通过改进其设计就能够提高发动机燃烧室性能。

航空发动机燃烧室火焰筒是航空发动机燃烧室的核心结构部件，主要由火焰筒头部和筒体构成。现役使用的航空发动机，其火焰筒头部头体主要由多个不同锥度的筒体嵌套联接构成，整体呈倒扣碗状，锥筒沿周向均布有气流通流孔，头部中央设计有用于安装燃油喷头的接口。现有技术的火焰筒头部，其优点是结构比较简单，但不足的地方是配备该头部的火焰筒，由头部头体锥筒上的气流通流孔进入火焰筒内的空气流不能与由燃油喷头喷出的燃油充分混合，使得燃烧室的燃烧效率较低，一股仅为0.965～0.970，致使发动机耗油率高。另外一个不足的地方是火焰筒内的火焰很长，致使燃烧室及涡轮部件在很高的温度环境下工作，工作寿命大大缩短，进而导致发动机的翻修寿命缩短，增大了维修工作量。燃烧室及涡轮部件的工作寿命短，也给飞机的飞行安全带来很大的威胁。

发明内容

针对现有技术的航空发动机燃烧室存在的问题，本发明的第一个目是公开一种提高航空发动机燃烧室性能的方法，以克服有技术的航空发动机燃烧室性能改进存在的难题；本发明的第二个目的是提供一种用于实施提高航空发动机燃烧室性能方法的设有预混室的火焰筒头部，以解决现有技术的航空发动机燃烧室存在的燃烧效率低，燃烧室及涡轮部件的工作寿命短等问题。

针对本发明的第一个发明目的，本发明提出的提高航空发动机燃烧室性能的方法，是用设有预混室的火焰筒头部替换现役航空发动机燃烧室火焰筒的头部，以改善高航空发动机燃烧室的性能。

针对本发明的第二个发明目的，本发明提出的设有预混室的火焰筒头部，其结构是头部的头体由直筒段、与火焰筒筒体联接的锥筒段、以及位于直筒段与锥筒段间的过渡锥筒段构成，过渡锥筒设计有气流通流孔，头体内设计有内外两个涡流器，构成内外涡流器的外涡壳均由直筒段、收缩段和扩张段构成，其中内涡流器外涡壳收缩段和扩张段构成预混室，外涡流器外涡壳收缩段和扩张段构成涡流室，在外涡流器外涡壳外设计有与头体过渡锥筒平行的涡流控制盘，涡流控制盘上设计有通流孔，内涡流器外涡壳与外涡流器内涡壳固定联接，外涡流器外涡壳与头体直筒固定联接。本发明特别设计的涡流器控制盘，是用于控制此处大尺寸的涡流而增强小尺寸的涡流，以增加火焰筒内的燃烧速度并防止烧伤火焰筒。

本发明提出的设有预混室的火焰筒头部还可进一步采取以下技术措施：

使外涡流器外涡壳扩张段锥筒入口含接内涡流器外涡壳扩张段锥筒的出口，以便进入内涡流器经预混室混流的气流沿扩张段锥筒扩流后，得以继续沿外涡流器扩张段锥筒扩流方向流动。

构成外涡流器的叶片方向与内涡流器的叶片方向相反；外涡流器的叶片轴向尺寸最好大于内涡流器的叶片轴向尺寸。

为了使火焰筒头部能够尽量缩短，内外涡流器都设计了数量较多的叶片，内涡流器的叶片数量一股10-14个片，即在12片左右，外涡流器的叶片数量一股15-20片，即在18片左右，内外涡流器的具体叶片数量，通常由被改造火焰筒头部尺寸决定。