[发明专利]一种径向分级分区高温升燃烧室头部

说明书

本发明专利涉及一种径向分级分区高温升燃烧室头部，包括采用径向结构布局的主燃级、预燃级和燃油喷嘴，实现主燃区和预燃区分区燃烧，主燃级由一级旋流器、文氏管、端壁、二级旋流器、第二级燃油雾化通道、二级旋流器套筒、折流挡板、头部转接段组成；预燃级采用驻涡凹腔结构，由凹腔上壁、凹腔下壁、凹腔前壁、凹腔后壁组成；燃油分成三级由燃油喷嘴供入，其中预燃级燃油由预燃级离心式喷嘴供入，形成预燃级油雾，主燃级燃油分成两级，其中第一级由主燃级中心离心式喷嘴供入，形成主燃级中心油雾，第二级由主燃级外围多点直射式喷嘴供入，形成主燃级第二级油雾，实现燃油分级燃烧。

技术领域

本发明专利属于航空发动机领域，涉及一种径向分级分区高温升燃烧室头部。

背景技术

随着高性能军用航空燃气涡轮发动机技术的发展，对发动机推重比提出了更高要求。为了实现现代高性能战斗机高速机动，其对发动机推重比的要求已由8～10增至16～20。增加涡轮进口温度以提高单位推力，是提高推重比最直接和最有效的方法，对于燃烧室来说就是要不断提高油气比来进一步提高燃烧室温升。

高温升燃烧技术的研发在上世纪70年代中期就已经开始，如PW公司在四代机动力F119发动机研制时就开展了设计点油气比为0.038的主燃烧室设计工作，目前已经转入服役阶段。之后在JSF计划中，PW公司研制了F135发动机，其主燃烧室主要技术特征继承了F119的设计，燃烧室油气比高达0.045～0.052。美国GEAE公司在F136发动机的研制过程中开展了设计点油气比0.047的主燃烧室的研制，并进行了整机的试验验证。

对于未来推重比12-15/15-20一级发动机主燃烧室，其进、出口温度在现有发动机的基础上将大幅度攀升，燃烧室温升和热容显著提高，燃烧室稳定工作范围将更宽；而随着燃烧室温升的提高，要求燃油在接近化学恰当比条件下组织燃烧，因此进入燃烧室的大部分空气将用于参加燃烧，使壁面冷却和掺混的空气量显著减少；发动机工作包线的拓展使得燃烧室点火边界需要大范围扩宽。这些要求将给未来高温升燃烧室设计带来两个严峻挑战：在更宽广的发动机工作范围内保证燃烧室稳定工作，并且需要兼顾燃烧室低工况稳定性与高工况高效率低冒烟燃烧，同时在很少的相对冷却空气量条件下保证火焰筒壁面可靠工作。

发明内容

本发明目的是提供一种能够兼顾大头部进气、低工况可靠点火和燃烧稳定性及高工况高效低冒烟的高温升燃烧室头部。

技术方案为：一种径向分级分区高温升燃烧室头部，包括采用径向结构布局的主燃级(25)、预燃级(26)和燃油喷嘴(14)，实现主燃区(22)和预燃区(23)分区燃烧。主燃级(25)由一级旋流器(33)、文氏管(34)、端壁(35)、二级旋流器(36)、第二级燃油雾化通道(37)、二级旋流器套筒(38)、折流挡板(39)、头部转接段(40)组成；预燃级(26)采用驻涡凹腔结构，由凹腔上壁(41)、凹腔下壁(42)、凹腔前壁(43)、凹腔后壁(44)组成，在凹腔上壁(41)左侧设有上进气缝(47)，在凹腔下壁(42)右侧设有下进气缝(48)；燃油分成三级由燃油喷嘴(14)供入，其中预燃级(26)燃油由预燃级离心式喷嘴(27)供入，形成预燃级油雾(28)，主燃级(25)燃油分成两级，其中第一级由主燃级中心离心式喷嘴(29)供入，形成主燃级中心油雾(30)，第二级由主燃级外围多点直射式喷嘴(31)供入，形成主燃级第二级油雾(32)，实现燃油分级燃烧。

所述的一种径向分级分区高温升燃烧室头部，采用径向结构布局的预燃区(23)位于主燃区(22)的下方或上方。

所述的一种径向分级分区高温升燃烧室头部，燃油喷嘴(14)供应燃烧室所需的全部燃油，三级油路结构采用一体化设计，主燃级燃油占总燃油量的比例为40％～90％。