[实用新型]一种加强气动雾化的富油直混分区燃烧室头部及其燃烧室

说明书

技术领域

本实用新型专利涉及航空发动机领域，主要涉及一种加强气动雾化富油直混分区燃烧室。

背景技术

航空燃气轮机自诞生起就以军用为主要应用对象，随着战斗机用小涵道比涡扇发动机对推重比的要求越来越高，提高循环参数是一个重要的途径，故而各大航空发动机厂商开展了军用高油气比主燃烧室的研究。

美国在IHPTET计划中以推重比8一级涡扇发动机主燃烧室为基准，第一阶主燃烧室出口总温提高170K，燃烧室调节范围增加20％，火焰筒容热强度增加10％，OTDF≯0.25；第二阶段燃烧室出口总温提高340K，燃烧室调节范围增加100％，火焰筒容热强度增加20％，OTDF≯0.15；第三阶段燃烧室出口总温提高500K，燃烧室调节范围增加150％，火焰筒容热强度增加30％，OTDF≯0.10。目前美国已经完成了IHPTET计划中三个阶段的要求，开始进行VAATE计划，研制推重比更高的军用涡扇发动机。为应对IHPTET计划及VAATE计划，美国三大主要的航空发动机公司：P&W、GE、AADC针对上述要求开展了一系列的高温升燃烧室研究。

P&W公司主要采用RQL燃烧技术，GE公司主要采用驻涡燃烧室技术，AADC公司主要采用多重旋流组织燃烧技术，通过目前的资料分析，各个公司的燃烧技术均能应用于高温升燃烧室设计，但是也存在一些问题。

高推重比航空发动机高油气比燃烧室面临的最大问题是如何解决点火、低工况稳定性与高工况下高效无冒烟燃烧之间的矛盾。传统军用燃烧室由于总的油气比不高，可以将头部进气量控制在10％～25％之间，即使在燃烧室工作至大工况时，主燃区的余气系数依然在1.0以上，保证了主燃区的高效低冒烟燃烧。随着燃烧室总油气比的增加，如果按照原有燃烧室的流量分配方案进行设计，那就会导致主燃区的余气系数小于1，这样将会导致主燃区冒烟及严重的积碳。国内对此开展了相关研究，中国燃气涡轮研究院设计了一种主副分区燃烧的富油直混燃烧室，燃烧用气大部分从燃烧室的头部供入，另一小部分从主燃孔中进入，通过控制头部的余气系数来保证主燃区余气系数不小于可见冒烟边界的余气系数，从而保证高油气比条件下主燃区的高效低冒烟燃烧。燃烧室头部分为预燃级和主燃级两级，预燃级在点火时即启动，保持小状态时预燃级余气系数在0.3～0.7之间，使燃烧的稳定性好，容易起动点火。当发动机工作在大状态时两级油路同时工作，预燃级采用贫油直接喷射燃烧模式，形成稳定的稳火源，主燃级采用富油直混模式，较好的适应军用发动机主燃烧室工况的剧烈变化。

采用这种燃烧组织模式在一定程度上缓解了低工况稳定性与高工况下高效无冒烟燃烧之间的矛盾。但由于燃烧室总油气比的增加，主级燃油量随之增加，主级燃油采用直接喷射的模式导致雾化效果较差。本实用新型在此基础上，优化了主级燃油设计，在主油路喷射口处设计了雾化引气孔及雾化腔，加强了主级燃油的气动雾化，改善了主级燃油的雾化和混合，可以提高燃烧室燃烧效率及出口温度场品质。

实用新型内容

本实用新型专利的目的：提供一种兼顾高温升燃烧室低工况稳定性与高工况高效低冒烟燃烧性能的富油直混分区燃烧室，改善主级燃油雾化，提高燃烧效率及出口温度场分布品质。

本实用新型专利的技术方案是：本实用新型专利头部方案采用中心分级的两级油路TAMDIM(Twin Annular Multi-point Direct Injection Mixing)混合燃烧模式，即在低工况时，预燃级采用富油直接喷射(Rich Direct Injection)燃烧模式，该燃烧模式是通过副油路离心喷嘴(或空气雾化喷嘴)和预燃级轴向旋流器构成的预燃级实现局部富油，这种组织燃烧方式介于预混燃烧和扩散燃烧之间；在慢车或慢车以上工况时，两级同时工作，主燃级采用富油多点喷射直接混合(Multi-point Direct Injection Mixing)燃烧模式，中心燃烧区起稳定火焰作用，周围燃烧区为富油直混燃烧区，燃烧区余气系数控制在0.6～1之间，从而控制头部冒烟的产生。主燃级由两级轴向旋流器或一级直通道和一级轴向旋流器、雾化引气孔、雾化腔及直射式喷嘴组成，依靠引入空气的气动雾化作用，使得主燃级燃油得到充分的雾化和混合。