一种高原涡喷发动机燃烧室凹腔稳焰方法

本发明涉及发动机稳焰方法，尤其是涉及一种高原涡喷发动机燃烧室凹腔稳焰方法。

背景技术：

1、随着航空技术发展及科技水平进步，涡喷发动机以产能效率高，成本低，结构简单等优点，在民用及军事领域得到广泛应用。高原环境下气候呈现出“低压低氧”这一特征。因此，这也给高原环境下发动机燃烧室稳焰效果造成很大的影响，火焰稳定方式对发动机的飞行任务实现具有重要影响，传统燃烧室无法及时做出适应高原环境的调节，进气量不足会造成空燃比失衡，使燃烧效率下降，出现燃烧速率慢、燃烧效率低、火焰温度低、辐射热通量低、火焰热释放率小、火焰宽度小，火焰高度低和碳黑生成少等现象，使发动机的使用寿命大大降低。

技术实现思路

1、本发明的目的是提供一种高原涡喷发动机燃烧室凹腔稳焰方法，解决了传统燃烧室无法及时做出适应高原环境的调节，造成空燃比失衡，无法稳定火焰，使燃烧效率下降的问题。

2、为实现上述目的，本发明提供了一种高原涡喷发动机燃烧室凹腔稳焰方法，包括以下步骤：

3、s1：加热空气并对加热后的空气进行加速，得到均匀的超声速气流，所述超声速气流分别通过设置在燃烧室前端的进风口和设置在燃烧室后端的进风管道通入燃烧室，在凹腔的内部设置燃料喷嘴，并在凹腔上游和底部设置多个压力与温度测量点，气体流在凹腔前端分离，在凹腔内形成回流区，凹腔内低速回流与高速主气流形成剪切层，回流区吸卷高温燃气，形成具有稳焰作用的稳定点火源；

4、s2：结合高原环境的大气数据，根据燃烧室的规格以及恒功率燃油量，确定燃烧温度以及燃烧室的内部气压，对燃料气体流量、空气体积流量进行调控；空气体积流量通过控制进风口与进风管道的风量实现，在功率恒定，海拔高度改变的情况下，保持进风口的风量不变，调整进风管道的风量；在功率和海拔高度同时改变时，同时改变进风口和进风管道的风量，满足高原环境的最佳空燃配比要求；

5、s3：依据步骤s2中所述燃烧室的内部气压参数确定点火装置的相关参数，所述点火装置工作时产生的高温燃气流被用于强化燃烧和助燃；

6、s4：通过步骤s1中所述的压力与温度测量点测量监控凹腔回流区的气压与温度，并对燃烧室的内部气压、温度进行反馈调整，使其维持在指定范围内。

7、优选的，步骤s1中所述燃烧室的长深比(l/d)小于1。

8、优选的，步骤s1中所述燃料喷嘴以垂直于所述燃烧室中空气流向的方向输送燃料气体。

9、优选的，步骤s2中所述高原环境的大气数据为含氧量与气压。

10、优选的，步骤s3中所述点火装置设置在凹腔的底部。

11、因此，本发明采用上述的一种高原涡喷发动机燃烧室凹腔稳焰方法，具备以下有益效果：

12、(1)结合高原环境的大气数据，通过进风口与进风管道双通道对空气体积流量进行控制，可在在短时间内做出反应，提高调节效率，对燃烧室内空燃比进行有效调节；

13、(2)通过凹腔内设置的多个压力与温度测量点，可实时监控凹腔内的温度与压力，根据高原环境的大气数据对凹腔内的压力与温度进行精确的反馈调节。

14、下面通过实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。

技术特征：

1.一种高原涡喷发动机燃烧室凹腔稳焰方法，其特征在于，包括以下步骤：

2.根据权利要求1所述的一种高原涡喷发动机燃烧室凹腔稳焰方法，其特征在于：步骤s1中所述燃烧室的长深比(l/d)小于1。

3.根据权利要求1所述的一种高原涡喷发动机燃烧室凹腔稳焰方法，其特征在于：步骤s1中所述燃料喷嘴以垂直于所述燃烧室中空气流向的方向输送燃料气体。

4.根据权利要求1所述的一种高原涡喷发动机燃烧室凹腔稳焰方法，其特征在于：步骤s2中所述高原环境的大气数据为含氧量与气压。

5.根据权利要求1所述的一种高原涡喷发动机燃烧室凹腔稳焰方法，其特征在于：步骤s3中所述点火装置设置在凹腔的底部。

技术总结本发明公开了一种高原涡喷发动机燃烧室凹腔稳焰方法，涉及发动机稳焰方法技术领域，包括以下步骤：加热空气并对加热后的空气进行加速，得到均匀的超声速气流，使凹腔内低速回流与高速主气流形成剪切，形成具有稳焰作用的稳定点火源；结合高原环境的大气数据，根据燃烧室的规格以及恒功率燃油量，确定燃烧温度以及燃烧室的内部气压，依据燃烧室的内部气压参数确定点火装置的相关参数，并对燃烧室的内部气压、温度进行反馈调整，使其维持在指定范围内。本发明通过上述方法及结构，解决了传统燃烧室无法及时做出适应高原环境的调节，造成空燃比失衡，无法稳定火焰，使燃烧效率下降的问题。技术研发人员：江平,王熙文,吴泽俊,何小民,周志坛,胡晓安,孙海俊,盛志强,向鑫,曾琦,熊思敏,杜钊,言林受保护的技术使用者：南昌航空大学技术研发日：技术公布日：2024/3/27