[发明专利]一种分区燃烧高稳定性蒸发管燃烧室

说明书

技术领域

本发明属于一种具有燃烧特征的技术领域，尤其是小型航空涡轮发动机燃烧室技术领域，具体涉及一种分区燃烧高稳定性蒸发管燃烧室。

背景技术

目前，采用蒸发管燃烧技术的航空涡轮发动机已得到广泛应用。如荷兰AMT、英国Rolls-Royce、Artesjet、Turbomeca等都有一系列的产品。小型航空涡轮发动机一般压气机压比低，燃料油泵能力有限，供油压力低，燃油雾化质量差。另外，小型航空涡轮发动机空间有限，不能布置具有旋流火焰稳定特征的空气旋流器。为了解决小型航空涡轮发动机燃烧及火焰稳定问题，蒸发管燃烧技术被采用。蒸发管燃烧室在实际应用过程中发现，其熄火性能普遍较差，特别是在航空涡轮发动机低负荷状态，如慢车负荷，蒸发管燃烧室的熄火性能下降显著。经研究发现，蒸发管燃烧室的熄火特性与蒸发管所处位置温度存在密切关系，低负荷状态下的蒸发管燃烧室的燃油流量小，燃烧温度低，蒸发管加热温度也低，导致燃油在蒸发管内的加热效果差，蒸发雾化能力弱，可燃混合气浓度低，因此低负荷更容易熄火。

发明内容

为克服现有技术蒸发管燃烧室稳定工作边界窄、贫油熄火性能差等缺点和不足，本发明旨在提供一种分区燃烧高稳定性蒸发管燃烧室，适用于带蒸发管燃烧室的小型航空涡轮发动机中，可根据航空涡轮发动机不同状态采用不同区域进行燃料燃烧，用以拓宽小型航空涡轮发动机稳定工作边界，改善蒸发管燃烧室的贫油熄火特性。

为实现上述目的，本发明所采用的技术方案是：

一种分区燃烧高稳定性蒸发管燃烧室，包括燃烧室外环、燃烧室内环以及沿周向均布在燃烧室头部燃烧区域的多个蒸发管，各所述蒸发管均包括依次连接的进口段、过渡段和出口段，其中，所述蒸发管的进口段、出口段平行于燃烧室的轴线布置，过渡段垂直于燃烧室的轴线布置，并且所述进口段与出口段的朝向相反，其特征在于，

所述燃烧室头部燃烧区域的燃烧室外环壁面上以及对应的燃烧室内环壁面上，分别沿流动方向依次布置至少一排富油预燃孔、一排燃烧中继槽、至少一排主燃孔，其中，

--每排所述富油预燃孔包括若干个沿周向均匀布置的富油预燃孔，每排中各富油预燃孔的轴向位置相同，且最后一排富油预燃孔在轴向上至少应设置在所述蒸发管出口段的出口附近，

--每排所述主燃孔包括若干个沿周向均匀布置的主燃孔，每排中各主燃孔的轴向位置相同，且第一排主燃孔在轴向上至少应设置在所述蒸发管过渡段的末端，

--所述燃烧中继槽设置在最后一排富油预燃孔和第一排主燃孔之间，每一燃烧中继槽的前端连接一富油预燃孔，末端连接一主燃孔，

--所述富油预燃孔、燃烧中继槽、主燃孔使燃烧室头部燃烧区域沿流动方向形成为富油预燃区、燃烧中继区和主燃区，实现燃油分区燃烧，所述富油预燃区沿燃烧室头部至少延伸至最后一排富油预燃孔所在轴向位置，所述主燃区从所述蒸发管过渡段末端向后延伸，所述燃烧中继区位于所述富油预燃区和主燃区之间。

优选地，所述富油预燃孔采用小空气流量设计，所述富油预燃孔和所述蒸发管的空气流量之和小于总供气量的13％，使所述富油预燃孔形成的富油预燃区为富油燃烧状态。小型航空涡轮发动机处于大负荷状态(如满负荷状态)时，燃油流量大，所述富油预燃区和燃烧中继区燃油当量比远高于化学当量比，燃烧处于高温裂解状态，无明显高温火焰，避免所述蒸发管高温烧蚀；在小型航空涡轮发动机处于小负荷状态(如慢车负荷状态)时，燃油流量小，所述富油预燃区和燃烧中继区燃油当量比与化学当量比相当，燃烧剧烈，有利于火焰稳定。

优选地，富油预燃孔可采用多排孔或单排孔，其轴向位置在所述蒸发管横管之前，相邻两排孔采用错位设计。

优选地，所述的燃烧中继槽的空气流量为总供气量的3％～5％，形成所述富油预燃区和所述主燃区之间的所述燃烧中继区。在小型航空涡轮发动机处于大负荷状态(如满负荷状态)时，燃油流量大，所述富油预燃区和燃烧中继区燃油当量比远高于化学当量比，燃烧处于高温裂解状态，燃烧极不充分，燃烧中继槽将新鲜空气引入到富油预燃区和主燃区之间，将主燃区的火焰前锋引入到富油预燃区，提高富油预燃区的温度，加速富油预燃区燃油裂解。

优选地，所述燃烧中继槽采用斜向槽设计。

优选地，所述燃烧中继槽用以连接所述的富油预燃孔和主燃孔，其数量为所述主燃孔数量的1/3～1/2。

优选地，所述燃烧中继槽可采用等宽度设计，也可采用非等宽度设计。

优选地，所述燃烧中继槽与燃烧室的轴线角度可以是任意角度。

优选地，所述燃烧中继槽沿周向的分布可以是有规律的，也可以是杂乱的。