[实用新型]一种富油直混分区燃烧室

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不大于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不大于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不大于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。为保证主燃区在高油气比条件下余气系数在1以上，则有两个方法，首先可以增加头部的进气量，使得整个主燃区进气量得以保证，或者在可以保 持原有头部进气量的条件下，增加主燃区进气，本实用新型采用的是第一个方案。本实用新型采用：富油直混分级燃烧技术，即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。火焰筒上的掺混孔用于对燃烧室的出口温度场进行调节。燃烧室头部分为预燃级和主燃级两级，采用两种不同的燃油喷射方式和两种燃烧模式的组合，以解决大头部进气量与点火及低工况稳定性之间的矛盾。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，预燃级贫油直接喷射燃烧模式，保证燃烧室不论工况如何剧烈改变，其都能形成稳定的稳火源；主燃级是富油直混模式，采用富油直混燃烧能较好的适应军用发动机主燃烧室工况的剧烈变化，使得燃烧室有较好的响应及跟随性；采用分级的头部形式能保证在任何工况下燃烧区域内局部油气比均匀度高良好的雾化，从而保证燃烧室的出口温度场品质得以提高。采用上述的高温升燃烧室，可确保在航空发动机燃烧室所有的工作状态下，燃烧区的整体余气系数均控制在可见冒烟余气系数之上，同时通过控制预燃级与主燃级的匹配保证燃烧室在各个工况下的稳定燃烧，也可以通过控制主燃级油雾均匀度、混合度来控制燃烧区的油气比均匀度，从而达到宽稳定工作范围、排气不冒烟、燃烧室出口温度场品质高的航空发动机高温升燃烧室的性能要求。

实用新型内容

本实用新型专利的目的：提供一种能够兼顾高油气比主燃烧室点火及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。

本实用新型专利的技术方案是：

一种富油直混分区燃烧室，包括扩压器11、外机匣12、内机匣13、喷嘴14、燃烧室头部15、火焰筒16、挡溅盘17和电嘴18，根据需要火焰筒16上有主燃孔19和掺混孔20，所述燃烧室头部15由预燃级31和主燃级30组成，其中：

预燃级31由一级轴向旋流器32、收敛段33、喉道34、扩张段35和副油路喷嘴36构成，一级轴向旋流器32内安装有轴向旋流器叶片37，一级轴向旋流器32、收敛段33及扩张段35依次相连，副油路 喷嘴36位于一级轴向旋流器32出口与喉道34之间，距离喉道4010mm～15mm。