本发明专利技术属于航空航天发动机用燃油喷嘴技术领域，尤其涉及一种航空航天发动机用燃油喷嘴圆柱螺旋雾化器。本发明专利技术包括位于中心的进油管，进油管前端安装有喷油嘴；进油管外套装有供高压气体通过的进气仓，贯穿进气仓的前端面至后端面开设有多条弯曲的进气通孔，各进气通孔呈螺旋状排列；进气仓的前端边缘向前延伸形成雾化口。在惯性力的作用下，高压气体在雾化空间内形成高速自旋转的飓风，将喷油嘴内喷出的燃油撕裂，形成细小均匀的雾化颗粒，避免了雾化不均匀、雾化后存在大液滴或者雾化颗粒直径偏大的情况，保证了点火的可靠性和燃烧室出口温度场均匀。本发明专利技术还涉及一种采用上述喷嘴雾化器对燃油进行雾化的方法。
【技术实现步骤摘要】
一种航空航天发动机用燃油喷嘴圆柱螺旋雾化器及其雾化方法
本专利技术属于航空航天发动机用燃油喷嘴
，尤其涉及一种航空航天发动机用燃油喷嘴圆柱螺旋雾化器，还涉及一种采用上述喷嘴雾化器对燃油进行雾化的方法。
技术介绍
在航空航天燃油喷嘴
里，雾化特性的测量对喷嘴设计、质量控制与改进是相当重要的。其状态如何对燃烧室设计，火焰筒内部发生的雾化、蒸发、掺混和燃烧过程的组织与控制，以及对燃烧室故障诊断、燃烧室性能改善、出口温度品质恶化等均可产生重大影响。例如，大液滴容易穿过燃气打到火焰筒内壁，引起壁面局部过热或积焦；液雾平均直径越大，点火越困难，还会使排气冒烟增加；燃油周向不均匀会造成燃烧室出口温度场不均匀，产生局部热区，影响涡轮寿命；喷雾锥角过小，使更多油滴集中在火焰筒中心线燃烧，中心过于富油，容易冒烟。喷嘴的雾化特性对燃烧室性能工作寿命影响很大，喷嘴的设计和试验研究是发动机研发中的一项关键技术。因此研发一种雾化性能好、稳定燃烧范围广、点火可靠性高、出口温场品质好的航空航天发动机用燃油喷嘴雾化器具有十分重要的意义。
技术实现思路
本专利技术为解决公知技术中存在的技术问题而提供一种雾化颗粒细小均匀、稳定燃烧范围广、点火可靠性高、出口温场品质好的航空航天发动机用燃油喷嘴圆柱螺旋雾化器。本专利技术为解决公知技术中存在的技术问题所采取的技术方案是：一种航空航天发动机用燃油喷嘴圆柱螺旋雾化器包括位于中心的进油管，进油管前端安装有喷油嘴；进油管外套装有供高压气体通过的进气仓，贯穿进气仓的前端面至后端面开设有多条弯曲成圆柱螺旋式的进气通孔，各进气通孔呈圆柱螺旋状排列；进气仓的前端边缘向前延伸形成雾化口，雾化口与进气仓的前端面形成螺旋线式雾化空间，喷油嘴与螺旋线式雾化空间对接。本专利技术的优点和积极效果是：在进气仓内设置多条呈螺旋状排列的弯曲的进气通孔，使高压气体通过各进气通孔后气体的流动方向会发生改变，在惯性力的作用下，高压气体在雾化空间内形成高速自旋转的飓风，将喷油嘴内喷出的燃油撕裂，形成细小均匀的雾化颗粒，避免了雾化不均匀、雾化后存在大液滴或者雾化颗粒直径偏大的情况，保证了点火的可靠性和燃烧室出口温度场均匀，同时延长了燃烧室的使用寿命。优选地：所述雾化口5的形状为渐开线式。本专利技术的另一个目的是提供一种采用上述结构的航空航天发动机用燃油喷嘴圆柱螺旋雾化器对燃油进行雾化的方法。本专利技术为解决公知技术中存在的技术问题所采取的技术方案是：采用上述航空航天发动机用燃油喷嘴圆柱螺旋雾化器对燃油进行雾化的方法，包括以下步骤：a、将燃油通入进油管中，将高压气体通入进气仓的各进气通孔中；b、燃油通过进油管从喷油嘴喷出，高压气体通过进气通孔到达雾化口；c、高压气体通过弯曲的进气通孔后改变风向，到达雾化口时在螺旋线式雾化空间内形成高速自旋转的飓风，撕裂从喷油嘴喷出的燃油，形成呈细长条状分布的直径为2-12μm的雾化颗粒。附图说明图1是本专利技术的结构示意图；图2是本专利技术的剖面结构示意图；图3是图1中进气仓的结构示意图；图4是图1中进气仓的剖面结构示意图。图中：1、喷油嘴；2、进气通孔；3、进气仓；4、进油管；5、雾化口。具体实施方式为能进一步了解本专利技术的
技术实现思路
、特点及功效，兹例举以下实施例详细说明如下：请参见图1到图4，本专利技术包括位于中心的进油管4，进油管前端安装有喷油嘴1；进油管4外套装有供高压气体通过的进气仓3，贯穿进气仓3的前端面至后端面开设有多条弯曲成圆柱螺旋式的进气通孔2，各进气通孔2呈圆柱螺旋状排列；进气仓3的前端边缘向前延伸形成雾化口5，雾化口5与进气仓3的前端面形成螺旋线式雾化空间，喷油嘴1与螺旋线式雾化空间对接。本实施例中，弯曲成圆柱螺旋式的进气通孔2，在圆柱坐标系下其公式为：r＝20*t；θ＝60+t*360*n；z＝N*t(其中r为圆柱半径，t为螺旋线扫描的点，θ为展角，n为螺旋线的圈数，N为螺旋线的圆柱高度)。本实施例中，所述雾化口5的形状为渐开线式，在空间直角坐标系O-xyz中其公式为：x＝r×cos(θ+α)+(θ+α)×r×sin(θ+α)；y＝r×sin(θ+α)-(θ+α)×r×cos(θ+α)；z＝0(r为基圆半径，θ为展角，α为压力角)。本实施例中，所述雾化空间呈斐波那契螺旋线式，其斐波那契螺旋线递归公式为：F0＝0；F1＝1；Fn＝Fn-1+Fn-2(n为自然数)。采用上述结构的航空航天发动机用燃油喷嘴圆柱螺旋雾化器对燃油进行雾化的方法，包括以下步骤：a、将燃油通入进油管4中，将高压气体通入进气仓3的各进气通孔2中；b、燃油通过进油管4从喷油嘴1喷出，高压气体通过进气通孔2到达雾化口5；c、高压气体通过弯曲的进气通孔2后改变风向，到达雾化口5时在螺旋线式雾化空间内形成高速自旋转的飓风，撕裂从喷油嘴1喷出的燃油，形成呈细长条状分布的直径为2-12μm的雾化颗粒。采用本专利技术的结构，用相位多普勒粒子分析仪检测，可以保证各参数误差如下：性能参数误差范围燃油质量流量≤1.0％雾化空气质量流量≤1.0％喷雾锥角±1°燃油分布不均匀度≤1.0％雾化空气压差≤0.5％雾化性能参数≤3.0％如图3中箭头所示为进气仓3中高压气体的流动方向，在惯性力的作用下，高压气体在雾化空间内形成高速自旋转的飓风，将喷油嘴内喷出的燃油撕裂，形成细小均匀的雾化颗粒，避免了雾化不均匀、雾化后存在大液滴或者雾化颗粒直径偏大的情况，保证了点火的可靠性和燃烧室出口温度场均匀，同时延长了燃烧室的使用寿命。本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种航空航天发动机用燃油喷嘴圆柱螺旋雾化器，其特征在于：包括位于中心的进油管(4)，进油管(4)前端安装有喷油嘴(1)；进油管(4)外套装有供高压气体通过的进气仓(3)，贯穿进气仓(3)的前端面至后端面开设有多条弯曲成圆柱螺旋式的进气通孔(2)，各进气通孔(2)呈圆柱螺旋状排列；进气仓(3)的前端边缘向前延伸形成雾化口(5)，雾化口(5)与进气仓(3)的前端面形成螺旋线式雾化空间，喷油嘴(1)与螺旋线式雾化空间对接。
【技术特征摘要】
1.一种航空航天发动机用燃油喷嘴圆柱螺旋雾化器，其特征在于：包括位于中心的进油管(4)，进油管(4)前端安装有喷油嘴(1)；进油管(4)外套装有供高压气体通过的进气仓(3)，贯穿进气仓(3)的前端面至后端面开设有多条弯曲成圆柱螺旋式的进气通孔(2)，各进气通孔(2)呈圆柱螺旋状排列；进气仓(3)的前端边缘向前延伸形成雾化口(5)，雾化口(5)与进气仓(3)的前端面形成螺旋线式雾化空间，喷油嘴(1)与螺旋线式雾化空间对接；所述进气通孔(2)在圆柱坐标系下的公式为：r＝20*t；θ＝60+t*360*n；z＝N*t；其中r为圆柱半径，t为螺旋线扫描的点，θ为展角，n为螺旋线的圈数，N为螺旋线的圆柱高度。2.如权利要求1所述的航空航天发动机用燃油喷嘴圆柱螺旋雾化器，其特征在于：所述雾化口(5)的形状...
【专利技术属性】
技术研发人员：陈成，陈立，王鹏，齐波，
申请(专利权)人：天津成立航空技术有限公司，
类型：发明
国别省市：天津;12
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