一种用于高超能源系统的富燃和冲压组合燃气发生器技术方案

本发明专利技术公开了一种用于高超能源系统的富燃和冲压组合燃气发生器，该发生器采用直壁段加突扩扩压方式进气，一级旋流径向进气，二级旋流带有30度的扭角轴向进气，二级旋流器与火焰筒壁面直接相连。该组合燃气发生装置能同时满足冲压和自备能源两种工作模式进口条件下流场总压损失要求和燃烧室出口温度分布要求(大于900℃)。当在冲压模式下工作时，如果其进口来流温度高于900℃时，燃气发生装置不喷油燃烧，仅作为冲压燃烧室使用，如果其进口来流温度低于900℃时，燃气发生装置喷少量油燃烧，使燃烧室出口温度达到900℃。当在自备能源模式下工作时，燃气发生装置以富燃模式工作，燃烧室喷入过富的燃油控制燃烧室出口温度在900℃，以节约气源消耗。

A fuel rich and ramjet composite gas generator for a high energy system

The invention discloses a high energy system and fuel rich gas generator for the ramjet, generator with straight wall section and dump diffuser inlet mode, a cyclone radial inlet cyclone, two with a 30 degree twist angle of axial inlet, two stage swirler and flame tube wall directly connected. The combined gas generating device can meet the requirements of the total flow pressure loss of the flow field and the temperature distribution of the combustion chamber exit at the inlet of the two working modes of stamping and self supplying energy (greater than 900 DEG C). When working in a punching mode, if the inlet temperature is higher than 900 DEG C, gas generating device not only as fuel combustion, scramjet combustor use, if the inlet temperature is lower than 900 DEG C, spray a small amount of oil combustion gas generating device, the combustion chamber outlet temperature reaches 900 degrees celsius. When working in the self-contained energy mode, the gas generating device operates in a rich combustion mode, and the combustion chamber sprays into the rich fuel to control the combustion chamber outlet temperature at 900 DEG C to save gas consumption.

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一体化辅助动力装置(IPU)领域，尤其涉及一种用于高超能源系统的富燃和冲压组合燃气发生器。设计的燃烧室要满足IPU在提供辅助动力工作模式、提供应急动力模式和应急启动模式所有工况条件下的稳定和高效低阻的工作特性。
技术介绍
第二动力系统是一个多功能的综合系统，它是飞机飞行保障系统中的一个组成单元，具有起动主发动机、提供空调系统所需的气源、提供液压能、提供辅助功率和应急功率功能，并使发电机、液压泵等机载部件的布局更加合理。第二动力系统主要包括：辅助动力装置(APU)、应急动力装置(EPU)和组合动力装置(IPU)等种类。现代航空燃气涡轮发动机的结构特点和循环过程，决定了其在自主工作之前必须先由其它动力源带动。最初带动发动机的动力源是电起动机，后来随着发动机所需起动功率的越来越大，辅助动力装置(APU)逐步取代了电起动机，成为现代起动发动机的主要动力源，第二动力系统也随着APU的出现应运而生。对于军用战斗机，尤其是单发飞机，第二动力系统中除APU外，通常还包括一个应急动力装置(EPU)。如果飞行中发动机熄火或发电机、液压泵发生故障，EPU可向飞控和电气系统的关键负载提供独立能源，直至发动机重新起动、飞行员被安全弹射或飞机完成停车着陆才停止工作。第二动力系统通常由APU、EPU、附件传动装置和能量转换附件(如发电机、液压泵)等组成，主要用于提供气、电、液压及轴功率，以满足飞机对发动机起动、应急能源或其它辅助能源的不同需要。随着现代推进技术先进性和复杂性的日益提高，尤其更高的涵道比涡扇发动机和能遥控的自动驾驶仪飞机的出现，对飞机二动力的要求相比于早期飞行器有了很大变化。现代飞机对二动力的要求是：既要一个自吸气的、具有超高高度下快速启动能力的APU和/或一个储存能量的、带有单一组分的喷气机燃料或双组份燃油供应的EPU，这些需求催生了超级一体化的二动力装置(IntegratedPowerUnits，简称IPU)的出现，这个一体化的二动力装置(IPU)能实现仅凭一个简单的飞机动力装置，就能满足在整个飞行包线内所有二动力和主发动机启动的功率需要。一个IPU可以替代和提供通常由三个动力组件或子系统操作的功能，这些功能是1)主发动机启动；2)辅助动力装置(APU)功能；3)一旦来自主发动机的动力损失的飞行中应急动力装置。1)主发动机启动主发动机启动有几种方式，在有些飞机上(F-15，F-16),一个喷气燃料起动机(它本身就是一台小涡轮发动机)由储存的液压能启动；当喷气燃油起动机运转时，用于驱动推进发动机，通过齿轮箱，到达点火转速。在其它飞机上(B-1)，一个APU被启动，推进发动机通过齿轮箱被启动。在有些飞机上(F-18，A-10，F-22),主发动机由空气涡轮带转启动，空气涡轮由来自APU的压缩空气驱动。2)APU功能如果飞机带有机载自吸气APU动力装置，它提供主发动机启动和/或地面环境控制和飞机电力和航空电子设备系统的检查而不需地面动力车或其它地面设备。3)应急动力在飞行中主发动机熄火或发电机或液压泵失效时，应急动力装置(EPU)可以提供一个独立的动力源以操作关键的飞行控制和电载荷直到发动机能重新启动，或飞行员可以安全弹出，或直到可以熄火迫降。F-16有这样一个装置可以提供有限的电和液压动力，用肼，一种储存在机上的推进剂工作。F-16装置也可以用主发动机吸入的空气工作，如果主发动机还在运转的话。IPU要提供所有以上三种动力系统组件的功能，并在最小尺寸和重量限制下具有最大可靠性，同时，其他技术也应在有更多电子系统的飞机上继续保持。
技术实现思路
本专利技术建立了高超能源系统组合燃气发生装置设计方案，解决了富油、高压燃烧过程的数值模拟技术，实现了对组合燃气发生装置全包线工作范围内的性能预估。技术方案：一种用于高超能源系统的富燃和冲压组合燃气发生器，其特征在于：包括扩压段及燃烧室；所述扩压段包括直壁段的前置扩压器及扩压器突扩区，所述前置扩压器的出口与所述扩压器突扩区的进口相连；所述扩压器突扩区的出口与燃烧室进口连接；在所述燃烧室内设有火焰筒，在所述火焰筒进口处间隔一定距离安装有一级旋流器及二级旋流器；所述一级旋流器采用单级径向直叶片旋流器；所述二级旋流器采用单级轴向扭叶片旋流器，具有30度的扭角；在所述火焰筒的出口设有尾喷管。所述扩压器突扩区的突扩间隙为30mm，突扩区角度为60度。所述前置扩压器的长度为78mm，进口直径为90mm。所述一级旋流器(3)与二级旋流器(4)的叶片数量为8～12片之间；所述叶片的数量基于所述一级旋流器(3)与二级旋流器(4)的性能和重量的综合考虑得到。所述一级旋流器叶片为8片；叶片的外径为28.5mm，内径为20.8mm，叶片长高厚分别是12mm、8mm、1.5mm，安装角为60度。所述二级旋流器叶片为12片，叶片外径为63mm，内径为46mm，叶片长高厚分别是18mm、15mm、2mm，安装角为-60度。所述燃烧室整体外机匣长度为450mm，直径为184mm。所述火焰筒直径为108mm，二级旋流器4后缘至尾喷管7间的火焰筒长度为220mm。所述尾喷管收缩角为45度，长度为20mm，直径为62mm。有益效果：(1)该燃气发生装置能满足冲压和富燃两种模式进气条件下的工作要求，保证在两种模式进气条件下满足流场的总压损失小于设计点总压损失14.8％，出口温度分布达到900℃。仅用这一个结构就能满足冲压和富燃两种工作模式，不需要在不同结构下进行两种工作模式运行。附图说明图1为本专利技术中燃烧室的整体示意图，1表示前置扩压器，2表示扩压器突扩区，3表示一级旋流器，4表示二级旋流器，5表示燃烧室外壁面，6表示火焰筒，7表示尾喷管。图2为本专利技术中火焰筒示意图。图3为本专利技术中扩压器示意图。图4为本专利技术中一级旋流器示意图。图5为本专利技术中二级旋流器示意图。图6为本专利技术中优化方案下冲压模式下不同工况出口截面总压分布，1表示Case5，2表示Case4，3表示Case3，4表示Case2，5表示Case1；图7为优化方案冲压模式下不同工况总压损失。图8冲压模式不同工况下出口截面温度分布图，1表示Case1，2表示Case5，3表示Case4，4表示Case2，5表示Case3；图9冲压模式下速度等值线图；图10冲压模式下温度等值线图图11自备能源模式下速度等值线图图12自备能源模式下温度等值线图；具体实施方式下面结合附图对本专利技术作更进一步的说明。本专利技术提供一种用于高超能源系统的富燃和冲压组合燃气发生器，为使本专利技术的目的，技术方案及效果更加清楚，明确，以及参照附图并举实例对本专利技术进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施仅用以解释本专利技术，并不用于限定本专利技术。本专利技术的高超能源系统冲压及组合燃气发生装置是一体化辅助动力装置(IPU)的关键部件，该燃烧室要满足IPU在提供辅助动力工作模式、提供应急动力模式和应急启动模式所有工况条件下的稳定和高效低阻的工作特性。图1为本专利技术中燃烧室的整体示意图。如图1所示，本专利技术提供的一种用于高超能源系统的富燃和冲压组合燃气发生器，包括燃烧室外壁面5、扩压段、火焰筒6、一级旋流器3、二级旋流器4以及尾喷管7。燃烧室整体外机匣长度450mm，直径184mm。火焰筒6直径108本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于高超能源系统的富燃和冲压组合燃气发生器，其特征在于：包括扩压段及燃烧室；所述扩压段包括直壁段的前置扩压器(1)及扩压器突扩区(2)，所述前置扩压器(1)的出口与所述扩压器突扩区(2)的进口相连；所述扩压器突扩区(2)的出口与燃烧室进口连接；在所述燃烧室内设有火焰筒(6)，在所述火焰筒(6)进口处间隔一定距离安装有一级旋流器(3)及二级旋流器(4)；所述一级旋流器(3)采用单级径向直叶片旋流器；所述二级旋流器(4)采用单级轴向扭叶片旋流器，具有30度的扭角；在所述火焰筒(6)的出口设有尾喷管(7)。

【技术特征摘要】
1.一种用于高超能源系统的富燃和冲压组合燃气发生器，其特征在于：包括扩压段及燃烧室；所述扩压段包括直壁段的前置扩压器(1)及扩压器突扩区(2)，所述前置扩压器(1)的出口与所述扩压器突扩区(2)的进口相连；所述扩压器突扩区(2)的出口与燃烧室进口连接；在所述燃烧室内设有火焰筒(6)，在所述火焰筒(6)进口处间隔一定距离安装有一级旋流器(3)及二级旋流器(4)；所述一级旋流器(3)采用单级径向直叶片旋流器；所述二级旋流器(4)采用单级轴向扭叶片旋流器，具有30度的扭角；在所述火焰筒(6)的出口设有尾喷管(7)。2.根据权利要求1所述的富燃和冲压组合燃气发生器，其特征在于：所述扩压器突扩区(2)的突扩间隙为30mm，突扩区角度为60度。3.根据权利要求1所述的富燃和冲压组合燃气发生器，其特征在于：所述前置扩压器(1)的长度为78mm，进口直径为90mm。4.根据权利要求1所述的富燃和冲压组合燃气发生器，其特征在于：所述一级旋流器(3)与二级旋流器(4)的叶片数量为8～12片...

【专利技术属性】
技术研发人员：吕浩杰，范育新，徐亮，郑妹，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏;32