专利名称：一种带有十字型凹槽结构的驻涡型涡轮级间燃烧室的制作方法
技术领域：
本发明涉及驻涡型涡轮级间燃烧室的技术领域，具体涉及一种带有十字型凹槽结构的驻涡型涡轮级间燃烧室，在燃烧室内的叶片上开设十字型凹槽结构，此设计方案在不增大压力损失的前提下，能够有效改善燃烧室出口温度分布。
背景技术：
航空发动机是对航空飞行器性能 和发展中起决定性作用的部件。提高发动机推重t匕、扩大发动机工作范围一直是航空发动机设计的目标追求，对军用发动机尤其重要。从低的燃料消耗以及增大材料耐受度的角度出发，需要极其短小、紧凑、高性能的推力系统，这些要求对发动机的设计是一个新的挑战。传统的发动机建立在布雷顿循环基础之上，单纯地增加涡轮前温度和增加压气机增压比等方法已经很难满足现代航空发动机对推力系统的需要，因此需要寻求新的出路。由美国空军实验室提出在高压涡轮和低压涡轮之间放置一个超紧凑型燃烧室，能够通过再热循环提高布雷顿循环的热效率，涡轮级间燃烧室的概念由此产生。涡轮级间燃烧室是先进燃烧室之一，其最主要的优势就是能提高推力，减少NOX的排放。相对于传统发动机，涡轮燃烧器发动机能够在只增加少量单位推力燃油消耗的前提下，显著提高比推力。涡轮燃烧发动机还能扩大飞行马赫数的操作范围，以及增加压气机的压比。涡轮燃烧室发动机在压气机压比，风扇涵道比以及飞行马赫数方面要优于传统发动机。涡轮级间燃烧室又叫第二燃烧室，因此它的作用不仅能使发动机的性能得到提高，而且它能提高发动机的安全性，当一个燃烧室熄火后另一燃烧还能继续工作，提高了发动机的可靠性。目前在设计涡轮级间燃烧室中采用两种技术，一种是称为g-loading技术，另一种是TVC (驻涡燃烧)技术。由于运用g-loading技术要受到实际发动机尺寸的限制，因此从2009年开始运用驻涡燃烧技术设计涡轮级间燃烧室。在吸取驻涡燃烧室的设计经验上，目前在设计驻涡型涡轮级间燃烧室时主要对叶片的开槽形式进行结构改进。
发明内容
本发明要解决的技术问题为针对驻涡型涡轮级间燃烧室目前面临的出口温度分布不均的问题，在燃烧室内的叶片上进行结构改型，将叶片上的开槽改为十字型凹槽结构，该结构能够在基本不影响其他性能参数的前提下，有效改善燃烧室出口温度分布，降低燃烧室后面涡轮叶片的热负荷。本发明所采用的技术方案是一种带有十字型凹槽结构的驻涡型涡轮级间燃烧室，所述燃烧室包括燃烧室内机匣、燃烧室外机匣、燃烧室外机匣上的周向槽和开槽后的叶片；开槽后的叶片与燃烧室内机匣与燃烧室外机匣相连。燃烧室外机匣上的周向槽其宽度为15mm，深度为12mm，其两侧开设有空气喷射孔，空气喷射孔的直径为2mm，位于周向槽前壁面的空气喷射孔其圆心距离周向槽底端为2mm,位于周向槽后壁面的空气喷射孔其圆心距离周向槽底端为IOmm,空气喷射孔之间的偏转角度为O. 667度；燃烧室外机匣上的周向槽前壁面开设有燃油喷射孔，燃油喷射孔距离周向槽底端为6mm,距离叶片上的十字凹槽最前端为4mm。所述叶片4的一端与燃烧室内机匣I相连，另一端与燃烧室外机匣2相连；叶片4上开有十字型凹槽8，该十字型凹槽8的竖槽12为开在叶片4上从上之下的通槽，其宽度为15mm,开槽深度c为2. 5mm_3. 5mm ;该十字型凹槽8的横槽13上端到燃烧室外机匣2的距离B1占叶片4高度b的4/13-6/13，该十字型凹槽8的横槽13开槽高度a2占叶片高度b的 1/13-3/13。本发明与现有技术相比的优点在于传统的驻涡型涡轮级间燃烧室通常采用矩形凹槽的结构设计，本发明采用独特的十字型凹槽结构，能够有效改善目前驻涡型涡轮级间燃烧室面临的出口温度分布不均问题，同时还不会影响燃烧室其他性能参数。
图I为发动机整体结构示意图；图2为本发明的驻涡型涡轮级间燃烧室整体示意图；图3为本发明的驻涡型涡轮级间燃烧室局部放大图；图4为本发明简化的燃烧室结构说明示意图；图5为本发明的叶片结构示意图，图5 (a)为叶片侧面示意图，图5 (b)为叶片正视图意图，图5 (c)为叶片俯视意图；图6为传统矩形槽结构的驻涡型涡轮级间燃烧室与本发明的燃烧室结构简化图以及出口温度分布云图，图6 (d)为传统矩形槽结构的驻涡型涡轮级间燃烧室结构简化图，图6 (e)本发明简化的燃烧室结构示意图，图6 (f)为传统矩形槽结构的驻涡型涡轮级间燃烧室出口温度分布云图，图6 (g)为本发明简化的燃烧室出口温度分布云图。上述示意图中部件的标号说明I.燃烧室内机匣，2.燃烧室外机匣，3.燃烧室外机匣上的周向槽，4.叶片，5.空气喷射孔，6.燃油喷射孔，7.燃烧室燃气进口，8.十字凹槽，9.周向槽后壁面，10.周向槽底端，11.周向槽前壁面，12.十字凹槽的竖槽，13.十字凹槽的横槽，14.燃烧室出口，15.低压压气机，16.高压压气机，17.主燃烧室，18.高压涡轮，19.驻涡型涡轮级间燃烧室，20.低压涡轮。
具体实施方案下面结合附图，对本发明一种带有十字型凹槽结构的驻涡型涡轮级间燃烧室对改 善燃烧室出口温度分布的技术方案做进一步说明。图I是发动机的总体不意图。发动机包括低压压气机15,高压压气机16,主燃烧室17，高压涡轮18，驻涡型涡轮级间燃烧室19和低压涡轮20。发动机工作时，空气经过低压压气机15压缩后，再进入高压压气机16，高压空气进入主燃烧室17中燃烧，形成的高温高压燃气，进入到高压涡轮18中膨胀做功，从高压涡轮18出口的燃气进入到本发明所述的驻涡型涡轮级间燃烧室19中，并向驻涡型涡轮级间燃烧室19中喷入空气和燃油使之继续燃烧，提高燃气温度，随后燃气进入低压涡轮20中，继续膨胀做功。
图2是本发明的驻涡型涡轮级间燃烧室整体示意图，图3是本发明的驻涡型涡轮级间燃烧室局部放大图，驻涡型涡轮级间燃烧室19由燃烧室内机匣I、燃烧室外机匣2、燃烧室外机匣上的周向槽3、叶片4组成。图4是本发明简化的燃烧室结构说明示意图，对于驻涡型涡轮级间燃烧室19来说，从高压涡轮出口的燃气全部由燃烧室主进口 7进入，空气和燃油分别由燃烧室外机匣2上的空气喷射孔5和燃油喷射孔6喷入燃烧室外机匣上的周向槽3内，并在燃烧室外机匣上的周向槽3内燃烧，燃烧后的高温气体从燃烧室出口 14中流出；燃烧室外机匣上的周向槽3为环绕机匣上的一个环形凹槽，其宽深比为O. 8，功能相当于燃烧室的主燃区，由于在周向槽内燃烧的停留时间要比在轴向方向的长，所需的化学反应时间比较短，因此燃烧室的长度将会缩短；在燃烧室外机匣上的周向槽3两侧开设有空气喷射孔5，其半径均为2mm，两孔之间的偏转角度约为O. 667度，位于周向槽前壁面11的空气喷射孔5其圆心距离周向槽底端10为I Omm,位于周向槽后壁面9的空气喷射孔5其圆心距离周向槽底端10为2mm ;周向槽前壁面11开设有燃油喷射孔6，燃油喷射孔6距离周向槽底端10为6mm,距离叶片上的十字凹槽8最前端为4mm。图5为叶片4结构示意图，叶片4为弯曲型叶片并于轴向平行布置，所述叶片4的一端与燃烧室内机匣I相连，另一端与燃烧室外机匣2相连；叶片4上开有十字型凹槽8，该十字型凹槽8的竖槽12为开在叶片4上从上之下的通槽,其宽度为15mm,开槽深度c为2. 5mm_3. 5mm ;该十字型凹槽8的横槽13上端到燃烧室外机匣2的距离占叶片4高度b的4/13-6/13，该十字型凹槽8的横槽13开槽高度a2占叶片高度b的1/13-3/13。十字型凹槽8的功能主要有两个方面一方面处于中间的竖槽12可以将周向槽中的燃烧产物导出去，另一方面横槽13可以将导出的燃烧产物截流一部分至燃烧室的中部区域进行燃烧，扩大燃烧室中间区域的燃烧范围，并且降低燃烧室底部区域的温度，有效改善燃烧室出口温度分布。十字凹槽8的横槽13开槽位置对燃烧出口温度分布的改进有着极其重要的影响，若横槽13的上端到燃烧室外机匣2的距离^与叶片高度b的比值不在4/13-6/13之间，那么横槽13的作用将会减弱；若横槽13的开槽高度a2与叶片高度的比值不在1/13-3/13之间，横槽13的作用也会减弱。图6为传统矩形槽结构的驻涡型涡轮级间燃烧室与本发明的燃烧室结构简化图、出口温度分布云图以及两燃烧室出口处沿径向方向的温度分布曲线图。图6 (f)为传统矩形槽结构的燃烧室出口温度分布云图，图6 (g)为本发明简化的燃烧室出口温度分布云图，为了更加清晰地反应出两者出口处温度分布的差异，作图6 (h)两燃烧室出口处沿径向方向的温度分布曲线图来说明。从图中可以看出，传统矩形槽结构的燃烧室出口高温区集中在燃烧室上部以及底部区域，中间区域的燃烧范围相对较小，这对燃烧室后面的涡轮叶片是很不利的；而本发明能够有效的扩大燃烧室中部区域的燃烧范围，提高燃烧室中部区域的燃气温度，并且能够有效降低燃烧室底部区域(靠近内机匣)燃气的温度，这样就会减轻燃烧室后面涡轮叶片叶跟部位的热负荷。本发明未详细阐述部分属于本领域公知技术。
权利要求
1.一种带有十字型凹槽结构的驻涡型涡轮级间燃烧室，其特征在于所述燃烧室包括燃烧室内机匣(I)、燃烧室外机匣(2)、燃烧室外机匣上的周向槽(3)和开槽后的叶片(4)；开槽后的叶片(4)与燃烧室内机匣(I)与燃烧室外机匣(2)相连； 燃烧室外机匣上的周向槽(3)其宽度为15mm，深度为12mm，其两侧开设有空气喷射孔(5)，空气喷射孔(5)的直径为2mm，位于周向槽前壁面(11)的空气喷射孔(5)其圆心距离周向槽底端(10)为2mm,位于周向槽后壁面(9)的空气喷射孔(5)其圆心距离周向槽底端(10)为10mm，空气喷射孔(5)之间的偏转角度为O. 667度；燃烧室外机匣上的周向槽(3)前壁面开设有燃油喷射孔(6)，燃油喷射孔(6)距离周向槽底端(10)为6mm，距离叶片上的十字凹槽(8)最前端为4mm ； 所述叶片(4)的一端与燃烧室内机匣(I)相连，另一端与燃烧室外机匣(2)相连；叶片(4)上开有十字型凹槽(8)，该十字型凹槽(8)的竖槽(12)为开在叶片(4)上从上之下的通槽，其宽度为15mm，开槽深度c为2. 5mm-3. 5mm ;该十字型凹槽(8)的横槽(13)上端到燃烧室外机匣(2)的距离ai占叶片(4)高度b的4/13-6/13，该十字型凹槽的的横槽开槽高度a2占叶片高度b的1/13-3/13。
全文摘要
本发明提供一种带有十字型凹槽结构的驻涡型涡轮级间燃烧室，该燃烧室位于高压涡轮和低压涡轮之间，该燃烧室主要由内机匣、外机匣、外机匣上的周向槽以及开槽后的叶片组成，所述的开槽后的叶片的槽为十字型凹槽，从高压涡轮出来的燃气全部进入燃烧室主进口，空气和燃料以一定的方式喷入外机匣上的周向槽内，并在槽内形成一个稳定的驻涡，此驻涡可以充当一个稳定的点火源。周向槽中的燃烧产物可以通过叶片上的开槽进一步导出，并继续燃烧，同时与主流进行混合。针对驻涡型涡轮级间燃烧室出口分布不均的问题，本发明在叶片上设计了十字型凹槽结构，能够有效改善燃烧室出口温度分布。
文档编号F23R3/00GK102818285SQ20121027932
公开日2012年12月12日 申请日期2012年8月7日 优先权日2012年8月7日
发明者李锋, 宋耀颖, 尚守堂, 刘殿春, 高家春, 程明 申请人:北京航空航天大学