[发明专利]一种同轴分区高温升燃烧室头部

说明书

本发明专利涉及一种同轴分区高温升燃烧室头部，包括一级轴向旋流器(31)、文氏管(32)、主级燃油油路(33)、二级轴向旋流器(34)、折流装置(35)、三级轴向旋流器(36)和挡溅盘(37)。文氏管(32)与主级燃油油路(33)之间形成中间冷却流道(41)，文氏管(32)扩张段开有数排冷却小孔(42)，流入中间冷却流道(41)的空气一部分从文氏管(32)扩张段冷却小孔(42)流出，另一部分流经主级燃油油路(33)末端主喷口(43)外围，从主级燃油雾化通道(44)流出。

技术领域

本发明专利属于航空发动机领域，涉及一种同轴分区高温升燃烧室头部。

背景技术

现代高性能战斗机普遍采用小涵道比涡扇发动机，为了实现高速机动，其对发动机推重比的要求越来越高(由8～10增至16～20)，发动机的循环参数也因此不断提高，总增压比已达到40以上，燃烧室进出口温度由800～1650K提高到1000～2150K。目前，各大航空发动机厂商正在大力开展军用高温升燃烧室的研究。

高温升燃烧技术的研发在上世纪70年代中期就已经开始，RB-199发动机的研发成功，代表了推重比8一级发动机，90年代研发出了推重比10一级发动机，现在正在研发的是推重比12一级的发动机，推重比15～20一级的发动机也纳入了研发计划当中，例如针对温升1315K的燃烧室，美国空军研发了变几何(VG)燃烧室，美国海军则仍然采用了定几何(FG)燃烧室方案，同时期美国也探讨了温升为1650K的燃烧室。

高温升燃烧室与高油气比燃烧室是同样的概念，随着高性能航空发动机推重比要求的提高，燃烧室总油气比就需要提高，温升水平也就越高。目前，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，采用常规的组织燃烧技术就可以解决，即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，可见常规燃烧室技术已无法保证主燃区的高效低冒烟燃烧，这时燃烧室的燃烧组织方式、空气和燃油的流量分配以及结构形式都要发生改变。

发明内容

发明目的

提供一种能够兼顾大头部进气燃烧室点火、低工况稳定性及高工况高效低冒烟的高温升燃烧室头部。

技术方案

本发明专利同轴分区高温升燃烧室CDHTRC(Coaxial and Divisional HighTemperature Rise Combustor)头部采用燃油分级和燃烧分区的组织燃烧策略，副油路位于头部中心，由单油路离心喷嘴将燃油直接喷入到主燃区中心区域，通过一级轴向旋流器雾化空气实现燃油良好雾化和混合，主油路布置在副油路外围，具体位于一级轴向旋流器和二级轴向旋流器之间，通过设置多个直射式喷嘴将燃油直接喷入主燃区，主油路燃油主要依靠一级和二级轴向旋流器气流的剪切实现充分的雾化和混合，在二级轴向旋流器和三级轴向旋流器之间设置折流装置，将三级轴向旋流器的空气并不是直接进入主燃区，而是经过一定距离的折转之后逐步进入主燃区与一级和二级轴向旋流器所形成的油气混合气进行混合。具体工作模式为：在低工况时，只有预燃级工作，通过副油路离心喷嘴和一级轴向旋流器实现局部富油燃烧，余气系数在0.3-0.7之间，燃烧稳定性较好，容易起动点火；在慢车或慢车以上工况时，预燃级和主燃级同时工作，预燃级在中心形成稳定的稳火源，主燃级形成富油直混燃烧，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。采用上述工作模式，可确保在所有的工作状态下，燃烧区的整体余气系数均控制在可见冒烟余气系数之上，同时兼顾了低工况可靠点火和燃烧的稳定性。