[发明专利]一种双油路喷射的一体化加力燃烧室

说明书

技术领域

本发明属于燃气涡轮发动机领域，具体涉及一种新型燃油喷射方式的一体化加力燃烧室。

背景技术

军用战斗机的的动力装置常通过加力燃烧室增加推力。目前世界各国空军现役主力战机动力装置均采用加力式涡轮风扇发动机。加力燃烧室位于燃气涡轮和喷管之间，是航空发动机的重要部件通过向从涡轮流出的高温高速气体喷射额外的燃油，它可以在短时间内极大地提高燃气温度并增加发动机推力。一般而言，进入加力燃烧室的气流首先经过扩压器，目的是降低流动速度。但是即使经过扩压，气体流速对于燃烧而言依然太高，为了解决流速过高的问题，钝体火焰稳定器，尤其是V形火焰稳定器被广泛地应用于传统的加力燃烧室。V形火焰稳定器大致可以分为两类：径向火焰稳定器和周向火焰稳定器。

传统的加力燃烧室喷油装置和火焰稳定器直接被安置在加力燃烧室主气体流路中，不可避免地对堵塞主气流产生堵塞，造成明显的总压损失，尤其是不开加力时的“冷态”下流阻损失较大，导致其耗油率较高，不能长期使用。将加力燃烧室火焰稳定器与涡轮后整流支板和带气膜冷却的加力内锥进行一体化设计，可取消传统加力燃烧室火焰稳定器，大大减小非加力“冷态”下的流阻损失，缩短加力燃烧室长度，减少附加质量，提高发动机的推重比。另外，引外涵空气冷却整流支板和加力内锥，可降低其壁温，从而降低加力燃烧室的红外辐射强度。

燃烧不稳定性，也称作振荡燃烧，是燃气轮机燃烧室、航空发动机主燃烧室及加力燃烧室、液体固体火箭发动机和工业锅炉等各种燃烧装置所经常遇到的现象。这种现象会导致燃烧装置乃至整个系统剧烈振动，发出巨大的噪声，热负荷增高，加剧污染物的产生，影响燃烧室和系统的正常工作，严重时还会造成系统部件损伤和破坏。

对于加力燃烧室，燃油燃烧效率和燃烧稳定性的提高至关重要，其中燃油油路设计以及喷射方式不同，能够很大程度的影响加力燃烧室内燃油的雾化蒸发效果，从而进一步影响燃烧室内的燃烧效率和燃烧稳定性。目前大部分一体化加力燃烧室燃油喷射方式简单，雾化效果较差，对于提高加力燃烧室性能方面，需要对燃油喷射方式进行进一步的深入研究。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提出一种双油路喷射的一体化加力燃烧室。本技术采用双油路喷射方式，在整流支板火焰稳定器尾部中心位置和加力内锥中心位置喷射燃油，两种油路的共同作用，很大程度上增强燃油与空气的混合程度，并且燃油流经加力内锥油腔和整流支板火焰稳定器，外界高温混气对其有加热作用，燃油温度不断升高，燃油雾化效果增强，进而提高加力燃烧室的燃烧效率和燃烧稳定性。同时，燃油能有效降低加力内锥温度，提高发动机红外隐身性能。

技术方案

本发明的目的在于提供一种双油路喷射的一体化加力燃烧室。

本发明技术方案如下：

一种双油路喷射一体化加力燃烧室，包括加力内锥油腔分布形式、整流支板火焰稳定器、整流支板火焰稳定器燃油通道方式、整流支板火焰稳定器尾部中心位置燃油喷射孔分布设置以及加力内锥中心位置燃油喷射孔分布设置。

所述加力内锥油腔分布形式，其特征在于：加力内锥中心为空心状，内壁面厚度与外壁面厚度为1.5mm-6mm，内壁面与外壁面之间距离为10mm-30mm，加力内锥前端进油孔，直径为2mm-10mm，进油孔数量为2-6个。

所述整流支板火焰稳定器，其特征在于：整流支板火焰稳定器厚度为20mm-40mm，宽度为100mm-350mm，高度为200mm-400mm。

所述整流支板火焰稳定器燃油通道方式，其特征在于：整流支板火焰稳定器与加力内锥相连，支板中心为燃油通道，通道宽度为5mm-20mm，长度为20mm-100mm，高度为100mm-300mm。

所述整流支板火焰稳定器尾部位置燃油喷射孔分布设置，其特征在于：整流支板火焰稳定器尾部位置燃油喷射孔设置，燃油喷射孔直径为0.5mm-1.5mm，射流孔沿整流支板竖直方向线性分布，射流孔数量为5-10个。

所述加力内锥中心位置燃油喷射孔分布设置，其特征在于：加力内锥中心位置设置燃油喷射孔，燃油喷射孔直径为0.5mm-2mm，分布情况为绕着加力内锥中心轴环形分布，分布排数为3-6排，每环数量为4-8个。

本发明具有以下有益效果：