一种用于航空发动机燃烧室的复合式喷嘴

本发明属于航空发动机，具体涉及一种用于航空发动机燃烧室的复合式喷嘴。

背景技术：

1、随着航空发动机技术的发展，对于发动机的性能提出了更高的要求，例如更优的点火性能，更宽工况下的适应性和稳定性，以及更低的耗油率。燃烧室作为航空发动机的核心部件之一，是发动机能量供应的重要场所。燃油经喷嘴喷入燃烧室，并在高速气流作用下雾化，形成大量燃油液滴，之后液滴与空气快速混合、蒸发和燃烧，良好的雾化和混合效果是高效燃烧的基石。

2、航空发动机燃烧室较为重要的性能指标分别为点火性能、慢车熄火性能和燃烧效率。燃烧室的点火性能要求较宽的点火边界，可以使得发动机适应更为恶劣的环境，而点火器附近喷雾液滴的数量越多，粒径越小，点火越容易；燃烧室的慢车熄火性能则要求当油门快速减小的过程中燃烧室不熄火，而雾化后的粒径越小，回流区的尺寸越大，且有局部富油区充当点火源，慢车贫油状态下就越难熄火；燃烧效率越高，耗油率越低，从而使得飞机巡航距离越长，而雾化后的液滴粒径越细，蒸发越快，燃烧持续时间越长，燃烧效率越高。另外燃烧室设计还关注喷嘴结焦和头部积碳等影响燃烧室寿命的问题，火焰离喷嘴越近，头部喷射单元冷却不佳都会导致喷嘴结焦和积碳的情况发生。

3、由上述分析可知，流场、喷雾场和燃烧是密不可分的三部分，因此前人提出了复合式喷嘴的概念，即将整个头部单元设计成一个复合式喷嘴，兼顾流场和喷雾场，复合式喷嘴一方面可以产生燃烧所需的流场形态，另一方面将来流作为雾化空气对所喷射的燃油进行雾化。经典的设计方案是中心采用离心喷嘴，例如在喷嘴的外围设置轴向或径向旋流器，燃油以液锥的形式从喷嘴中喷出，在旋流作用下发生破碎和雾化，雾化后的液滴随着旋流在燃烧室中蒸发并和空气混合；另外还有一些多点喷射的方案，在头部设置多个喷射点，从而保证掺混更加均匀。

4、但是，随着航空发动机燃烧室设计工况越来越苛刻，性能指标要求越来越高，上述喷射单元已经不再适用。具体而言，对于中心采用离心喷嘴的方案，在更低的工况下，由于喷射压力降低，锥角变小，呈现“铅笔状”，不能实现良好雾化；其次，将离心式喷嘴安装在喷射单元的中心，锥角较小时径向穿透更浅，这就导致点火器附近没有足够的液滴数量，且粒径也不能满足要求，点火性能难以达标。另外，对于多点喷射的方案，由于头部有多个喷射点，如果都采用离心式喷嘴则需要非常复杂的防结焦措施，并且离心式喷嘴对喷射压力非常敏感，一旦油门杆快速拉低，喷油压力下降，雾化立即变差，慢车贫油熄火的问题会更加严重，因此大部分多点喷射方案都采用直射式喷嘴，但由于直射式喷嘴穿透深度大，雾化效果差，在大工况时可能会导致直射式液柱喷向火焰筒壁面，使得燃油液滴在火焰筒壁面大范围碰壁，高温下积炭，造成火焰筒冷却变差，燃烧室寿命降低。

技术实现思路

1、要解决的技术问题：

2、为了避免现有技术的不足之处，本发明提供一种用于航空发动机燃烧室的复合式喷嘴，燃油以大尺度环形旋转液膜的形式喷入燃烧室内，更利于来流高速空气辅助雾化；结合液膜发生器的结构，使得空气从不同路径喷出，形成两次雾化，解决了现有技术中雾化效果差的问题。

3、本发明的技术方案是：一种用于航空发动机燃烧室的复合式喷嘴，从内向外依次同轴设置有莲蓬状中心钝体、旋流器叶片组、液膜发生器，所述莲蓬状中心钝体的两端分别与液膜发生器的两端平齐，旋流器叶片组位于液膜发生器的空气入口端；

4、所述液膜发生器的周壁内开有集油环，所述集油环的输入端与进油管连通，输出端通过位于液膜发生器出口端周壁内的液膜窄缝与燃烧室连通；并在液膜发生器出口端的周壁上沿周向开有多个助雾化空气孔；

5、所述旋流器叶片组由多个轴向旋流叶片组成，其内外周面分别与液膜发生器的内壁面、莲蓬状中心钝体的外周面连接；

6、所述莲蓬状中心钝体为圆柱状，其内沿轴向开有若干冷却孔，其位于喷嘴出口一端为扩张结构，与液膜发生器出口内壁之间形成收敛出口；

7、经旋流器叶片组进入液膜发生器内的旋流空气，从收敛出口和助雾化空气孔通入燃烧室内；经莲蓬状中心钝体的空气通过冷却孔进入燃烧室内。

8、本发明的进一步技术方案是：所述液膜发生器为圆环结构，其出口端内壁向内收敛，收敛端内开有环形液膜窄缝，将集油环与燃烧室连通；所述液膜窄缝内设置有液膜旋流挡圈，液膜旋流挡圈由多个沿周向均布的液膜旋流挡板构成，相邻液膜旋流挡板之间形成旋流通道，使得燃油以旋转液膜的形式喷入燃烧室内。

9、本发明的进一步技术方案是：所述液膜发生器的内壁和外壁之间为环形集油环，集油环与液膜发生器入口端的环形端面通过环形前挡板封堵，与液膜发生器出口端的环形端面通过环形后挡板封堵；所述后挡板内沿周向开有环形通槽，即液膜窄缝，所述液膜窄缝的中心面为向内收敛的锥面。

10、本发明的进一步技术方案是：多个液膜旋流挡板的上、下壁面分别与液膜窄缝上、下壁面贴合；其周向两端壁面均为平面，相邻两个液膜旋流挡板之间形成一个旋流通道。

11、本发明的进一步技术方案是：所述莲蓬状中心钝体的扩张结构为圆台状钝体头部，圆台的小径端与莲蓬状中心钝体的圆柱主体衔接、且直径一致，大径端朝外与液膜发生器出口端平齐；莲蓬状中心钝体内沿轴向开有若干冷却孔，其中贯穿圆柱主体和圆台状钝体头部的冷却孔分为中心冷却孔和外围冷却孔，其中贯穿圆台状钝体头部外缘处的冷却孔为钝体冷却孔。

12、本发明的进一步技术方案是：所述莲蓬状中心钝体的中心冷却孔、外围冷却孔、钝体冷却孔均为等径直孔，孔的中心线均与主流方向一致；所述中心冷却孔的孔径大于外围冷却孔的孔径，超出50％～100％；所述外围冷却孔的孔径大于钝体冷却孔的孔径，超出10％～20％。

13、本发明的进一步技术方案是：所述液膜发生器出口内壁与莲蓬状中心钝体扩张段之间形成的收敛出口的中心面为一个向外扩张型的锥面，扩张角大于15°；所述液膜窄缝的收敛角大于10°；所述液膜窄缝的收敛角和收敛出口的扩张角方向相反，且液膜窄缝的收敛角小于收敛出口的扩张角2～5°。

14、本发明的进一步技术方案是：所述助雾化空气孔的中心线和莲蓬状中心钝体中心线之间的夹角，与收敛出口的扩张角相等；相邻助雾化空气孔的出口中心点与所有助雾化空气孔的阵列中心的连线之间的角度为10～15°。

15、本发明的进一步技术方案是：所述进油管的有效流通面积超过液膜旋流挡圈中的旋流通道有效流通面积的1.5倍；所述集油环的径向高度是液膜窄缝厚度的3倍。

16、本发明的进一步技术方案是：所述旋流通道的旋流角度和轴向旋流器叶片的旋流角度方向相反，大小相等；旋流通道的个数与轴向旋流器叶片的个数相同，且沿周向均布。

17、有益效果

18、本发明的有益效果在于：

19、1、根据本发明提供的一种用于航空发动机燃烧室的复合式喷嘴结构，燃油通过旋流通道42和液膜窄缝351，以大尺度环形旋转液膜(液膜直径超过旋流器叶片11外径)的形式喷入燃烧室内，增大与空气的接触面积更利于来流高速空气辅助雾化；并且，来流空气将被分为两部分进行两次分阶段助雾化，保证低喷油压力下的高效雾化。具体而言，来流空气一部分进入所述助雾化孔331，在液膜出口处进行第一次助雾化，迫使液膜表面局部位置发生径向剪切变形，导致液膜表面穿孔或产生裂纹，另一部分空气通过所述出口收敛段5形成高速扩张的旋流空气，对液膜进行第二次辅助雾化，破碎液膜周向和轴向受到拉力，导致液膜表面的穿孔或者裂纹进一步扩张，最终发生破碎，产生大量液滴。由于喷射点靠近出口高速旋流空气，破碎后的液滴会快速跟随高速旋流空气在燃烧室中扩散，因此无论是燃油雾化和油气混合，高速气流的影响占据主导地位，喷雾场的分布对喷油压力不敏感。

20、基于该特征，在慢车工况下，即使喷油压力低，雾化后的粒径仍能满足点火要求，且喷出燃油的位置位于复合式喷嘴的外围，更靠近点火器，结合优选的出口收敛段中心锥面扩张角，出口高速气流方向直接指向点火器，使得点火器附近的燃油液滴数增加，有利于扩大慢车点火边界，进一步提升燃烧室慢车点火性能。

21、2、根据本发明提供的一种用于航空发动机燃烧室的复合式喷嘴结构，由于出口收敛段5是一个扩张角大于10°的扩张型通道，旋流空气沿莲蓬状中心钝体2的外壁面经出口收敛段5后，将在燃烧室中形成一个径向尺寸较大的回流区。并且，燃油以环形液膜的形式喷向回流区的前端，其对应的位置处于轴向速度与火焰传播速度相当的回流区外侧，，具备稳定燃烧的条件，因此燃油液滴一经雾化便能够不断地给该区域供油燃烧。

22、基于上述特征，当油门快速减小时，燃烧室内的喷雾场分布变化不显著，雾化效果仍能保证，另外燃油液滴快速向燃烧区域供油，保证燃烧室稳定运行，扩大了慢车熄火边界，有效地降低了燃烧室慢车贫油熄火的风险。

23、另外，在巡航工况下，相对于直射式喷嘴，环形液膜穿透能力差，并且喷向燃烧室轴线，液膜不会直接冲向火焰筒壁面，从而有效防止火焰筒避免积碳。其次，在相同工况下，液膜雾化后的液滴粒径更细，且由于直接喷入稳定燃烧区域，雾化后的液滴蒸发和燃烧速率提高，有利于提升燃烧效率。

24、3、根据本发明提供的一种用于航空发动机燃烧室的复合式喷嘴结构，来流空气经所述中心冷却孔211，多圈外围冷却孔212和钝体冷却孔221以射流的形式从所述莲蓬状中心钝体2后端面喷出，一方面可以冷却钝体端面，另一方面将燃烧室内的回流区推离头部一小段距离，有利于形成脱体火焰。

25、基于上述特征，在任何工况下，通过所述冷却孔内对流换热降低中心钝体的温度，，形成脱体火焰降低整个复合式喷嘴受到的辐射量，使得燃烧室头部整体处于较低的温度，燃油经过头部至喷射点时温度难以达到结焦温度，因此可有效防止燃烧室喷嘴结焦，提高燃烧室寿命。