[发明专利]一种蒸发式火焰稳定器

说明书

技术领域

本发明属于本发明属于发动机燃烧室技术领域，特别涉及一种蒸发式火焰稳定器。

背景技术

涡轮基组合循环发动机（Turbine-based combined cycle ,简称TBCC）作为一种吸气式发动机具有飞行范围广、常规起降和可重复使用等性能优势被认为是现阶段最有希望的高超声速飞行器动力装置。自世界上最早的TBCC原型机J58成功应用于SR-71黑鸟侦察机后，世界各国都开始投入大量的人力、财力开展组合式高超声速动力装置的研发，尤其以美国NASA的RTA计划和日本的HYPR计划成果显著。

在研发过程中由于涵道比在整个工作范围内变化大的特点造成TBCC超级燃烧室内部来流温度较低和局部流速过大的流动条件给超级燃烧室内部的点火和火焰稳定带来困难。美国NASA和GE公司将F110的加力部件应用于RTA超级燃烧室中，设计了带有驻涡和径向V型槽的新颖结构的火焰稳定器，具有较宽的稳定范围和较高的燃烧效率。

虽然TBCC燃烧室中出现这种新颖结构火焰稳定方式，但航空发动机加力燃烧室和亚燃冲压燃烧室工程应用的成功经验对TBCC燃烧室组织火焰稳定具有非常重要的借鉴价值。

其中蒸发式火焰稳定器以其优越的贫油熄火性能和点火性能在俄罗斯的AL31-F发动机加力燃烧室和英国的斯贝发动机加力燃烧室的工程应用中取得了成功。斯贝发动机加力燃烧室利用三圈圆形蒸发管稳定器较宽的贫油熄火性能满足小加力比下的发动机推进性能。AL31-F加力燃烧室的特种V型蒸发式稳定器是将蒸发管装在无进气孔的小V型稳定器上，通过波纹与外V型稳定器间的缝隙间隔进气，在小V型稳定器后方的回流区形成利于点火的混气，点火性能良好。

但是将蒸发式火焰稳定器直接应用于TBCC超级燃烧室，其性能受到超级燃烧室苛刻流动条件的制约。一方面目前加力燃烧室的进口温度范围为650K~1050K，而超级燃烧室的大涵道比工作时的最低温度可到450K，航空煤油的沸点在450K~550K之间，因此超级燃烧室内的低温条件低于燃油沸点，对燃油的蒸发不利；另一方面加力燃烧室的Ma一般不大于0.25，而超级燃烧室在冲压模式下的局部Ma相对较大，最大可到0.4。这样的低温和高速条件对点火及火焰稳定的要求远超过现有加力燃烧室和亚燃冲压燃烧室的技术水平。因此，蒸发式火焰稳定器需要具有更宽广的贫油点火性能和贫油熄火性能才能满足超级燃烧室整个工作包线内来流条件变化大的使用需求。

发明内容

本发明的目的是为了解决现有蒸发式火焰稳定器相对低温和高速气流下的贫油点熄火性能的不足，提供一种带有月牙形蒸发管的蒸发式火焰稳定器，可以在相对低温（T=450K~650K）和高速气流（Ma=0.1~0.4）的来流条件下实现可靠点火并具有较好的贫油熄火性能，扩宽了蒸发式火焰稳定器的工作范围，较大幅度的提升了传统蒸发式火焰稳定器的贫油点熄火性能。

本发明的一种蒸发式火焰稳定器，包括外V型稳定器，垂直穿过所述外V型稳定器底部的引气管；喷油杆和直射式喷嘴安装在引气管靠近外端口处，溅油板安装在引气管内；开设有富燃混气出气孔的蒸发管与引气管内端口相连，并位于外V型稳定器内，蒸发管与引气管轴线相互垂直，外V型稳定器底部端面还开设有若干二次进风口，其特征在于：所述蒸发管横截面为月牙形。

作为优化方案，所述蒸发管是将传统蒸发式火焰稳定器的圆形蒸发管的120°弧长反过来安装形成月牙形横截面。月牙形蒸发管的使用不仅在外V型稳定器的后方能形成较大尺度的回流区，而且在蒸发管后方能形成具有一定尺度的回流区。月牙形蒸发管后回流区为蒸发式稳定器实现成功点火提供必要的流动基础，还可以促进“热态”时蒸发管对燃油的蒸发，改善外V型稳定器后方回流区内的油气比，提高贫油熄火性能。

作为上述技术方案的进一步优化，每个所述二次进风口均3mm×10mm的矩形孔。

作为上述技术方案的更进一步优化，所述的富燃混气出气孔沿蒸发管靠近外侧弧面沿两个边界线均匀排布，每个所述的富燃混气出气孔都是直径2mm~3.5mm的小孔，且与每个二次进风口一一对应。

作为上述技术方案的再进一步优化，相临两个所述的二次进风口的间距和相临两个富燃混气出气孔的间距均为13.6mm；富燃混气出气孔出来的富燃混气运动方向与二次进风口的气流方向夹角为45°~90°。这样不仅可以保证富燃混气具有在蒸发管上方具有一定的穿透深度，又能促进空气与燃料间的掺混，提高回流区内的混气质量，为实现可靠点火创造有利条件。