[发明专利]一种预混预蒸发式火焰稳定器

说明书

本发明提供一种预混预蒸发式火焰稳定器，其包括：导流环、内稳定器、外稳定器、值班喷油装置以及充填喷油装置。内稳定器的前侧壁与外稳定器的前侧壁之间形成第一气流通道，内稳定器与外稳定器之间形成从第一气流通道连通至内稳定器的轴向后方的第二气流通道。本发明通过第一气流通道引入内涵高温气流，实现对值班供油的预混预蒸发，再利用第二气流通道将高温的油气混合物引入外涵通道，实现对充填供油的燃烧组织。由此，本发明能够适应涵道比变化范围较大的应用场景，降低在加力燃烧室在小涵道比工作模式下的流动损失，提高发动机的工作性能；并且本发明的火焰稳定器的结构更加紧凑，能够有效减少加力燃烧室的总体质量，提高发动机性能。

技术领域

本发明属于航空发动机领域，涉及一种预混预蒸发式火焰稳定器，尤其涉及一种应用于自适应循环发动机的预混预蒸发式火焰稳定器。

背景技术

自适应循环发动机(Adaptive Cycle Engine,ACE)是目前第六代军用航空发动机的一个主要研究方向，其能够通过移动多个部件位置，自动地改变内外涵压比、温升、流量以及涵道比(外涵与内涵气流流量之比)等多个运行参数，使发动机在飞行包线内的不同高度和速度点均获得较佳的工作性能，从而大幅提高涡扇发动机的燃油效率、航程以及推力。

随着飞机飞行高度和速度上升，自适应循环发动机的加力燃烧室从小涵道比(0.2～0.4)工作模式切换到中等涵道比(0.6～1.0)工作模式，这会导致外涵低温气流的流量和速度大幅上升，进而提高外涵低温气流组织燃烧的难度。

现有技术的中等涵道比加力燃烧室大多采用“先混合后燃烧”的方案，也即，将外涵低温气流和内涵高温气流在混合器处开始混合，完成混合后：一部分气流进入值班火焰稳定器，并在接收值班供油系统喷射的燃油后，在值班火焰稳定器的尾缘组织燃烧；另一部分气流在接收充填供油系统喷射的燃油后，流经外涵火焰稳定器，并由值班火焰稳定器的高温燃烧气流点燃而组织燃烧。

对于现有技术中“先混合后燃烧”的燃烧组织方案，由于内涵高温气流与外涵低温气流的混合会导致较大的流动损失，因此若加力燃烧室采用这种燃烧组织方案会导致自适应循环发动机在小涵道比工作模式下性能大幅下降，难以使自适应循环发动机在小涵道比和中等涵道比加力或非加力状态下均具有较好的工作性能。

发明内容

鉴于此，本发明提供一种预混预蒸发式火焰稳定器，能够适应自适应循环发动机加力燃烧室涵道比变化范围较大的应用场景，降低其小涵道比工作模式下的流动损失，从而提高发动机的工作性能；并且本发明的火焰稳定器的结构更加紧凑，能够有效减少加力燃烧室的总体质量，从而提高发动机性能。

在本发明的一个方面，提供一种预混预蒸发式火焰稳定器，其设置在加力燃烧室中分流环的轴向后端，所述预混预蒸发式火焰稳定器包括：

导流环，同轴地设置在所述分流环的径向内侧；

内稳定器，设置在所述分流环的轴向后方，其前侧壁从所述分流环的径向内侧向外延伸至所述分流环的径向外侧；

外稳定器，至少部分地罩设在所述内稳定器的外部，其前侧壁的径向内边缘设置于所述分流环的轴向后端；

值班喷油装置，被配置为从所述分流环向所述导流环喷油；以及

充填喷油装置，设置在所述分流环的径向外侧，并被配置为向所述外稳定器的后方可调整角度地喷油；

其中，所述内稳定器的前侧壁与所述外稳定器的前侧壁之间形成有第一气流通道，所述内稳定器与所述外稳定器之间形成有从所述第一气流通道连通至所述内稳定器的轴向后方的第二气流通道。

优选地，所述内稳定器的径向外壁贴设于所述外稳定器的径向外壁，而所述内稳定器的周向侧壁与对应的所述外稳定器的周向侧壁间隔设置，从而在所述内稳定器的周向侧壁与所述外稳定器的周向侧壁之间形成至少部分所述第二气流通道。