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一种用于火焰筒头部的驻涡腔旋流雾化装置

  • 国知局
  • 2024-08-01 01:18:59

本发明涉及航空发动机主燃烧室,尤其是涉及一种用于火焰筒头部的驻涡腔旋流雾化装置。

背景技术:

1、燃油雾化装置是燃气涡轮发动机燃烧室的重要组成部件,每个涡轮动力机械至少有一个喷嘴提供燃油,并在燃油雾化装置的作用下形成油雾场燃烧,燃油雾化装置工作性能的好坏直接影响燃烧室的点熄火性能、燃烧性能和污染排放性能等。

技术实现思路

1、本发明的目的是提供一种用于火焰筒头部的驻涡腔旋流雾化装置,解决燃油雾化装置内燃油雾化效果差,油气混合不均匀的问题,使燃油在火箭筒燃烧室内燃烧更充分,提高燃烧效率。

2、为实现上述目的,本发明提供了一种用于火焰筒头部的驻涡腔旋流雾化装置,包括蒸发管道、供油管道以及旋流器,所述旋流器设置在所述蒸发管道两侧,所述蒸发管道内侧设置有所述供油管道。

3、优选的,所述蒸发管道总长40mm,内径为4mm,外径为6mm,所述供油管道的内径为2mm,外径为3mm。

4、优选的,所述供油管道呈t型,所述供油管道包括进油管道、进气管道、第一混合管道以及第二混合管道,所述第一混合管道和所述第二混合管道设置在所述蒸发管道内侧,所述第一混合管道和所述第二混合管道相互联通,总长度为18mm,所述第一混合管道和所述第二混合管道中部设置有所述进油管道,所述进油管道为穿过所述蒸发管道的凸起管道,所述进油管道的中部与所述进气管道联通。

5、优选的,所述旋流器包含外旋流槽和内旋流槽,所述外旋流槽设置在所述旋流器外侧呈锯齿状,所述内旋流槽为设置在所述旋流器内侧的通孔,所述外旋流槽在所述旋流器外围均匀环布,所述内旋流槽在所述旋流器内侧均匀环布。

6、优选的,所述外旋流槽设置有12个,所述内旋流槽设置有8个,所述外旋流槽和所述内旋流槽的弧度为10°~15°,宽度均为0.5mm,旋转角度均为15°,所述外旋流槽和所述内旋流槽旋向相反。

7、因此,本发明采用上述的一种用于火焰筒头部的驻涡腔旋流雾化装置,具备以下有益效果:

8、(1)本发明结构简单,通过合理布置进油管道和进气管道的相对位置,使油气达到最优的雾化效果,加强油气混合;

9、(2)本发明的旋流器设置有旋向相反的内旋流槽和外旋流槽使进入到火箭筒燃烧室内的油气混合物的雾化粒径小且均匀,燃烧更充分,提高燃烧效率。

10、下面通过附图和实施例,对本发明的技术方案做进一步的详细描述。

技术特征:

1.一种用于火焰筒头部的驻涡腔旋流雾化装置,其特征在于:包括蒸发管道、供油管道以及旋流器,所述旋流器设置在所述蒸发管道两侧,所述蒸发管道内侧设置有所述供油管道。

2.根据权利要求1所述的一种用于火焰筒头部的驻涡腔旋流雾化装置,其特征在于:所述蒸发管道总长40mm,内径为4mm,外径为6mm,所述供油管道的内径为2mm,外径为3mm。

3.根据权利要求2所述的一种用于火焰筒头部的驻涡腔旋流雾化装置,其特征在于:所述供油管道呈t型,所述供油管道包括进油管道、进气管道、第一混合管道以及第二混合管道,所述第一混合管道和所述第二混合管道设置在所述蒸发管道内侧,所述第一混合管道和所述第二混合管道相互联通,总长度为18mm,所述第一混合管道和所述第二混合管道中部设置有所述进油管道,所述进油管道为穿过所述蒸发管道的凸起管道,所述进油管道的中部与所述进气管道联通。

4.根据权利要求1所述的一种用于火焰筒头部的驻涡腔旋流雾化装置,其特征在于:所述旋流器包含外旋流槽和内旋流槽,所述外旋流槽设置在所述旋流器外侧呈锯齿状,所述内旋流槽为设置在所述旋流器内侧的通孔,所述外旋流槽在所述旋流器外围均匀环布,所述内旋流槽在所述旋流器内侧均匀环布。

5.根据权利要求4所述的一种用于火焰筒头部的驻涡腔旋流雾化装置,其特征在于:所述外旋流槽设置有12个,所述内旋流槽设置有8个,所述外旋流槽和所述内旋流槽的弧度为10°~15°,宽度均为0.5mm,旋转角度均为15°,所述外旋流槽和所述内旋流槽旋向相反。

技术总结本发明公开了一种用于火焰筒头部的驻涡腔旋流雾化装置,属于航空发动机主燃烧室技术领域,包括蒸发管道、供油管道以及旋流器,供油管道包括进油管道、进气管道、第一混合管道以及第二混合管道,旋流器包含外旋流槽和内旋流槽,外旋流槽呈锯齿状,内旋流槽为旋流器内侧的通孔,均在旋流器上均匀环布。燃油从进油管道进入,空气从进气管道流入,在气动作用下进行雾化混合,油气混合物从第一混合管道和第二混合管道流出,进入到蒸发管道内,最后通过旋向相反的内旋流槽和外旋流槽使油气混合物形成相互剪切作用,将燃油的雾化粒径更小。本发明结构设计简单,能够提高燃油雾化效果,加强油气混合,使燃油在火箭筒燃烧室内燃烧更充分,提高燃烧效率。技术研发人员:江平,王熙文,吴泽俊,何小民,曾琦,周志坛,胡晓安,孙海俊,盛志强,向鑫,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:2024/4/17

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