[发明专利]一种预热双油路环形火焰稳定器的一体化加力燃烧室

说明书

本发明提出了一种预热双油路环形火焰稳定器的一体化加力燃烧室，包括加力内锥、中心环形火焰稳定器、外侧环形火焰稳定器、内侧环形火焰稳定器和径向火焰稳定器。本发明采用双油路喷射方式，将燃油与空气混合，增强雾化掺混，拓宽发动机供油范围；在加力内锥开进气凹槽，对加力内锥内与进气凹槽贴近的燃油通道内的燃油进行蒸发雾化，有效提高燃油雾化效果进而提高燃烧效率，减轻加力燃烧室重量，提高推重比；在进气凹槽后设置径向火焰稳定器使来流进入进气凹槽后速度降低，达到稳定火焰效果；通过控制径向与环形火焰稳定器尾部喷孔喷油，实现从小加力至最大加力的工况过程；径向火焰稳定器之间错位分布，达到形成低速回流区稳定火焰作用。

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，具体为一种预热双油路环形火焰稳定器的一体化加力燃烧室。

背景技术

随着20世纪60年代后期涡扇发动机的快速发展以及70年代变循环发动机的出现，加力燃烧室作为一项重要技术用来增强发动机的机动性。它的作用主要是用在军用发动机上加大发动机推力并且增强飞机机动性。对于大部分发动机而言，接通加力后，推力比最大状态下的推力增加50％左右，因接通加力后耗油率较高，所以仅在军用飞机起飞、爬升和战斗中急剧加速的状态下工作。

加力燃烧室位于涡轮与尾喷管之间，从涡轮排出的高温燃气经过扩压，与喷油装置喷入的燃油进行掺混，并在火焰稳定器的尾部点火燃烧，最终热量向后传播，通过喷管释放能量产生推力。

由于在不开加力时，火焰稳定器、供油以及点火装置并不工作，这便会造成较大的流阻损失，产生无效阻力。因此，在保证稳定燃烧的前提下，考虑加力燃烧室中将供油装置与火焰稳定器进行一体化设计，从而减少在不接通加力状态时各部分的流阻系数以减小流体阻力。同时，可以减少加力燃烧室的长度以及重量，提高发动机的推重比。加力燃烧室中的燃油雾化效果以及燃油喷射方式对加力燃烧室的燃烧效率和燃烧稳定性起着至关重要的作用，而对燃油进行预热雾化，可以使其与燃气掺混均匀，提高燃烧的稳定性以及燃烧效率。

发明内容

要解决的技术问题

加力燃烧室目前还存在着一些问题，如“冷态”时，加力燃烧室内的流阻损失过大。而将加力燃烧室进行一体化设计，可以减少加力燃烧室内的复杂结构，降低“冷态”流阻损失，缩短加力燃烧室长度，减轻重量，从而提高推重比。通过开设进气凹槽将加力燃烧室内的高温燃气的热量传递给低温燃油，可以对燃油进行蒸发预热，提高燃烧效率。

技术方案

本发明提出的一种预热双油路环形火焰稳定器的一体化加力燃烧室，其基本结构是：在加力燃烧室的加力内锥中心开设燃油通道，在加力内锥的尾部开设直射式或离心式燃油喷口进行燃油喷射。加力内锥与中心环形火焰稳定器通过径向火焰稳定器相连，连接机构和环形火焰稳定器内部为中空燃油通道，在中心环形火焰稳定器的尾部均匀开设有直射式燃油喷口。这样便构成了一种双油路的喷射方式，这样做的优点在于双油路喷射可以较好地将燃油与空气混合，增强雾化掺混，同时还可以拓宽发动机的供油范围。在加力内锥的内部均匀开设有进气凹槽，由涡轮排出的高温燃气通过进气凹槽进入到加力内锥对内部燃油通道内的燃油进行蒸发雾化，并吸收热量，提高燃油的雾化效果进而提高燃烧效率，同时可以减轻加力燃烧室的重量，提高推重比。同时来流气体进入到进气凹槽后速度降低，达到稳定火焰的效果。中心环形火焰稳定器的两侧通过含有燃油通道的径向火焰稳定器连接两个对称的小环形稳定器，在两个小环形火焰稳定器的尾部也开设有直射式燃油喷口。径向火焰稳定器尾部均开设有直射式燃油喷孔，通过合理的控制上述喷孔喷油，实现从小加力至最大加力的工况过程，实现不同的加力比。上述的径向火焰稳定器均为错位分布，以达到形成低速回流区稳定火焰的作用。

可见，本发明的主要的结构特征及优选特征包括加力内锥进气凹槽形式、加力内锥与火焰稳定器内的燃油通道分布形式、火焰稳定器尾部的燃油喷射孔和加力内锥尾部的燃油喷射孔分布方式、径向火焰稳定器与环形火焰稳定器的设计以及不同加力工况下，燃油喷射孔的打开方式。

具体本发明的技术方案为：