专利名称：单涡燃烧室的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种用于进口高速气流、小油流量的新型燃烧系统，特别是针对要求小温升，出口温度场均匀的应用于中小型航空发动机用的单涡燃烧室。
背景技术：
燃烧室是发动机的一个重要组成部分，燃料在此燃烧，使化学能转化为热能。好的燃烧室应具有点火性能好，温度分布均匀，流阻损失小，排气污染少和结构紧凑等基本特征。
传统的飞机发动机燃烧室头部主要采用旋流器与喷嘴的组合配置。空气通过旋流器后产生一回流区，高温的燃烧产物在回流区的作用下流向前端，点燃新鲜的燃料与空气的混合物，回流区起到了稳定的点火源的作用。驻涡燃烧室(Trapped vortex combustor简称TVC)，它摈弃了过去40年的传统燃烧室设计。它主要由两部分组成，即预燃室和主燃室。预燃室用来稳焰，主燃烧室用来提供动力。预燃烧室由凹腔提供稳定火焰所必需的回流区，燃料与空气以一定的方式注入凹腔内，达到改善燃料浓度场和加强涡的强度的作用。典型的旋流稳焰燃烧器布置在其进口处的旋流器产生主回流区。这个区域传送部分热的燃烧产物于射入燃烧器的空气燃料混合，形成连续的点火源和稳定的火焰。这个回流区也会使得整个燃烧器的燃烧变得稳定。如果燃烧器的进口流速增大，这个主回流区就会变得不稳定，这将对火焰的稳定和燃烧效率造成不利的影响。同时，随着世界各国对航空发动机排放污染关注的增强，传统的燃烧室也面临着污染环境的难题。
国外的TVC相关研究表明，TVC全被应用为航空发动机或排放要求较高的地面燃气轮机的主燃烧室。其主要特征为在环形形式的TVC中，分为内涵和外涵。燃烧室入口采用扩压器，扩压器包括一个或者几个环形斜面，其作用是把射入的空气分成不同的导向，进入扩压器流道。主流区的燃料喷嘴放置在扩压器的出口，在主燃室前方进口有一块和凹腔前方相同的支板，支板沿周向开有许多通道，这些通道用于将燃烧产物疏运到凹腔外。支板后面的凹腔回流区就像在加力燃烧室内的火焰稳定器。在凹腔内部的空气和燃料的快速混合有助于提供燃烧速度，这种结构还可以在不用喷射装置的情况下，形成使得排除气体形成合理的温度场。同时在凹腔后体还有空气与燃油喷入，相关资料表明，国内外现有TVC的供油装置均采用旋流喷嘴或者空气雾化喷嘴。
公开号CN1858498中介绍了一种切向驻涡燃烧室，其说明书中明确的介绍了驻涡燃烧室的结构，利用切向旋流产生的高离心加速度加强两相液雾燃烧。在公开号CN1467407A中介绍了一种气体涡轮发动机燃烧室筒组件，在预混合器内油气预先混和，然后供入主流，喷入到燃烧室内进行燃烧；利用分级燃烧的原理降低其NOx排放。在申请号5791148，申请日Aug，11，1998，LINER OF A GAS TURBINEENGINE COMBUSTOR HAVING TRAPPED VORTEX CAVITY(应用驻涡凹腔的燃气轮机燃烧室)中介绍了驻涡燃烧室应用于航空发动机主燃烧室的设计，其说明书中明确介绍了该燃烧室的结构，主流采用三通道扩压器结合喷油杆结构，由扩压器支板负责高温燃气与主流的混合，凹腔供油采用气孔包围油孔的结构。
上述燃烧室中，公开号CN1858498中介绍的切向驻涡燃烧室，没有采用蒸发管供油方式而是采用离心喷嘴或者气动雾化喷嘴；形成的周向漩涡与凹腔内的驻涡相互影响；凹腔壁面直接开孔进气，没有采用挡板结构。在公开号CN1467407A中介绍的一种气体涡轮发动机燃烧室筒组件，没有采用蒸发管供油，而是主流采取燃料与空气预混气；主流没采取扩压器结构，一定程度限制主流流速；凹腔无挡板结构而是直接在凹腔壁面开孔，凹腔进气量没有保证；凹腔出口通道处并没有掺混孔，由主流采取花瓣式支板结构取代，增加了重量。在申请号5791148，申请日Aug，11，1998，LINER OF A GAS TURBINE ENGINE COMBUSTOR HAVING TRAPPEDVORTEX CAVITY(应用驻涡凹腔的燃气轮机燃烧室)中介绍的驻涡燃烧室应用于航空发动机主燃烧室的设计中，主流采取喷油杆供油，重量较大；凹腔无挡板结构而是直接在凹腔壁面开孔，凹腔进气量没有保证；凹腔出口通道处并没有掺混孔，用支板扩压器结构取代，重量较大；凹腔供油与进气孔采取环绕结构，对驻涡的形成不利。
发明内容
本发明提供了一种新型的贫油的驻涡燃烧室，在省略了主流供油和用于掺混的支板后，有效地降低了驻涡燃烧室重量；在凹腔采用蒸发管作为供油装置，实现了燃烧效率的提高；在凹腔上采用挡板结构，对进入凹腔的气流进行导向，形成驻涡。从而实现TVC应用范围的拓宽。
本发明的目的是提供一种适用在高速、高温进口气流条件下工作的单涡燃烧室。利用高速进口气流滞止产生的压力，使得冷却气流通过外火焰筒的冷却孔进入到火焰筒内，起到冷却的作用；利用凹腔的稳焰作用，使得燃烧室在高速气流下的点火、贫油熄火边界拓宽。
本发明一种单涡燃烧室采用全环型火焰筒结构，包括壳体、内层火焰筒、外层火焰筒，所述外层火焰筒为一体成型件，外层火焰筒基体由第一段、第二段、第三段和第四段组成。第一段是采取等压力梯度设计的扩压段，第二段的凹腔前体边缘处周向均匀布置前进气孔，凹腔前部边缘处内侧周向布置前挡板，与前进气孔相对，凹腔后体边缘处周向均匀布置后进气孔，凹腔后部边缘处外侧周向布置后挡板，与后进气孔相对，凹腔后体周向均匀布置蒸发管伸入到凹腔内，第三段周向均匀布置回流进气孔，第三段内侧周向布置回流挡板，与回流进气孔相对；第四段采用扩张形式，扩张角度与水平方向成20°夹角，周向均匀开有两排掺混孔和三排冷却孔，两排掺混孔周向角度相差4.5°，三排冷却孔周向角度相差1.5°。
所述外层火焰筒的外壁与所述壳体的内壁组成冷却腔通道；所述外层火焰筒的内壁与所述内层火焰筒的外壁组成燃烧通道；所述壳体周向均匀布置喷油管和点火座，喷油管的喷口与蒸发管的进口相对。
本发明单涡燃烧室，采用贫油燃烧，主流没有供油。
所述外层火焰筒与壳体组成冷却腔通道，所述外层火焰筒基体第四段的外层火焰筒出口边缘外侧与壳体边缘处内侧闭合，组成冷却腔通道的末端，利用高速气流流入冷却腔通道滞止后产生的压力，从前进气孔和后进气孔及掺混孔和冷却孔分别流入凹腔内部和燃烧通道。
所述供油组件由喷油管和蒸发管组成，蒸发管被周向均匀布置在外层火焰筒和壳体之间。所述蒸发管采用分支结构，由单支进口分成沿周向的两支出口，其目的在于点火时起到的联焰作用。所述蒸发管和所述喷油管周向均匀分布4至16个。
所述外层火焰筒的前进气孔和后进气孔，气体从凹腔前体的前进气孔进入到凹腔后在前挡板的作用下沿凹腔壁面流动，气体在后挡板的作用下从凹腔后体的后进气孔进入到凹腔后沿凹腔壁面流动，气体从回流进气孔进入凹腔并由回流挡板导向，沿凹腔后体流动；三股气体的共同作用，形成稳定的“涡”。
本发明与现有技术相比具有的优点如下(1)具有比常规轴向燃烧室更适合于高速进口气流条件下的燃烧组织形式，从技术上省略了复杂的冷却气流路，减少了气动损失，降低结构的复杂性和整个燃烧室的重量；(2)喷油装置采用蒸发管结构，整个蒸发管置于气温较高的气流中，有助于燃油的蒸发和雾化，提高了燃油在整个燃烧室中的燃烧效率；(3)凹腔出口段设有掺混孔与冷却孔相间的结构，从掺混孔与冷却孔进入的气体与从冷却腔通道流入燃烧通道，形成一层覆盖出口段的气膜，提高了火焰筒的寿命及改善了燃烧室出口温度分布。
(4)单涡燃烧室产生的小温升，可以提高整个发动机的推力。
图1为本发明的结构图；图1A为本发明的轴向剖视图；图2为本发明的内层火焰筒的结构图；图2A为本发明的内层火焰筒的轴向剖视图；图3为本发明的供油组件的结构图；图3A为本发明的供油组件的左剖视图；图4为本发明的轴向流场图；图5为本发明的燃烧室出口截面热点温度分布；其中1是壳体 2是外层火焰筒 3是内层火焰筒 4是喷油管 5是冷却腔通道 6是燃烧通道 7是供油组件 11是A点火座 201是外层火焰筒基体 202是蒸发管 203是冷却孔 204是掺混孔 205是回流进气孔 206是前进气孔 207是后挡板 208是前挡板 209是回流挡板 210是外层火焰筒基体的第一段 211是外层火焰筒基体的第二段 212是外层火焰筒基体的第三段 213是外层火焰筒基体的第四段 214是凹腔 215是后进气孔具体实施方式
如图1所示，本发明所采用的实施例主要由壳体1、外层火焰筒2和内层火焰筒3组成。壳体1周向均匀布置三个点火座11和八个喷油管4。如图2所示，外层火焰筒基体201共分为四段，即外层火焰筒基体的第一段210、外层火焰筒基体的第二段211、外层火焰筒基体的第三段212、外层火焰筒基体的第四段213。
如图1A及图2、图2A所示，内层火焰筒3的外壁与外层火焰筒2的内壁形成用于油气混合物在高温高速气流中燃烧的燃烧通道6，外层火焰筒2的外壁与壳体1内壁形成冷却腔通道5，利用高速气流流入滞止后产生的压力，从前进气孔206和后进气孔215及凹腔214出口的掺混孔204和冷却孔203分别流入凹腔214内部和燃烧通道6。与公开号CN1467407A中介绍的一种气体涡轮发动机燃烧室筒组件主流没采取扩压器结构不同，本发明的燃烧通道6进口采用扩压段，当量扩压角为14°；燃烧通道6出口采取扩张通道，扩张通道与水平方向成20°夹角。在壳体1沿周向均匀安装有喷油管4，在相邻两个喷油管4中间，与喷油管4相距22.5°轴向位置沿周向均匀安装三个点火座11，为驻涡燃烧室外的点火嘴设备点火所准备。与公开号CN1467407A中介绍的一种气体涡轮发动机燃烧室筒组件主流采取燃料与空气预混气和与申请号5791148，申请日Aug，11，1998，LINER OF A GAS TURBINE ENGINE COMBUSTOR HAVING TRAPPEDVORTEX CAVITY(应用驻涡凹腔的燃气轮机燃烧室)中介绍的驻涡燃烧室主流采取喷油杆供油不同，本发明采用供油组件7供油，如图3所示，供油组件7由喷油管4和蒸发管202组成，喷油管4的喷口401与蒸发管202的进口正对，如图3A所示，从喷油管4喷口401喷出的燃油直接喷到蒸发管202内，同时，从壳体1和外层火焰筒2之间的空间，也就是冷却腔通道5流进的空气也流入到蒸发管202内。在蒸发管202内，燃油与高温气体进行掺混，并吸热蒸发，从蒸发管202内的喷出的油气混合物喷入到凹腔214内部。与公开号CN1467407A中介绍的一种气体涡轮发动机燃烧室筒组件和与申请号5791148，申请日Aug，11，1998，LINER OF A GAS TURBINE ENGINE COMBUSTOR HAVINGTRAPPED VORTEX CAVITY(应用驻涡凹腔的燃气轮机燃烧室)中介绍的驻涡燃烧室和公开号CN 1858498中介绍的切向驻涡燃烧室采用凹腔壁面直接开空进气不同，本发明的凹腔214采用挡板结构。如图2A所示，流入冷却腔通道5内的剩余空气有一部分从前进气孔206中流到凹腔214内，流入凹腔214的空气顺着前挡板208沿平行凹腔214前体的方向在凹腔214内流动；一部分流入冷却腔通道5内的空气流经外层外层火焰筒基体201的第一段210和第三段212之间的凹腔时，被后挡板207兜住，顺着后进气孔215以垂直凹腔214后体方向流入凹腔214；还有一部分冷却腔通道5内的气体，从回流进气孔205进入凹腔214，由回流挡板209导向，分为两股气流，分别沿平行凹腔214后体和凹腔214出口段从冷却腔流到凹腔214内部；最后一部分的冷却腔通道5内的空气由掺混孔204和冷却孔203流入燃烧通道6。
与公开号CN1858498中介绍的一种切向驻涡燃烧室利用产生的切向旋流产生的高离心加速度加强两相液雾燃烧不同，本发明由前进气孔206，后进气孔215和回流进气孔205流入凹腔2 14内的气体，与蒸发管6喷出的油气混合物一起，形成涡，“驻”在凹腔214中；同时从各气孔出来的冷气射流在火焰筒内壁形成附壁气膜，将火焰筒壁与燃气隔离。由于孔内换热量大大增加和气膜的良好隔离作用，提高了冷却效率，保证了单涡燃烧室可靠工作。
首先根据燃烧室的进口空气流量和理想油气比设计火焰筒的燃烧通道6面积与冷却腔通道5面积之比，然后根据燃烧室出口的理想速度确定出口面积，为了保证火焰筒进口为燃烧室限流截面，出口面积必须大于火焰筒进孔面积。为了保证燃烧室较宽的稳定工作范围，当总油气比为0.003时，蒸发管202内的油气比为0.2～0.3，整个凹腔214内的当量比为0.36～0.54。按照凹腔214内的当量比为0.36～0.54，最佳设计以确定冷却腔内气量分配。为保证凹腔214上气孔对火焰筒的良好冷却能力，设计凹腔214前后体进气速度为120m/s，再根据整个冷却腔通道5进口的面积，便可确定冷却气量分配及结构排列参数。现举一个最佳参数设计前进气孔206直径3mm，沿周向分布120个，气流量占整个冷却腔通道5流量的15％，后进气孔直径3mm，沿周向分布168个，气流量占整个冷却腔通道5流量的21％，回流进气孔205直径3mm，沿周向分布90个，两排孔气流量占整个冷却腔通道5流量的18％，掺混孔204直径6mm，沿周向分布40个，两排孔气流量占整个冷却腔通道5流量的42％，冷却孔203直径1mm，沿周向分布120个，三排孔的气流量占整个冷却腔通道5流量的4％。对于以上的具体设计案例，已通过三维数值模拟的方法进行了可行性研究。由于8个蒸发管202沿周向周期分布，于是只需对其中两个头部的单周期模型进行数值模拟即可。其进口条件均按实际案例设置。
图4为该燃烧室冷态流场图。从图中看出，在进口超过300m/s的条件下，在驻涡腔内形成了一个稳定明显的涡，涡内的低速区为10m/s左右。对单涡燃烧室流场三维数值模拟研究结果表明，该方案满足高速进口气流条件下的高效、稳定燃烧要求。
图5为单涡燃烧室在不同主流温度下，燃烧后出口温度分布OTDF图。从图中看出，高温燃气于主流在掺混孔的强制掺混作用下于燃烧室出口前迅速冷却掺混均匀，OTDF在0.18-0.06之间，出口温度分布符合OTDF小于0.3的设计要求。
权利要求
1.单涡燃烧室，采用全环型火焰筒结构，包括壳体、内层火焰筒、外层火焰筒，其特征在于所述外层火焰筒的外壁与所述壳体的内壁组成的冷却腔通道；所述外层火焰筒的内壁与所述内层火焰筒的内壁组成燃烧通道；所述壳体周向均匀布置喷油管和点火座，喷油管的喷口与蒸发管的进口相对。
2.根据权利要求1所述的单涡燃烧室，其特征在于所述外层火焰筒为一体成型件，外层火焰筒基体由第一段、第二段、第三段、第四段组成；第一段是采取等压力梯度设计的扩压段，第二段的凹腔前体边缘处周向均匀布置前进气孔，凹腔前部边缘处内侧周向布置前挡板，与前进气孔相对，凹腔后体边缘处周向均匀布置后进气孔，凹腔后部边缘处外侧周向布置后挡板，与后进气孔相对，凹腔后体周向均匀布置蒸发管伸入到凹腔内，第三段周向均匀布置回流进气孔，第三段内侧周向布置回流挡板，与回流进气孔相对；第四段采用扩张形式，扩张角度与水平方向成20°夹角，周向均匀开有两排掺混孔和三排冷却孔，两排掺混孔周向角度相差4.5°，三排冷却孔周向角度相差1.5°。
3.根据权利要求1所述的单涡燃烧室，其特征在于所述外层火焰筒与壳体组成冷却腔通道，所述外层火焰筒基体第四段的外层火焰筒出口边缘外侧部分与壳体边缘处内侧闭合，组成冷却腔通道的末端，利用高速气流流入冷却腔通道滞止后产生的压力，从前进气孔和后进气孔及掺混孔和冷却孔分别流入凹腔内部和燃烧通道。
4.根据权利要求1或3所述的单涡燃烧室，其特征在于所述外层火焰筒的前进气孔和后进气孔，气体从凹腔前体的前进气孔进入到凹腔后在前挡板的作用下沿凹腔壁面流动，气体在后挡板的作用下从凹腔后体的后进气孔进入到凹腔后沿凹腔壁面流动，气体从回流进气孔进入凹腔并由回流挡板导向，沿凹腔后体流动；三股气体的共同作用，形成稳定的“涡”。
5.根据权利要求1所述的单涡燃烧室，其特征在于所述喷油管和蒸发管组成供油组件，蒸发管被周向均匀布置在外层火焰筒和壳体之间。
6.根据根据权利要求5所述的单涡燃烧室，其特征在于所述蒸发管和所述喷油管周向均匀分布4至16个。
7.根据权利要求1或5所述的单涡燃烧室，其特征在于所述蒸发管采用分支结构，由单支进口分成沿周向的两支出口，其目的在于点火时起到的联焰作用。
全文摘要
本发明公开了一种单涡燃烧室，采用全环形火焰筒结构，主要由壳体和位于其内的内外火焰筒构成；由于采用贫油燃烧，所以燃烧室没有设置主燃喷嘴，在外层火焰筒形成的凹腔部分周向均匀布置蒸发管；凹腔出口部分开有多个掺混孔和冷却孔，掺混孔与冷却孔在周向和轴向位置均有偏转。本发明在燃烧室进口气流流速大，温度高，冷却气量有限的条件下，解决了贫油燃烧，高速气流下的点火、稳焰，燃烧室出口温度场均匀及燃烧室壁面冷却等问题，为其应用于小型航空发动机做出了良好的铺垫。
文档编号F23R3/28GK101070961SQ20071011798
公开日2007年11月14日 申请日期2007年6月27日 优先权日2007年6月27日
发明者邢菲, 樊未军, 宋双文, 闫永强, 任伟, 季鹤鸣 申请人:北京航空航天大学