本发明专利属于航空发动机领域，涉及一种同轴分区高温升燃烧室头部。
背景技术：
现代高性能战斗机普遍采用小涵道比涡扇发动机，为了实现高速机动，其对发动机推重比的要求越来越高(由8～10增至16～20)，发动机的循环参数也因此不断提高，总增压比已达到40以上，燃烧室进出口温度由800～1650k提高到1000～2150k。目前，各大航空发动机厂商正在大力开展军用高温升燃烧室的研究。
高温升燃烧技术的研发在上世纪70年代中期就已经开始，rb-199发动机的研发成功，代表了推重比8一级发动机，90年代研发出了推重比10一级发动机，现在正在研发的是推重比12一级的发动机，推重比15～20一级的发动机也纳入了研发计划当中，例如针对温升1315k的燃烧室，美国空军研发了变几何(vg)燃烧室，美国海军则仍然采用了定几何(fg)燃烧室方案，同时期美国也探讨了温升为1650k的燃烧室。
高温升燃烧室与高油气比燃烧室是同样的概念，随着高性能航空发动机推重比要求的提高，燃烧室总油气比就需要提高，温升水平也就越高。目前，高推重比航空发动机高油气比燃烧室面临的最大问题是如何解决点火、低工况稳定性与高工况下高效无冒烟燃烧之间的矛盾。传统军用燃烧室由于总的油气比不高，采用常规的组织燃烧技术就可以解决，即将头部进气量控制在10％～25％之间，即使在燃烧室工作至大工况时，主燃区的余气系数依然在1.0以上，保证了主燃区的高效低冒烟燃烧。随着燃烧室总油气比的增加，如果按照原有燃烧室的流量分配方案进行设计，那就会导致主燃区的余气系数小于1，这样将会导致主燃区冒烟及严重的积碳，可见常规燃烧室技术已无法保证主燃区的高效低冒烟燃烧，这时燃烧室的燃烧组织方式、空气和燃油的流量分配以及结构形式都要发生改变。
技术实现要素：
发明目的
提供一种能够兼顾大头部进气燃烧室点火、低工况稳定性及高工况高效低冒烟的高温升燃烧室头部。
技术方案
本发明专利同轴分区高温升燃烧室cdhtrc(coaxialanddivisionalhightemperaturerisecombustor)头部采用燃油分级和燃烧分区的组织燃烧策略，副油路位于头部中心，由单油路离心喷嘴将燃油直接喷入到主燃区中心区域，通过一级轴向旋流器雾化空气实现燃油良好雾化和混合，主油路布置在副油路外围，具体位于一级轴向旋流器和二级轴向旋流器之间，通过设置多个直射式喷嘴将燃油直接喷入主燃区，主油路燃油主要依靠一级和二级轴向旋流器气流的剪切实现充分的雾化和混合，在二级轴向旋流器和三级轴向旋流器之间设置折流装置，将三级轴向旋流器的空气并不是直接进入主燃区，而是经过一定距离的折转之后逐步进入主燃区与一级和二级轴向旋流器所形成的油气混合气进行混合。具体工作模式为：在低工况时，只有预燃级工作，通过副油路离心喷嘴和一级轴向旋流器实现局部富油燃烧，余气系数在0.3-0.7之间，燃烧稳定性较好，容易起动点火；在慢车或慢车以上工况时，预燃级和主燃级同时工作，预燃级在中心形成稳定的稳火源，主燃级形成富油直混燃烧，燃烧区余气系数控制在0.6～1之间，从而控制头部冒烟的产生。采用上述工作模式，可确保在所有的工作状态下，燃烧区的整体余气系数均控制在可见冒烟余气系数之上，同时兼顾了低工况可靠点火和燃烧的稳定性。
具体结构为：一种同轴分区高温升燃烧室头部，包括一级轴向旋流器(31)、主级燃油油路(33)、二级轴向旋流器(34)、折流装置(35)、三级轴向旋流器(36)和喷嘴(14)，喷嘴(14)位于燃烧室头部(15)中心，一级轴向旋流器(31)在喷嘴(14)外围，主级燃油油路(33)和主喷口(43)位于一级轴向旋流器(31)和二级轴向旋流器(34)之间，折流装置(35)位于二级轴向旋流器(34)与级轴向旋流器(36)之间；副级燃油通过喷嘴(14)从燃烧室头部(15)中心沿x轴供入，主级燃油通过主级燃油油路(33)供入。
所述的一种同轴分区高温升燃烧室头部，一级轴向旋流器(31)、二级轴向旋流器(34)及三级轴向旋流器(36)均共用中心轴线x轴。
所述的一种同轴分区高温升燃烧室头部，主喷口(43)位于主级燃油油路(33)末端，并且主喷口(43)端面伸入主级燃油雾化通道(44)内。
所述的一种同轴分区高温升燃烧室头部，主级燃油雾化通道(44)型面为等面积型，主级燃油雾化通道(44)从进口到出口面积相等。
所述的一种同轴分区高温升燃烧室头部，主级燃油雾化通道(44)型面为收敛型，主级燃油雾化通道(44)从进口到出口面积逐渐缩小。
所述的一种同轴分区高温升燃烧室头部，主级燃油雾化通道(44)型面为收扩型，主级燃油雾化通道(44)从进口到出口面积先减小后增大。
所述的一种同轴分区高温升燃烧室头部，折流装置(35)扩张角度(45)在40°～70°之间，末端高度(46)在25mm～40mm之间。
所述的一种同轴分区高温升燃烧室头部，还包括文氏管(32)，文氏管(32)与主级燃油油路(33)之间形成中间冷却流道(41)，文氏管(32)扩张段开有数排冷却小孔(42)，流入中间冷却流道(41)的空气一部分从文氏管(32)扩张段冷却小孔(42)流出，另一部分流经主级燃油油路(33)末端的主喷口(43)外围，从主级燃油雾化通道(44)流出。
有益效果
预燃级采用直接喷射燃烧模式，能保证燃烧室可靠点火和稳定工作，其扩张段带冷却小孔的设计不仅能解决头部积碳和冷却问题，一级和二级轴向旋流器之间的台阶结构还能保证在预燃级下游形成有助于点火和火焰稳定的斜回流区；主燃级采用多点喷射富油直混燃烧技术，能较好的适应军用发动机主燃烧室工况的剧烈变化，使得燃烧室有较好的响应及跟随性，主喷口外围设置主级燃油雾化通道一方面可以避免低工况下主喷口端面积碳，另一方面改善了燃油雾化；二级和三级轴向旋流器之间的折流装置将部分新鲜空气折转后逐步进入主燃区，在中心火焰(稳火源)的外围形成了一个化学恰当比油气混合环带，使得外围火焰包裹着中心火焰在整个主燃区高效燃烧，提高了头部的燃烧效率，燃烧室的出口温度场品质也得以提高。
附图说明
图1为一种同轴分区高温升燃烧室示意图；
图2为同轴分区高温升燃烧室头部细节结构示意图；
图3为同轴分区高温升燃烧室头部下游火焰分布示意图；
图4为主级燃油雾化通道等面积型结构示意图；
图5为主级燃油雾化通道收敛型结构示意图；
图6为主级燃油雾化通道收扩型结构示意图；
10-一种同轴分区高温升燃烧室，11-扩压器，12-外机匣，13-内机匣，14-喷嘴，15-头部，16-火焰筒，17-电嘴，18-主燃孔，19-掺混孔，20-燃烧室外环，21-燃烧室内环，22-燃烧室出口，31-一级轴向旋流器，32-文氏管，33-主级燃油油路，34-二级轴向旋流器，35-折流装置，36-三级轴向旋流器，37-挡溅盘，41-中间冷却流道，42-冷却小孔，43-主喷口，44-主级燃油雾化通道；
图1描述了燃烧室扩压器、外机匣、内机匣、喷嘴、头部、火焰筒、电嘴、主燃孔和掺混孔的相对位置；图2描述了同轴分区高温升燃烧室头部旋流器、文氏管、主级燃油油路、流装置、挡溅盘以及它们的细节结构；图3描述了同轴分区高温升燃烧室头部下游火焰大致分布；图4描述了主级燃油雾化通道等面积型结构；图5描述了主级燃油雾化通道收敛型结构；图6描述了主级燃油雾化通道收扩型结构。
具体实施方式
下面结合附图及具体实施例子详细介绍本发明。
参阅图1，为一种同轴分区高温升燃烧室10结构示意图，包括扩压器11，外机匣12，内机匣13，喷嘴14，头部15，火焰筒16，电嘴17，根据需要火焰筒上有主燃孔18和掺混孔19，或是可以取消主燃孔18保留掺混孔19。燃烧室的工作情况是：空气从扩压器11进入燃烧室，超过40％的空气从头部15进入火焰筒16，其余空气通过燃烧室外环20和燃烧室内环21进入火焰筒16，燃油通过喷嘴14进入火焰筒16，在火焰筒16内，电嘴17点火后，空气与燃油混合并燃烧，从火焰筒出口22排出高温燃气。
参阅图2，为同轴分区高温升燃烧室头部15结构细节，包括一级轴向旋流器31、文氏管32、主级燃油油路33、二级轴向旋流器34、折流装置35、三级轴向旋流器36和挡溅盘37，文氏管32与主级燃油油路33之间形成中间冷却流道41，文氏管32扩张段开有数排冷却小孔42，流入中间冷却流道41的空气一部分从文氏管32扩张段冷却小孔42流出，另一部分流经主级燃油油路33末端主喷口43外围，从主级燃油雾化通道44流出。参阅图3，同轴分区高温升燃烧室头部15在下游形成的火焰结构由中心火焰和外围火焰组成。
进一步的，同轴分区高温升燃烧室头部15进气量大约占燃烧室总气量的40％-80％，具体进气量的多少同燃烧室的总油气比和冷却空气量有关。一级轴向旋流器31进气量大约占燃烧室总进气量的5％～15％，具体进气量同燃烧室慢车状态油气比密切相关；二级轴向旋流器34进气量大约占燃烧室总进气量的10％～25％，三级轴向旋流器36进气量大约占燃烧室总进气量的20％～35％，具体进气量同燃烧室设计点状态油气比密切相关。
进一步的，主级燃油油路33末端主喷口43数量在4～8之间，喷射角度在5°～30°之间，主级燃油雾化通道44数量与主喷口43一一对应。参阅图4、图5和图6，主级燃油雾化通道44内型面分为等面积、收敛和收扩三种类型。
进一步的，折流装置35扩张角度45在40°～70°之间，末端高度46在25mm～40mm之间。