[发明专利]一种Γ型头部的超微涡喷发动机燃烧室

说明书

技术领域

本发明涉及一种超微涡喷发动机燃烧室，特别涉及一种Γ型多孔介质头部的超微涡喷发动机燃烧室。

背景技术

近年来，微型飞行器在军事和民用方面广阔的应用前景，已经日益引起人们的关注。军事方面，微型飞行器用来进行低空军事侦察、监视、战场损伤评估等；而在民用方面，微型飞行器还可以用于交通监控、边境巡逻、森林及野生动植物勘测、航空摄影、输电线路检查、环境监测、气象监测、森林防火监测等。

微型飞行器的动力系统需要在较小的体积下，持续稳定的为飞行器提供动力，目前已有的微型飞行器，其动力部分占整个装置重量的大部分，这成为微型飞行器小型化的制约因素，也就使得动力系统成为微型飞行器的关键。化学电池系统简单、可靠，但是其能量密度和功率密度低，采用化学电池作为能源的微型飞行器普遍存在航程和续航时间短等问题。而采用太阳能作为动力源，不仅功率有限又容易受到天气条件的限制。随着MEMS技术的发展，使得基于燃料燃烧的微型动力装置成为可能，此类动力装置同时具有高功率密度和高能量密度的特点，应用前景广泛。

基于燃料燃烧的微型动力装置的特征尺度一般为几毫米到几十毫米，这就使得相对常规燃烧室而言，微型动力装置的燃烧室燃气停留时间短，热量损失高，这将导致燃烧室燃烧效率低、火焰稳定性差。所以，如何保证燃料的燃烧效率以及如何避免热损失过大而导致的不稳定燃烧是开发和设计微型燃烧器的难点。

多孔介质燃烧技术以其独特的燃烧方式可以有效地保证燃烧的稳定性。使用多孔介质作为燃烧室头部，可以有效的解决微小型发动机稳定燃烧的问题。因此，根据微尺度燃烧的难题以及多孔介质燃烧的技术特点，设计一种能够相对高效稳定燃烧的超微涡喷发动机燃烧室，正是本发明所要解决的技术问题。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种Γ型多孔介质头部的超微涡喷发动机燃烧室，根据微尺度燃烧的特性以及多孔介质燃烧技术的特点，对超微涡喷燃烧室头部结构进行全新设计，最大程度的适应和发挥多孔介质燃烧技术的特点与优势，提高燃烧室的燃烧效率和稳定性并降低散热损失。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案：一种Γ型头部的超微涡喷发动机燃烧室，采用气体燃料，其特征在于：燃烧室采用回流结构并置于转子后部；包括燃烧室Γ型头部、火焰筒、燃烧室内机匣以及燃烧室外机匣，头部为Γ型；燃烧室Γ型头部采用烧结多孔材料，具有一定的透气率，通过选取不同孔径和空隙率的多孔材料，可以保证燃烧室设计的压降要求；火焰筒采用高温合金材料并同燃烧室Γ型头部焊接在一起，其上面开有掺混孔，通过改变掺混孔有效面积可以改变燃烧室气量分配，调节出口温度；燃烧室内机匣采用高温陶瓷材料，同时充当尾喷管；燃烧室外机匣采用金属材料，其上开有燃料喷射孔，用于供应气体燃料，燃料通过喷射孔横向喷射到环腔中同空气混合；燃烧室采用点火针点火；由于燃烧室Γ型头部多孔介质材料具有较大的表面积，故有效降低了混合气流经燃烧室Γ型头部时，在多孔介质材料表面的流速，使得多孔介质表面能够形成稳定的平面火焰；与此同时，混合气流经多孔介质材料进入燃烧室头部时，与多孔介质材料的强烈的换热作用，不仅有效的降低了燃烧室Γ型头部的温度，减少了散热损失，同时还预热了混合气，使得燃烧室能够工作在更宽的工况范围内。

所述的燃烧室Γ型头部采用烧结多孔材料，包括不锈钢、铜、镍基金属多孔材料，颗粒分布均匀，具有一定的透气率。

所述的燃烧室头部采用Γ型结构，Γ型多孔介质头部轴向长度同Γ型多孔介质头部径向半径的比值在0.3～5之间。

所述的燃烧室Γ型头部采用烧结多孔材料的壁面厚度在0.5mm～4mm之间，同时头部不同部分的多孔材料厚度可以不同。

所述的燃烧室Γ型头部采用烧结多孔材料的孔隙率在10％～50％之间，同时头部不同部分多孔材料的空隙率可以不同；极限情况下，Γ型头部的径向环形部分或是轴向筒形部分可以完全不透气。

所述的燃烧室，流经燃烧室Γ型头部的空气量占总气量的10％～80％。

所述的燃烧室，流经燃烧室Γ型头部的混合气的当量比在0.5～1.3之间。