一种微型发动机燃烧室的制作方法

本发明涉及一种微型发动机燃烧室，是微型涡轮发动机的核心部件，可应用在航空领域。

背景技术：

应用于航空领域的微型燃气轮机，其核心部件燃烧室有直流环形燃烧室和回流环形燃烧室两大类型，本发明涉及一种微型燃烧室属直流环形蒸发管燃烧室。直流环形燃烧室设计差异较大。燃油管组件根据放置的位置有前置式、后置式。

现有技术中的火焰筒气动布局差异较大，微型发动机火焰筒一般采用多排多尺寸进气孔的气动布局，无明显主燃区、补燃区、掺混区，壁面多以对流换热为主，这会造成燃烧效率低、火焰筒壁面温度高；一般孔结构形式有圆孔、腰型孔、翻边孔等。

现有技术中的蒸发管结构形式有目前“t”型、“u”型、“г”型、直射式等，直射式蒸发管进口一般为等直径设计，如图1所示。蒸发管与涡轮导向器焊接连接，蒸发管与火焰筒一旦不匹配，难以调节蒸发管气量以改善燃油雾化，整体更换蒸发管与涡轮导向器焊接组件也会造成成本浪费。

随着发动机推力极高，火焰筒气动布局的优化，部分微型发动机也需要采用冷却孔结构设计，以满足发动机适用寿命需求。小型发动机燃烧室采用发散(发汗)冷却结构设计可应用于微型发动机燃烧室上，但其发散冷却孔孔径在0.3-0.6mm之间，加工成本极高。

技术实现要素：

本发明的目的在于解决燃油雾化不良，燃烧效率低；稳定燃烧范围窄；火焰筒壁面温度高的技术问题。为克服现有技术的不足，本发明燃油管组件后置，与分体、直射式蒸发管匹配使用，蒸发管套进口端为双纽线型面设计，与采用大尺寸进气孔(主燃孔、掺混孔)气动布局的火焰筒匹配使用，可有效降低蒸发管进口端总压损失，提高蒸发管总压恢复系数，提高主燃区回流区强度，改善燃油雾化、提高燃烧效率和燃烧稳定性。本发明提供了的技术方案如下：

一种微型发动机燃烧室，包括外机匣2、内机匣6、火焰筒1、蒸发管3、燃油总管4、涡轮导向器5、扩压器10，所述扩压器10、外机匣2、内机匣6和涡轮导向器5组成燃烧室工作区域，其内设置有火焰筒1、蒸发管3、燃油管组件4，火焰筒1一端与涡轮导向器5弯折部固定连接，燃油总管4出口端置于蒸发管3内，其特征在于：

所述火焰筒1由前壁11、外壁12、内壁13组成，外壁12和内壁13为筒状组件，外壁12、内壁13的一端通过前壁11密封连接；所述外、内壁12、13上设有至少一排主燃孔8、至少一排掺混孔7，用于形成明显的主燃区、掺混区，内壁和外壁的上的主燃孔8和掺混孔7周向位置一一对应；优选地，所述主燃孔8、掺混孔7均为单排设置；

所述蒸发管3管体相对于火焰筒轴线平行，平行设置于外壁12、内壁13之间，出口端位于正对火焰筒1前壁11一定距离的位置，另一端穿过所述涡轮导向器5弯折部并固定连接，优选通过焊接的方式连接。

主燃孔8更靠近前壁11的位置，且掺混孔7孔径大于或等于主燃孔8孔径。主燃孔8尺寸在φ6mm-φ7.5mm之间，掺混孔7在φ8.5mm-φ10mm之间。主燃孔8附近更靠近前壁11的位置设置有两排或多排进气孔9，尺寸在φ1mm-φ2mm之间。

主燃孔8和掺混孔7之间还设置有至少一排进气孔9。进气孔9尺寸在φ1mm-φ2mm之间，优选为φ2mm。

所述外、内壁12、13上除主燃孔8、掺混孔7外还设置有多排用于降低火焰筒1壁面温度的离散冷却孔9’。优选地，火焰筒外壁掺混孔7后，布置一排小尺寸离散冷却孔9’，孔尺寸在φ2mm-φ2.5mm之间；火焰筒内壁13掺混孔7后，布置3-4排小尺寸离散冷却孔9’，孔尺寸在φ1mm-φ1.5mm之间。。

进一步地，所述蒸发管3为多个，环形设置在所述外壁12和内壁13之间。蒸发管3的安装位置与火焰筒1上的主燃孔7和掺混孔8周向错开。

进一步地，蒸发管3为分体式可拆卸结构，由蒸发管体31和蒸发管套32组成，所述蒸发管套32进口端为双纽线型面。

本发明的有益效果：

(1)蒸发管进口段分体设计，蒸发管套进口采用双纽线型面设计，空气从四面八方进入蒸发管内，可降低蒸发管进口总压损失，提高蒸发管总压恢复系数，改善燃油雾化、实现油气均匀混合，提高燃烧效率。

(2)本发明的火焰筒采用单排主燃孔、单排掺混孔、以及多排离散冷却孔的气动布局，有明显主燃区、掺混区；火焰筒内外壁主燃孔、掺混孔形成对冲射流，提高空气射流深度；与新型蒸发管匹配使用，增大主燃区回流涡尺寸、提高回流涡的强度，提高主燃区燃烧效率、改善燃烧稳定性；火焰筒均采用圆孔结构设计，加工简单，且便于调节燃烧室性能。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为等直径蒸发管结构示意图；

图2为燃烧室结构示意图；

图3为燃烧室三维效果图；

图4为分体式蒸发管结构示意图；

图5为蒸发管套进口端型面示意图。

图6为燃烧室流场形态示意图

具体实施方式

在下面的详细描述中，提出了许多具体细节，以便于对本发明的全面理解。但是，对于本领域技术人员来说很明显的是，可以在不需要这些具体细节中的一些细节的情况下实施。下面对实施例的描述仅仅是为了通过示出本发明的示例来提供对本发明的更好地理解。

下面将结合附图，对本发明实施例的技术方案进行描述。

如图2和图3所示，一种微型发动机燃烧室，包括外机匣2、内机匣6、火焰筒1、蒸发管3、燃油总管4、涡轮导向器5、扩压器10，所述扩压器10、外机匣2、内机匣6和涡轮导向器5组成燃烧室工作区域，其内设置有火焰筒1、蒸发管3、燃油管组件4，火焰筒1一端与涡轮导向器5弯折部固定连接，燃油总管4出口端置于蒸发管3内，所述火焰筒1由前壁11、外壁12、内壁13组成，外壁12和内壁13为筒状组件，外壁12、内壁13的一端通过前壁11密封连接；所述外、内壁12、13上设有单排主燃孔8、单排掺混孔7，用于形成明显的主燃区、掺混区，内壁和外壁的上的主燃孔8和掺混孔7周向位置一一对应；所述蒸发管3管体平行设置于内壁13、外壁12之间，出口端位于正对火焰筒1前壁11一定距离的位置，另一端穿过所述涡轮导向器5弯折部焊接连接。

主燃孔8更靠近前壁11的位置，且掺混孔7孔径大于或等于主燃孔8孔径。主燃孔8尺寸在φ6mm-φ7.5mm之间，掺混孔7在φ8.5mm-φ10mm之间。掺混孔7附近更靠近前壁11的位置设置有两排或多排进气孔9，尺寸在φ1mm-φ2mm之间。

主燃孔8和掺混孔7之间还设置有至少一排进气孔9。进气孔9尺寸在φ1mm-φ2mm之间，优选为φ2mm。

进一步地，如图2所示，所述外、内壁12、13上除主燃孔8、掺混孔7外还设置有多排用于降低火焰筒1温度的离散冷却孔9’。所述火焰筒外壁12掺混孔7后，布置一排小尺寸离散冷却孔9’，孔尺寸在φ2mm-φ2.5mm之间；火焰筒内壁13掺混孔7后，布置3-4排小尺寸离散冷却孔9’，孔尺寸在φ1mm-φ1.5mm之间。

优选地，蒸发管3为多个，均匀布局设置在所述内壁12和外壁13之间，例如配置14个均匀布局的蒸发管。蒸发管3的安装位置与火焰筒1上的主燃孔8和掺混孔7周向错开。

进一步地，如图4-5所示，蒸发管3为分体式可拆卸结构，由蒸发管体31和蒸发管套32组成，所述蒸发管套32进口端为双纽线型面。蒸发管套32进口端采用双纽线型面设计，改善燃油雾化质量、降低蒸发管进口总压损失，提高蒸发管出口涡强度，扩大燃烧稳定边界。

如图6所示，其为燃烧室流场形态示意图。扩压器10出口高压空气流经环形腔道，通过火焰筒壁面的进气孔7、8、9和蒸发管3进入火焰筒1内，并与燃油总管4喷出的燃油混合燃烧，蒸发管内油气混合气冲击火焰筒前壁11，受火焰筒1主燃孔8的射流空气阻挡，在蒸发管31管口上、下方形成两个稳定燃烧的涡区，燃气流入涡轮导向器5中。部分高压空气经火焰筒1主燃孔8前方的两排φ2圆孔9进入，用于补充燃烧，稳定主燃区气量分配，其他小尺寸离散冷却孔9’主要起冷却壁面作用；高压空气经掺混孔7射入后，与主燃孔8后方的高温燃气掺混，调节燃烧室出口温度分布，以满足涡轮的使用需求；掺混孔7后方的小尺寸冷却孔9’用于降低火焰筒1和涡轮导向器5壁面温度。

火焰筒1上的进气孔7、8、9均采用激光或钻头加工成型。其中火焰筒外壁12、内壁13的主燃孔8正对，使得高压空气经主燃孔8射入后对冲，在火焰筒1径向截面上形成大的低速区；另一方面，蒸发管3出口气流冲击前壁11，受主燃孔8射流影响，在燃烧室火焰筒1头部区域上形成上下两个涡区，用于稳定燃烧，通过计算及试验研究，蒸发管套32进口采用双纽线型面设计后，火焰筒头部涡强度提高，油气掺混剧烈，燃烧效率提高、燃烧稳定边界扩大。火焰筒外壁12、内壁13的掺混孔7正对，使得高压气流经掺混孔7射入后对冲，拦截前方的高温燃气并与其掺混，调节燃烧室出口温度分布以满足涡轮部件使用需求。

部分高压空气经冷却孔9’进入火焰筒1内，在主燃孔8前方进入的空气起补燃作用，在主燃孔8后进入的空气主要起冷却火焰筒壁面温度作用，调节燃烧室火焰筒的流量分配。

尽管这里参照本发明的解释性实施例对本发明进行了描述，上述实施例仅为本发明较佳的实施方式，本发明的实施方式并不受上述实施例的限制，应该理解，本领域技术人员可以设计出很多其他的修改和实施方式，这些修改和实施方式将落在本申请公开的原则范围和精神之内。