一种采用旋流-非旋流组合进气头部结构的同心分级高温升燃烧室及方法

本发明属于航空发动机燃烧室领域，具体涉及一种采用旋流-非旋流组合进气头部结构的同心分级高温升燃烧室及方法。

背景技术：

1、先进航空发动机主燃烧室正朝着高温升、高热容的方向发展。高温升之所以成为未来航空发动机燃烧室的重点发展方向，是由发动机追求的高推重比所决定的。提高推重比除了需要提高压气机总压比以外，还需要提高燃烧室的出口温度。在发动机其他参数不变的条件下，燃烧室出口温度每提高50℃，发动机推力即可增加7％～8％。通过提升燃烧室的总油气比，从而提高燃烧室的出口温度。第三代及第四代某型涡扇发动机的推重比分别为7-8、9-11，其下一代航空发动机推重比在15-20水平。对于发动机推重比在10一级的燃烧室，如欧洲ej200(far＝0.038)和普惠f119(far＝0.037)，都是在常规技术范围内充分挖掘技术潜力以提升油气比，但油气比始终未能超过0.04。

2、常规温升燃烧室的燃烧空气量在20％-40％左右。随着燃烧室温升不断提高，参与燃烧空气量大幅增加，头部进气量可达总气量的50％～70％。这将给燃烧室的点火与火焰稳定带来困难，还会使得冷却与掺混的可用空气量捉襟见肘，壁面冷却问题突出，加之燃烧室出口温度大幅增长，热点温度也越来越高，愈发加大了出口温度场的调控难度。此外，在高头部进气量的条件下，头部旋流器的结构还需考虑火焰筒高度、头部间距与头部数量带来的尺寸限制问题。因此，需在气动热力结构与燃油雾化设计等方面寻求解决方案，以克服上述技术挑战。

3、作为燃烧区上游，头部燃烧组织至关重要。国内外发展出的高温升燃烧技术主要包括多级旋流燃烧、驻涡燃烧、变几何燃烧和中心分级燃烧等。其中，多级旋流燃烧复杂度较低，仍属于常规技术范畴；驻涡燃烧在高油气比条件下存在室壁热防护难度高、火焰长度较长、出口温度分布均匀性较差的问题；变几何燃烧控制系统复杂，成本与重量显著增加，执行结构易在高温环境下变形和烧蚀。为了在燃烧室温升提高的同时兼顾低工况稳定性、室壁冷却以及出口温度场等方面的要求，可采用燃油分级、燃烧空气分区方式。中心分级燃烧通过燃烧区在空间上交叉重叠，实现燃料与空气的快速混合和高效燃烧，缩短火焰筒长度，减少掺混和冷却空气的需求，以保证合适的出口温度分布质量。但该技术的头部设计复杂度高，燃料分级需装配额外喷嘴，导致头部质量与径向尺寸较大。

4、此外，由于保密原因，针对高温升燃烧室的相关技术细节公开发表较少，现阶段分级分区燃烧的研究大多围绕商用发动机燃烧室展开，通过贫燃预混及预蒸发的方式减少污染排放、拓宽稳定工作范围、降低热声振荡，其燃烧室温升相对较低，出口温度分布要求并不严苛。而且由于高油气比条件下燃烧区当量比偏富、很少采用预混方式等原因，导致很多成果无法适用于更高推重比发动机的高温升燃烧室。

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，本发明提供一种采用旋流-非旋流组合进气头部结构的同心分级高温升燃烧室，采用同心分级燃烧组织方式，其主燃级为旋流-非旋流组合进气构型，主燃级旋流通道中主燃级旋流叶片下游的内侧壁上设有非旋流进气孔，其非旋流进气与旋流进气在通道内混合，使主燃级出口为弱旋流空气，配合主燃级喷嘴供油形成直接混合燃烧，预燃级为两级旋流配合离心喷嘴形成扩散燃烧；主燃级燃烧区包裹预燃级燃烧区，主、预燃级径向距离较大且最外级出口的旋流数相对较低，使得同心分级燃烧的各燃烧区相对独立，同时主燃级喷嘴与旋流器一体化，无需装配额外喷嘴；火焰筒上设置有射流孔，其进气用于回流补燃和下游出口温度分布调整。采用该种旋流-非旋流组合进气头部结构，能够实现高温升燃烧室在高头部进气量条件下旋流器的径向尺寸可控，以满足燃烧室头部空间布局的需求，同时有利于燃烧室在宽广工作状态下具有良好的出口温度场，满足高温升燃烧的需求。

3、本发明的技术方案是：一种采用旋流-非旋流组合进气头部结构的同心分级高温升燃烧室，包括燃烧室机匣及位于其入口的突扩扩压器、其内的火焰筒；

4、所述火焰筒为环形腔结构，包括头部、火焰筒外壁和火焰筒内壁，其中头部与供油杆连通，火焰筒外壁与点火器连通；所述火焰筒头部包括与火焰筒内、外壁连接的头部挡板，及安装于头部挡板上的主燃级和预燃级；所述主燃级采用直接混合燃烧形式，并通过旋流和非旋流相结合的通气方式，将非旋流结构通入的空气降低旋流结构通入空气的旋流数；所述预燃级同轴安装于主燃级的中心孔内，且预燃级外环壁面和主燃级内环壁面之间形成环形腔体，通过对环形腔体径向尺寸的控制使得主燃级和预燃级的燃烧区相对独立。

5、本发明的进一步技术方案是：所述主燃级的内外环壁之间通过设置主燃级旋流叶片形成主燃级旋流通道，主燃级的内环壁上通过设置非旋流进气孔，将空气通过非旋流方式引入旋流通道与旋流空气混合；

6、所述主燃级的内环壁内置主燃级燃油通道，燃油在该通道内沿轴向依次流经主燃级燃油入口、集油槽、支路通道，从支路通道出口设置的主燃级喷嘴喷出，与旋流、非旋流的混合空气直接混合燃烧。

7、本发明的进一步技术方案是：所述非旋流进气孔为沿周向阵列设置于主燃级旋流叶片下游内环壁的直通孔，所引入的非旋流空气占主燃级总进气量在30％～40％；且非旋流进气孔与主燃级燃油通道位置交错设置，避免相互干涉。

8、本发明的进一步技术方案是：所述集油槽是位于非旋流进气孔上游的环形空腔，其输入端通过主燃级燃油入口与供油杆连通，并沿周向向其下游引出多个支路通道，每个支路通道的出口的下游对应一个主燃级喷嘴，通过主燃级喷嘴将支路通道内的燃油引出至与主燃级台阶端面的法向方向相同；

9、所述主燃级喷嘴为支路通道出口到主燃级台阶端面的直射式喷嘴其内径为0.4-1.0mm，用于将燃油喷射于燃烧区内。

10、本发明的进一步技术方案是：所述主燃级喷嘴的燃油喷射方向与主燃级中心轴的夹角为-20～30度。

11、本发明的进一步技术方案是：所述预燃级包括从内到外同轴设置的预燃级喷嘴、内旋流器、外旋流器，预燃级喷嘴入口与供油杆连通，其出口朝向内旋流器的末端；内旋流器的末端接文氏管，外旋流器的末端为沿径向向外延伸的环形台阶端面，并在台阶端面上开有若干冷却孔；空气经内、外旋流器的旋流通道形成两级旋流空气，并产生回流区，两级旋流空气在文氏管出口对预燃级喷嘴供给的燃油进行剪切和雾化，形成稳定燃烧的扩散火焰。

12、本发明的进一步技术方案是：所述预燃级通过周向设置的多个连接件安装于主燃级的内环壁上，使得主燃级旋流通道内壁面与预燃级文氏管喉部之间的距离在22～35mm，以实现两级燃烧区相互独立

13、本发明的进一步技术方案是：所述头部挡板和火焰筒内、外壁上均开有若干通孔；头部挡板上的通孔作为头部冷却孔；火焰筒内、外壁上的通孔将燃烧室内、外环腔通道的空气引入火焰筒，用于回流补燃和下游出口温度分布调整。

14、本发明的进一步技术方案是：所述的突扩扩压器包括前置扩压器和突扩段；前置扩压器用于对燃烧室进口来流进行减速增压，突扩段将减速增压后的来流分为头部进气流、外环腔通道气流和内环腔通道气流，以满足头部和火焰筒外壁与火焰筒内壁上的进气需求。

15、一种燃烧室实现高温升燃烧的方法，具体步骤如下：

16、在燃烧室入口处设置突扩段，实现对燃烧室入口来流的减速增压及分流；

17、将火焰筒头部设计为旋流-非旋流组合进气头部结构，包括与火焰筒内、外壁连接的头部挡板，及安装于头部挡板上的主燃级和预燃级；所述主燃级采用直接混合燃烧形式，并通过旋流和非旋流相结合的通气方式，将非旋流结构通入的空气降低旋流结构通入空气的旋流数；所述预燃级同轴安装于主燃级的中心孔内，且预燃级外壁面和主燃级内壁面之间形成环形腔体，通过对环形腔体径向尺寸的控制使得主燃级和预燃级的燃烧区相对独立；

18、在头部挡板上开设冷却孔；

19、在火焰筒的内、外壁上开设射流孔，将燃烧室内、外环腔通道的空气引入火焰筒，用于回流补燃和下游出口温度分布调整。

20、有益效果

21、本发明的有益效果在于：

22、(1)本发明采用同心分级燃烧组织设计，主、预燃级两级径向距离较大且最外级出口的旋流数相对较低，使得各燃烧区相对独立，在空间上没有重叠。同时，火焰筒上设置有射流孔，其进气用于回流补燃和下游出口温度分布调整，火焰筒采用高效冷却方式进行冷却。这种构型有利于改善燃烧室头部气流结构和燃油分布，并保证燃烧室在宽广工作状态下具有良好的出口温度场，满足高推重比发动机燃烧室高温升燃烧的需求。

23、(2)本发明的燃烧室头部采用旋流-非旋流组合进气头部结构，主燃级旋流通道中主燃级旋流叶片下游的内侧壁上设有非旋流进气孔，其非旋流进气与旋流进气在通道内混合，使主燃级出口为弱旋流空气，配合主燃级喷嘴供油形成直接混合燃烧。采用该种旋流-非旋流组合进气头部结构，能够实现高温升燃烧室在高头部进气量条件下旋流器的径向尺寸可控，以满足燃烧室头部空间布局的需求。

24、(3)本发明中主燃级喷嘴均采用直射式喷嘴，在周向上的圆心位于预燃级喷嘴的中心轴线上，二者形成同心布置。主燃级喷嘴与旋流器一体化，无需装配额外喷嘴，可减轻一定的头部质量。预燃级为旋流稳定的扩散燃烧，主燃级不采用预混燃烧方式，而是采用直接混合燃烧，以避免在军机机动动作时因燃烧室进口流场畸变引起回火、自燃和振荡燃烧等问题。

25、(4)本发明中高温升燃烧室构型结构简单，头部各部件之间均可拆卸，利于加工、装配和替换，同时还可根据实际需求对主燃级、预燃级、头部挡板进行调整，以实现不同旋流数组合和头部流量分配的进气比例，在工程试验中具有较强的适用性。