一种单前进气单凹腔流场组织方法

本发明涉及新概念航空燃气轮机燃烧，尤其涉及一种单前进气单凹腔流场组织方法。

背景技术：

1、随着航空发动机的推重比不断提高，当前加力燃烧室进口温度可以达到1100~1250k，进口马赫数高达0.6以上。

2、当前加力燃烧室要求: 1）在更宽工作范围内成功点火并稳定燃烧，且燃烧效率达到0.9以上；2）总压恢复系数一般不低于0.92；3）重量轻，可靠性要高。而常规钝体火焰稳定器难以满足上述性能参数要求，因此需要新型火焰稳定技术来解决上述问题。

3、驻涡凹腔火焰稳定技术，最早于1995年由美国代顿(dayton)大学提出，该技术依靠物理结构在燃烧室中划分出独立的低速回流区来点燃混气并实现稳定燃烧，其结构简单紧凑、重量轻、工作范围宽、具有良好的点熄火性能和燃烧效率等优势而被广泛应用于各类燃烧室中。

4、近几年随着飞行器不断迅速发展，军用飞机逐渐把高超音速作为重要技术指标，其要求航空发动机尽可能降低压力损失，上述双进口驻涡凹腔稳定结构依靠前后进气形成稳定的旋涡结构，结构上使得燃烧室阻塞比较大，从而燃烧室总压损失偏高。因此在现有驻涡凹腔燃烧室基础上进行一种新的气流组织燃烧思路，以达到在极限工况下的优异性能是十分必要的。在借鉴现有驻涡凹腔气流组织技术基础上，以降低凹腔阻塞比、隔绝主流对凹腔内气流流动的影响为出发点，设计了单前进气单凹腔驻涡燃烧室。但单前进气单凹腔内流动组织尚未成熟，因此本发明在总结相关经验的同时，提出了单前进气单凹腔流场组织方法以及相匹配的供油方案。

技术实现思路

1、本发明所要解决的技术问题是针对背景技术中所涉及到的缺陷，提供一种单前进气单凹腔流场组织方法，使用单前进气方式在凹腔形成稳定旋涡用于稳定火焰，同时可以隔绝主流对凹腔内的影响，在相同凹腔堵塞比情况，其损失相对较小。

2、本发明为解决上述技术问题采用以下技术方案：

3、一种单前进气单凹腔流场组织方法，空气经凹腔进气装置进入凹腔后在压差的作用下在无联焰板截面形成单涡结构，在联焰板截面气流沿联焰板流动；

4、所述凹腔进气装置包括凹腔前壁面、上壁面和后壁面，其中前壁面、后壁面为薄壁圆环状结构，上壁面为垂直于前后壁面的圆环状结构；前壁面、上壁面和后壁面同轴密闭固定连接。

5、作为本发明一种单前进气单凹腔流场组织方法进一步的优化方案，凹腔进气装置的供油采用气动多点供油方式，在凹腔的前壁面上设置通槽，且在通槽内设置蒸发管；

6、蒸发管两端封闭，其两端和侧壁均一部分位于凹腔外、另一部分位于凹腔内，蒸发管位于凹腔内的侧壁上沿其长度方向均匀设有若干出气孔；蒸发管位于凹腔外的侧壁上通过进气嘴进气；蒸发管内设有分流板，用于对进气嘴进入蒸发管位于凹腔外侧部分的油气进行分流，使其由分流板两侧进入蒸发管位于凹腔内的部分，进而从出气孔进入凹腔内。

7、本发明采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：

8、1. 本发明单前进气单凹腔流场组织方法采用凹腔稳定火焰可增加单个凹腔的容积，增加驻留时间，从而提高燃烧效率和点火性能，拓宽火焰稳定范围；

9、2. 本发明单前进气单凹腔流场组织方法采用单前进气方式在凹腔内形成稳定的旋涡结构，在结构组织上相对前后进气凹腔较为简单，在一定程度上减小了总压损失；

10、3. 本发明单前进气单凹腔流场组织方法中凹腔采用气动多点方式供给燃油，使得凹腔内燃油分布更加均匀，提高燃烧效率。

技术特征：

1.一种单前进气单凹腔流场组织方法，其特征在于，空气经凹腔进气装置进入凹腔后在压差的作用下在无联焰板截面形成单涡结构，在联焰板截面气流沿联焰板流动；

2.根据权利要求1所述的单前进气单凹腔流场组织方法，其特征在于，凹腔进气装置的供油采用气动多点供油方式，在凹腔的前壁面上设置通槽，且在通槽内设置蒸发管；

技术总结
本发明公开了一种单前进气单凹腔流场组织方法，空气经凹腔进气装置进入凹腔后在压差的作用下在无联焰板截面形成单涡结构，在联焰板截面气流沿联焰板流动；同时凹腔供油采用气动多点供油方式，经蒸发管进气嘴供入燃油，在分流板的作用下燃油经蒸发管上均匀分布的出气孔进入凹腔进行燃烧。

技术研发人员：何小民,于镇潭,张净玉,朱志祥,朱焕宇,赵浩元
受保护的技术使用者：南京航空航天大学
技术研发日：
技术公布日：2024/3/11