本发明涉及一种发动机，特别涉及发动机中的燃烧室。
背景技术：
燃烧室是航空发动机的重要部件，近年来，加力燃烧室或串联式涡轮基组合循环发动机(简称tbcc)的涡轮/冲压组合燃烧室，得到了迅猛发展，虽然其质量只占发动机总质量的20％左右，但却能大幅增大发动机推力。涡喷发动机采用加力燃烧室，推力增大比可达40％～50％；涡扇发动机采用加力燃烧室，推力增大比可达60％～70％甚至更高。随着第4代和接近第4代水平的航空发动机相继问世，其要求具有高推重比、推力矢量能力、隐身特性、低耗油率、高可靠性等，对发动机加力燃烧室提出许多新的近乎苛刻的设计要求，加力燃烧室进口燃气温度大大提高，可以达到1300k甚至更高同时，燃油喷出后很快液滴蒸发，一方面容易发生热自燃，另一方面蒸发的燃油蒸汽在气流中几乎没有穿透力，燃油喷出后很快就跟随气流一起运动，很难在截面上扩散和混合，不利于形成在整个截面上的燃油均匀、合理分布，使燃烧效率下降。
技术实现要素：
发明目的：本发明提供了一种基于旋流整流支板调节燃烧区的燃烧室，通过燃烧室进口部分不同位置及角度的旋流整流支板组合，在燃烧室中产生不同位置及大小的离心力场，实现对燃烧室高温区的主动控制，实现燃烧室的高效、低阻燃烧。本发明的另一目的是提供了位于该燃烧室进口的旋流整流支板，利用该支板调整进入燃烧室气流的方向从而实现对高温区的调节。
技术方案：本发明所述一种基于旋流整流支板调节燃烧区的燃烧室，包含外机匣、内机匣、中心锥和喷油系统，包含位于内机匣与外机匣之间的分流环；所述分流环以同心方式设置于内机匣周围，所述外机匣以同心方式设置于分流环外围；所述分流环与内机匣之间固定有若干旋流整流支板；所述旋流整流支板包括侧边部以及与该侧边部连接的多个叶片，所述叶片可围绕所述侧边部旋转。其中，所述旋流整流支板在内机匣与分流环之间延伸。
所述内机匣与分流环之间形成内涵道；所述外机匣与分流环之间形成外涵道。所述内机匣与分流环之间的距离为h。
所述中心锥包括前段和后段；所述前段呈圆台形，从中心锥前端向后端圆台横截面直径逐渐减小；所述中心锥后段为椭球面。
所述分流环上包括若干掺混孔；所述掺混孔为沿分流环前端至后端方向渐宽的长形孔。
所述内机匣与分流环之间的距离(h)与燃烧室直径比为1:7-7.5。
所述内机匣与分流环之间的距离(h)与前段圆台的底面直径比为1:3.8-4.4；所述内机匣与分流环之间的距离(h)与中心锥前段与后段交界处直径比为1:3.2-3.5。
所述喷油系统包括喷油杆；所述喷油杆固定于所述旋流整流支板侧边。
所述喷油杆包括若干喷油孔；所述喷油孔沿喷油杆等距分布。
所述侧边固定有5-7个叶片。
叶片围绕侧边转动的角度为15-25°。
所述喷油系统位于转动一定角度旋流整流支板后段的喷嘴直径为0.5～0.7mm。所述喷油系统位于未转动旋流整流支板后段的喷嘴直径为0.3～0.5mm。
用于上述基于旋流整流支板调节燃烧区的燃烧室的旋流整流支板，包括侧边部以及与该侧边部连接的5-7个叶片；所述叶片可围绕所述侧边部旋转；所述叶片围绕侧边部转动的角度为15-25°。
有益效果：1、本发明设计了燃烧室进口的旋流整流支板，通过旋流改善油雾场分布及组织燃烧，减小总压损失，包括减少了对涡轮出口气流整流产生的总压损失，不需要稳定器稳定火焰，且不会在燃烧室内形成较大范围的回流区，产生适合的切向速度带，依靠离心力场来加速火焰的周向传播。2、加强油雾掺混，缩短掺混距离，拓宽熄火极限。粒径较大的油珠，受到的离心力大，被快速甩向燃烧室外围，流经角度不同的旋流整流支板的燃气对油珠产生剪切作用，加快油珠的破碎和雾化，在切向旋流的作用下油气掺混的更快，需要的掺混距离缩短；在有旋转角度的旋流整流支板后喷油粒径无需很小，也可以获得合理的径向油气比分布及均匀的周向油气比分布，且拓宽燃烧室熄火极限；而无旋转角度整流支板后合适的喷油粒径可以使燃油与燃气加速混合，在其下游区域形成均匀预混气，使值班点火更加容易。
附图说明
图1为本发明燃烧室结构示意图；
图2为本发明旋流整流支板示意图；
图3为本发明中心锥示意图；
图4为本发明掺混孔示意图；
图5为本发明旋流整流叶片第二级(15°)第四级(25°)组合方式轴向速度场云图、流线图；
图6为本发明旋流整流叶片第三级(15°)第四级(25°)组合方式轴向速度场云图、流线图；
图7为本发明旋流整流叶片第二级(15°)第四级(25°)组合方式切向速度场云图；
图8为本发明旋流整流叶片第二级(15°)第四级(25°)组合方式离心加速度系数云图；
图9为本发明旋流整流叶片第三级(15°)第四级(25°)组合方式切向速度场云图；
图10为本发明旋流整流叶片第三级(15°)第四级(25°)组合方式离心加速度系数云图；
图11为本发明旋流整流叶片第二级(25°)第四级(25°)组合方式切向速度场云图；
图12为本发明旋流整流叶片第二级(25°)第四级(25°)组合方式离心加速度系数云图；
图13为本发明旋流整流叶片第二级(15°)第四级(25°)组合方式部分旋流后直射式喷油孔径较大时油雾场云图；
图14为本发明旋流整流叶片第二级(15°)第四级(25°)组合方式直射式喷油孔径相同时油雾场云图；
图15为本发明喷油杆结构示意图。
具体实施方式
如图1所示，本发明所述的一种燃烧室，包括外机匣1、内机匣2、中心锥3、喷油系统，隔热屏8、筒体9和值班火焰稳定器11，位于内机匣与外机匣之间的分流环12；分流环以同心方式设置于内机匣周围，外机匣以同心方式设置于分流环外围；分流环与内机匣之间固定有若干旋流整流支板4。内机匣与分流环之间的距离设定为h，所述内机匣与分流环之间的距离h与燃烧室直径比为1:7，燃烧室直径为筒体9直径。
所述旋流整流支板包括侧边部401以及与该侧边部连接的6个叶片402，每个叶片规格相同，叶片可围绕所述侧边部旋转15-25°。经过涡轮5的来流经过旋流整流支板后，通过调整旋流整流支板叶片的角度，使得经过燃烧室进口的来流产生旋流，来流产生离心力，利用离心力效应组织燃烧，当离心加速度较小时通过湍流传播火焰，离心加速度较大时通过焰泡迁移传播火焰，值班稳定器产生稳定的外环火焰，热气流与中心旋转气流之间存在密度差，在离心力的作用下火焰向中心传播，旋转的混气由中心向外运动，两者在相对运动中点燃新鲜混合油气。由图2所示，每个叶片402为六棱柱形，与侧边部401相对两个侧面形成的角度θ为40°。本发明设计的旋流整流支板，使得来流产生离心力，实现预掺混，故改进了燃烧室掺混装置，用掺混孔和旋流的结合实现油气的掺混。所述喷油系统包括喷油杆10，喷油杆固定于所述旋流整流支板侧边，喷油杆包括若干喷油孔101，喷油孔沿喷油杆等距分布，如图15所示，本实施例中，喷油孔与旋流整流支板的每个叶片402一一对应设置，位于叶片后端，喷油孔直径可视具体情况为0.3-0.7mm。由于本发明设计的旋流整流支板，油气掺混效果好，将喷油杆直接固定于旋流整理支板的侧边，简化了燃烧室进口的结构，并缩短了燃烧室进口的长度。
如图3所示，中心锥包括分为前段301和后段302和封闭面303，中心锥前段301呈圆台形，从中心锥前端至后端，圆台横截面直径逐渐减小，直径最大的横截面为圆台底面，直径最小的横截面为圆台顶面，中心锥后段302为椭球面，中心锥后段的椭球面被垂直于中心锥中心轴线的两个平面所限定，即前段301的圆台顶面和封闭面303。封闭面为一个圆盘，可以看出，中心锥后段受制于中心锥前段和圆盘，从中心锥前段向后段为平滑过渡，后段的曲率半径逐渐增大；本实施例中，内机匣与分流环之间的距离h与中心锥圆台底面直径比为1:3.8，内机匣与分流环之间的距离与中心锥前段与后段交界处直径比为1:3.2。本发明设计的燃烧室进口结构，由于燃烧室进口缩短，故需要调整中心锥的结构，本发明通过将中心锥后段的椭球面是为了形成一个平滑的过渡区，减小气流在中心锥上的分离，降低总压损失。
如图4所示，本发明在所述分流环12上设置有18个周向分布的掺混孔13；掺混孔为沿分流环前端至后端方向渐宽的长形孔，本实施例中，掺混孔与内机匣与分流环之间的距离h之间关系为：掺混孔前端的直径d2为0.1h，掺混孔后端直径d1为0.2h，掺混孔长度h为2h。本实施例中，为了方便描述，所述“前”、“后”为相对位置，靠近燃烧室进口的为“前”，远离燃烧室进口的为“后”。
如图1所示，外机匣与分流环之间形成外涵道6，内机匣与分流环之间形成内涵道7，来流从燃烧室进口进入，经过外涵道6和内涵道7，通过中心锥减速扩压，进入燃烧室燃烧区。本发明通过调节离心力场的大小和位置，调整高温区的位置，因部分旋流整流支板角度均可调节，不同位置及不同角度整流支板的组合方式会产生不同位置、大小的离心力场，因此通过对部分旋流整流支板的主动调节来改变高温区的位置。
本发明中的旋流整理支板的叶片402可具有多种配置，如与内机匣与分流环相接的叶片可直接与内机匣与分离环固定，此时，旋流整流支板两端的叶片可不围绕侧边部401旋转。并且每个旋流整流支板的叶片可以同方向或者不同方向旋转，旋转角度相同或者不同，位于燃烧室进口的不同旋流整流支板上的每个叶片旋转的角度相同或者不同，叶片之间交错或平行设置，以下描述的叶片旋转角度只是本发明旋流整流支板叶片示例性配置。
使用商业计算流体力学软件fluent，取部分旋流燃烧室模型件的20°的扇形截面作为计算域，扇形截面的两个侧面采用旋转性周期边界条件来约束，使用k-ε模型和simple算法，各参数的离散均采用二阶迎风格式，壁面使用非平衡壁面函数进行处理，数值模拟中使用的边界条件包括：涡扇内、外涵道均采用速度进口，给定来流的速度、静压、总温，计算域出口采用自由流出口。旋流叶片分为6片即为6级，内机匣到外机匣方向分别为第一级、第二级、第三级、第四级、第五级和第六级，每个旋流整流叶片旋转的角度相对应。数值模拟内涵进口速度40m/s，静压290kpa，总温1200k；外涵进口速度350m/s，静压300kpa，总温400k。所述旋流叶片与燃烧室纵切面角度为15-25°，不同角度的组合方式产生的旋流效果如下：
如图5所示，采用中心锥上方开始第二级旋转15°、第四级旋转25°的部分旋流组合方式的轴向速度云图及流线图。
如图6所示，采用中心锥上方开始第三级旋转15°、第四级旋转25°的部分旋流组合方式的轴向速度云图及流线图，因采用一级扩压+椭球面+截锥形式，因旋转的气流造成椭球面上的分离与截锥后的回流区结合，改善了多级扩压在锥面上形成的大范围回流区，降低了总压损失。
如图7和图8所示，采用第二级旋转15°和第四级旋转25°的组合方式的切向速度场云图、离心加速度系数云图。如图9和图10所示，采用第三级旋转15°和第四级旋转25°的组合方式的切向速度场云图、离心加速度系数云图。比较图7、9，第二、四级的组合方式切向速度带径向扩散宽度较大，而第三、四级的组合方式切向速度带位置较靠上，且轴向长度增加，但两种组合方式在轴向都可以逐渐衰减，出口处切向速度基本为零；比较图8、10，离心加速度系数(g＝vτ2/rg)(式中vτ为切向速度、r为半径、g为重力加速度分布)在燃烧区中间，可加强油雾掺混，为火焰向中心截锥的传播提供了可能，图8第二、四级的组合方式离心加速度系数带沿轴向逐渐变宽，中心区域离心加速度系数较大，而图9第三、四级的组合方式离心加速度系数带沿轴向宽度分布较为均匀，且中心区域离心加速度系数较上一种组合方式有所减小。
图11和图12表示了不同角度旋流组合方式切向速度场云图、离心加速度系数云图的比较。如图11和图12所示，第二、第四级均旋转25°的组合方式的切向速度场云图、离心加速度系数云图。与第二级旋转15°和第四级旋转25°的组合方式相比，其切向速度带扩散较开，基本充满整个燃烧室，且燃烧室出口仍有一定大小的切向速度，势必会造成损失的增大，同样，离心加速度系数带扩散的范围也增大，延续到燃烧室出口处。
图13和图14为第二级旋转15°和第四级旋转25°的组合方式下不同粒径的油雾场云图,其中z表示燃烧室长度。
图13为部分旋流整流支板后直射式喷油孔径为0.7mm，其余孔径为0.5mm时的油雾场云图，图14为直射式喷油孔径均为0.5mm时的油雾场云图。图13与图14中，z为燃烧室长度，油气比表示燃油的质量流量(kg/s)与空气的质量流量(kg/s)的比值，喷油孔径和油珠粒径较小时，如图14所示，粒径稍大的油珠离心力稍大，使得燃油向外甩，但掺混均匀所需轴向距离较长，粒径较小的油珠大部分随高速气流运动，导致截锥后区域的燃油浓度降低；在部分旋流整流支板后喷油孔径和燃油粒径增大后，如图13所示，油珠受到的离心力增大，因而掺混的更快，整个油雾场的掺混距离缩短，燃油粒径的增大对于中心锥面上富油区的形成影响不大，但改善了油气的径向分布，且满足轴心油气比高，靠近壁面处油气比低的要求，为燃烧后合理的温度场提供可能并减小对于热防护的要求。