一种航空发动机燃烧室及其组织燃烧的方法

1.本发明公开涉及航空发动机燃烧技术领域，尤其涉及一种航空发动机燃烧室及其组织燃烧的方法。

背景技术：

2.目前，航空发动机的圆筒型燃烧室中燃油与空气的组织方式大多数采用多级燃油旋流空气雾化的燃烧组织方式。合理的燃油雾化技术可以减轻局部当量比过高的问题，但即使采用多级燃油旋流空气雾化的形式，依然面临着旋流混合强度不够、燃油雾化质量不高、燃烧污染物排放高以及燃烧室出口温度场品质差等诸多问题。

技术实现要素：

3.鉴于此，本发明公开提供了一种航空发动机燃烧室，以改进现有圆筒型燃烧室的气动组织以及燃油雾化的旋流燃烧组织方式，减少燃油消耗和污染物排放、获取较好的燃烧性能。
4.本发明提供的技术方案，具体为，一种分布式波瓣喷嘴阵列航空发动机燃烧室，包括倒锥型燃烧室、多个波瓣引射式燃油喷嘴，所述波瓣引射式燃油喷嘴采用径向叉排的离散分布式阵列排布方式，安装在倒锥型燃烧室头部，所述波瓣引射式燃油喷嘴与倒锥型燃烧室串联。
5.进一步地，所述波瓣引射式燃油喷嘴采用径向叉排的离散分布式阵列排布方式为：采用13点5排径向级阵列喷嘴排布方式，按5
×
5叉排3-2-3-2-3的径向均匀分布式排列方式。
6.进一步地，所述13点5排径向级阵列喷嘴排布方式中，中间一排的三个喷嘴为引燃级喷嘴，外围两排的六个喷嘴为外层级喷嘴，中间和外围之间的两排四个喷嘴为中间级喷嘴。
7.进一步地，所述引燃级喷嘴采用中心值班火焰燃油器，所述中间级喷嘴采用环形分布燃油器，所述外层级喷嘴采用外环燃油器；外环燃油器的边缘与倒锥型燃烧室边缘的距离为15.9mm。
8.进一步地，所述波瓣引射式燃油喷嘴为6-波瓣结构，包括相连接的圆柱结构和波瓣结构，所述波瓣结构包括波瓣外圈、波瓣内圈。
9.进一步地，所述6-波瓣结构中的波瓣入口直径为15mm，波瓣长10mm，波瓣外圈直径24mm，波瓣内圈直径8mm，6-波瓣结构中内6个小波瓣波峰波谷直径3.5mm；所述圆柱结构平行段长15mm。
10.应用上述航空发动机燃烧室组织燃烧的方法，所述燃烧室根据飞机不同飞行状态，逐级改变波瓣喷嘴阵列的径向分级燃烧组织方式；
11.当飞机在空载状态时，发动机打开中间一排的三个引燃级喷嘴；当飞机在起飞状态时，发动机打开所有喷嘴；当飞机在巡航状态时，发动机打开中间一排的三个引燃级喷嘴
和中间和外围之间的两排中间级喷嘴。
12.本发明提供的一种航空发动机燃烧室及其组织燃烧的方法，能够显著改善直筒型燃烧室结构和其内部的气动和燃烧组织方式；节省燃油的同时实现燃油的高效燃烧；获得较好的气动性能和燃烧性能；降低污染物排放。
13.将本发明应用到载人电动直升机电机，能够有效抑制电机的运行谐波，提高电机的运行效率，降低电机运行的发热量，增加飞机的续航时间。
14.应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本发明的公开。
附图说明
15.此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。
16.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，对于本领域普通技术人员而言，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。
17.图1为本发明公开提供的一种基于分布式波瓣喷嘴阵列的航空发动机燃烧室的三维结构图；
18.图2为本发明公开提供的所述航空发动机燃烧室中波瓣喷嘴阵列排布图；
19.图3为本发明公开提供的所述航空发动机燃烧室中三维波瓣喷嘴放大图；
20.图4为本发明公开实施例提供的p+i+o阵列3级喷射方式实验结果示意图；
21.图5为本发明公开实施例提供的不同助燃空气喷射方式正交涡量值沿流动当向变化曲线图；
22.图6为本发明公开实施例提供的不同助燃空气喷射方式流向涡量值沿流动当向变化曲线图；
23.图7为本发明公开实施例提供的3级燃料喷射方式oh*浓度实验与计算结果对比；
24.图8为本发明公开实施例提供的不同燃烧室总压恢复系数对比曲线图；
25.图9为本发明公开实施例提供的不同助燃空气喷射方式燃烧效率图。
具体实施方式
26.这里将详细地对示例性实施例进行说明，其示例表示在附图中。下面的描述涉及附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。以下示例性实施例中所描述的实施方式并不代表与本发明相一致的所有实施方式。相反，它们仅是与如所附权利要求书中所详述的、本发明的一些方面相一致的系统的例子。
27.为解决现有技术中，航空发动机的旋流混合强度不够、燃油雾化质量不高、燃烧污染物排放高以及燃烧室出口温度场品质差等问题，本实施方案提供了一种航空发动机燃烧室，如图1所示，包括倒锥型燃烧室1、多个波瓣引射式燃油喷嘴2，波瓣引射式燃油喷嘴2采用径向叉排的离散分布式阵列排布方式，安装在倒锥型燃烧室1头部，波瓣引射式燃油喷嘴2与倒锥型燃烧室1串联。
28.本实施方案采用波瓣引射式燃油喷嘴阵列燃烧器代替传统的旋流式燃油喷嘴燃
烧器，同时，用倒锥型燃烧室设计代替传统的直筒型燃烧室，该燃烧室不仅在改善燃烧组织方式、燃烧温场和燃烧室燃气再循环混合等方面优势较为明显，而且具有优良的空气动力学和燃烧室性能；能强化油/气在燃烧室中的混合强度并延长油雾的停留时间，在降低燃油消耗的同时能改进燃烧温场等燃烧室性能，也有利于减少氮氧化物等污染物的排放。
29.如图2所示，上述波瓣引射式燃油喷嘴采用径向叉排的离散分布式阵列排布方式为：采用13点5排径向级阵列喷嘴排布方式，按5
×
5叉排3-2-3-2-3的径向均匀分布式排列方式。上述径向排布是指在燃烧室头部波瓣喷嘴按照与倒锥型燃烧室轴向垂直的方向交叉排布。
30.上述13点5排径向级阵列喷嘴排布方式中，中间一排的三个喷嘴为引燃级喷嘴3，外围两排的六个喷嘴为外层级喷嘴4，中间和外围之间的两排四个喷嘴为中间级喷嘴5。
31.优选地，引燃级喷嘴采用中心值班火焰燃油器，中间级喷嘴采用环形分布燃油器，外层级喷嘴采用外环燃油器；外环燃油器的边缘与倒锥型燃烧室边缘的距离为15.9mm。
32.优选地，波瓣引射式燃油喷嘴为6-波瓣结构，包括相连接的圆柱结构和波瓣结构，所述波瓣结构包括波瓣外圈、波瓣内圈。
33.由于波瓣喷嘴的特殊几何形状，诱导出的涡系结构在沿轴向螺旋前进的同时卷吸附近的流体，形成了强度较大的流向涡，因此其下游射流混合流场中存在较大强度和空间的流向涡。下游射流混合流场是指在燃烧室下游由波瓣喷嘴喷射的燃油与来流空气掺混后的混合流场。此外，由于k-h(开尔文一亥姆霍兹)不稳定性可以出现在任何自由剪切层中，所以会有流向涡以及正交涡的出现。而旋涡破裂产生的高强度湍流使整体混合过程显著改善。多点燃油直射喷嘴的阵列分布方式能实现分级燃烧，由于波瓣喷嘴诱导出的涡系比较丰富，涡量值比较大，促进了燃料和空气的掺混燃烧，燃烧温度分布更加均匀出口温度场品质较好。从而改善燃烧温场，燃烧效率比较高，优势较为明显。通过这种燃烧的高效组织方式，延长了油气在燃烧室中的停留时间，使其具有优良的空气动力学性能和燃烧性能，燃烧温场的进一步改善也有利于减少氮氧化物的排放。
34.如图3所示，作为技术方案的优选，6-波瓣结构中的波瓣入口10直径为15mm，波瓣长10mm，波瓣外圈6直径24mm，波瓣内圈7直径8mm，6-波瓣结构8中内6个小波瓣波峰波谷直径3.5mm；所述圆柱结构9平行段长15mm。
35.应用上述航空发动机燃烧室组织燃烧的方法，燃烧室根据飞机不同飞行状态，逐级改变波瓣喷嘴阵列的径向分级燃烧组织方式；例如飞机在空载状态时，只需打开分布在燃烧室中央的引燃级喷嘴以节省燃油消耗；在起飞状态时，所有波瓣喷嘴均打开参与加力燃烧组织；在巡航状态时，中央的引燃级喷嘴和中间级喷嘴打开，而最外环的波瓣喷嘴关闭以节约一部分燃油。根据不同的飞行动力需求，燃油可以通过波瓣喷嘴阵列的径向分级精准喷射燃烧，实现航空发动机燃烧室的低耗油和高效组织燃烧。因此在倒锥型燃烧室头部采用13点5排径向级阵列喷嘴排布方式，按5
×
5叉排3-2-3-2-3的径向均匀分布式排列方式。
36.本实施例对上述分布式波瓣喷嘴阵列燃烧室的气动力学特性进行了水流模化实验研究，3个中央引燃级波瓣喷嘴(p)向燃烧室提供12.4％的空气，4个中间级波瓣喷嘴(i)提供38.8％的空气，6个外层波瓣喷嘴(o)向燃烧室提供的空气占总量的48.8％。
37.按照图2的分布式波瓣喷嘴阵列排布所诱发的涡系结构分别形成初始段、过渡段
和发展段3区段，如图4所示，初始段的每个喷嘴的涡系相对独立完整；过渡段的涡系结构在螺旋前进的同时空间拓展范围变大；发展段相邻涡系之间的相互作用使得重组后的大尺寸相干结构充满了燃烧室的大部分空间。通过这样分级燃烧的高效组织方式，使其具有优良的空气动力学和燃烧性能，燃油通过波瓣喷嘴分级精准喷射燃烧，发动机燃烧室的耗油率较传统的旋流喷嘴发动机燃烧室更低，相同耗油量的情况下飞行距离更远。
38.本实施方案中分布式波瓣喷嘴2与倒锥型燃烧室1通过串联组合成分布式波瓣喷嘴阵列燃烧室，燃料从分布式波瓣喷嘴1喷入，在倒锥型燃烧室2中与来流空气充分掺混发展，分布式波瓣喷嘴阵列燃烧室下游的涡系较单点波瓣燃烧室更加丰富，涡系之间相互作用较强，其流动掺混带来了额外的总压损失。如图8所示，分布式波瓣喷嘴阵列燃烧室的总压恢复系数普遍比传统单个大波瓣燃烧室要小，总压损失要更大。如图5、图6和图9所示，由于波瓣喷嘴诱导出的涡系结构比较丰富，促进油气的掺混，燃料燃烧比较充分，所有的燃料都与空气进行了比较完全的燃烧化学反应。因此，燃烧室内的各个位置的燃烧温度均匀提高，燃烧效率较高。图7显示了3级燃料喷射方式下起飞工况旋流燃烧室内oh*火焰实测结果与波瓣燃烧火焰计算oh*浓度结果基本一致。
39.本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的发明后，将容易想到本发明的其它实施方案。本技术旨在涵盖本发明的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本发明的一般性原理并包括本发明未公开的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本发明的真正范围和精神由权利要求指出。

技术特征：

1.一种航空发动机燃烧室，其特征在于，包括倒锥型燃烧室、多个波瓣引射式燃油喷嘴，所述波瓣引射式燃油喷嘴采用径向叉排的离散分布式阵列排布方式，安装在倒锥型燃烧室头部，所述波瓣引射式燃油喷嘴与倒锥型燃烧室串联。2.根据权利要求1所述的一种航空发动机燃烧室，其特征在于，所述波瓣引射式燃油喷嘴采用径向叉排的离散分布式阵列排布方式为：采用13点5排径向级阵列喷嘴排布方式，按5
×
5叉排3-2-3-2-3的径向均匀分布式排列方式。3.根据权利要求2所述的一种航空发动机燃烧室，其特征在于，所述13点5排径向级阵列喷嘴排布方式中，中间一排的三个喷嘴为引燃级喷嘴，外围两排的六个喷嘴为外层级喷嘴，中间和外围之间的两排四个喷嘴为中间级喷嘴。4.根据权利要求3所述的一种航空发动机燃烧室，其特征在于，所述引燃级喷嘴采用中心值班火焰燃油器，所述中间级喷嘴采用环形分布燃油器，所述外层级喷嘴采用外环燃油器；外环燃油器的边缘与倒锥型燃烧室边缘的距离为15.9mm。5.根据权利要求1所述的一种航空发动机燃烧室，其特征在于，所述波瓣引射式燃油喷嘴为6-波瓣结构，包括相连接的圆柱结构和波瓣结构，所述波瓣结构包括波瓣外圈、波瓣内圈。6.根据权利要求1所述的一种航空发动机燃烧室，其特征在于，所述6-波瓣结构中的波瓣入口直径为15mm，波瓣长10mm，波瓣外圈直径24mm，波瓣内圈直径8mm，6-波瓣结构中内6个小波瓣波峰波谷直径3.5mm；所述圆柱结构平行段长15mm。7.应用1-6所述航空发动机燃烧室组织燃烧的方法，其特征在于，所述燃烧室根据飞机不同飞行状态，逐级改变波瓣喷嘴阵列的径向分级燃烧组织方式。8.根据权利要求7所述的航空发动机燃烧室组织燃烧的方法，其特征在于，当飞机在空载状态时，发动机打开中间一排的三个引燃级喷嘴；当飞机在起飞状态时，发动机打开所有喷嘴；当飞机在巡航状态时，发动机打开中间一排的三个引燃级喷嘴和中间和外围之间的两排中间级喷嘴。

技术总结

本发明公开了一种航空发动机燃烧室，包括倒锥型燃烧室、多个波瓣引射式燃油喷嘴，所述波瓣引射式燃油喷嘴采用径向叉排的离散分布式阵列排布方式，安装在倒锥型燃烧室头部，所述波瓣引射式燃油喷嘴与倒锥型燃烧室串联。本发明提供的一种航空发动机燃烧室及其组织燃烧的方法，能够显著改善直筒型燃烧室结构和其内部的气动和燃烧组织方式；节省燃油的同时实现燃油的高效燃烧；获得较好的气动性能和燃烧性能；降低污染物排放。降低污染物排放。降低污染物排放。