超音速飞机及独立供油组合式火焰稳定器制造技术

本发明专利技术公开了一种超音速飞机及独立供油组合式火焰稳定器，属于飞行器技术领域

【技术实现步骤摘要】
超音速飞机及独立供油组合式火焰稳定器


[0001]本专利技术涉及一种飞行器，具体讲是一种超音速飞机及独立供油组合式火焰稳定器，属于飞行器

。

技术介绍

[0002]随着世界各国对先进超音速作战武器的追逐，涡喷加力发动机作为超音速动力系统的重要组成部分地位越来越重要，各个国家对加力燃烧室重要组成部件的火焰稳定器开展了大量研究工作
。
现有技术中，
V
型稳定器因结构简单
、
使用经验丰富，在加力燃烧室中被广泛应用，
V
型火焰稳定器的稳定性与来流状态和稳定器的槽宽密切相关，在高空
、
高速和低温环境下，要保证燃烧室内的火焰能稳定燃烧，
V
型火焰稳定器需要较高的堵塞比，常规加力燃烧室中火焰稳定器的槽宽一般为
40mm
左右，宽大的稳定器槽宽会导致燃烧室较高的冷阻损失，影响发动机总体性能；同时，
V
型火焰稳定器稳焰边界窄，低温下稳定性差，点火困难，当工况变化比较大或者燃油供给不足使燃烧室处于低油气比时，
V
型火焰稳定器回流区的火焰极易脱离造成熄火，简单的
V
型火焰稳定器已不能满足现代先进航空发动机燃烧室的要求
。
[0003]对于高性能加力燃烧室以及多模态燃烧室都要面临燃烧室来流温度低和局部流速过大等问题会造成燃烧室点火和稳定燃烧困难，采用值班火焰稳定器进行软点火是解决加力燃烧室点火困难和火焰稳定等问题的重要手段
。<br/>目前凹腔驻涡火焰稳定器因流动阻力小
、
稳定性能强
、
点火性能好等特点应用越来越广，但凹腔采用气动雾化方式供油时，在高空
、
低温
、
低流量时会存在燃油不易雾化，蒸发效果差等问题，在凹腔内不能形成很好的易于点火的油气浓度分布区，不利于点火，大幅降低了凹腔“软点火”成功率；单独的凹腔稳定器自身的火焰传播能力较弱，不利于火焰的热传递，在工程中常在凹腔前壁面处布置径向传焰结构进行搭配使用，然而凹腔前置布局的径向传焰结构本身会对凹腔涡系造成破坏作用，会在凹腔内周向方向上形成不适于燃烧的无涡结构，大大缩减了凹腔稳焰区的体积，限制了凹腔所能提供的温升效果，不利于充分发挥凹腔的作用
。

技术实现思路

[0004]本专利技术所要解决的技术问题在于克服现有技术缺陷，提供一种大幅提高油气的掺混效果和雾化能力，降低传焰气流对环形中心凹腔涡系的破坏作用，提升火焰稳定性
、
温升和整体燃烧效率的超音速飞机及独立供油组合式火焰稳定器
。
[0005]为了解决上述技术问题，本专利技术提供的独立供油组合式火焰稳定器，包括圆锥体
、
后置腔
、
环形稳定器和传焰槽，所述圆锥体的后部与后置腔相连接，二者之间形成环形中心凹腔；
[0006]所述后置腔上设有多个可向环形中心凹腔供油的喷嘴，所述喷嘴均连通第一供油单元；
[0007]所述传焰槽的数量与喷嘴的数量相对应，所述多个传焰槽的一端与后置腔固连呈
后倾状
、
周向均匀分布，另一端连接环形稳定器；
[0008]所述每个传焰槽正对一个喷嘴，用于将燃烧形成的联焰气流从环形中心凹腔向环形稳定器方向传递
。
[0009]本专利技术中，所述独立供油组合式火焰稳定器的阻塞比；所述的比例；
[0010]式中，传焰槽的有效投影面积
、
为环形稳定器的投影面积
、
为燃烧室横截面积
。
[0011]本专利技术中，所述圆锥体的轴向长度
L4的长度为环形中心凹腔5的轴向长度
L5的
1~1.5
倍；所述圆锥体的夹角
α4为
50
°
~70
°
。
[0012]本专利技术中，所述传焰槽的横向截面呈
V
型，夹角
α8为
35
°
~50
°
；所述传焰槽的安装角
θ8为
40
°
~60
°
。
[0013]本专利技术中，所述环形稳定器的分度圆直径
D7为燃烧室直径
D0的；
[0014]所述环形稳定器的横截面呈
V
型，夹角
α7为
50
°
~70
°
。
[0015]本专利技术中，所述第一供油单元包括燃油管和与燃油管相通的多个分支燃油管，所述多个分支燃油管分散设置于后置腔内；
[0016]所述每根分支燃油管分别连接一个喷嘴
。
[0017]本专利技术中，所述圆锥体上设有第二供油单元和第三供油单元，
[0018]所述第二供油单元用于向环形稳定器供油；所述第二供油单元包括第二油环；所述第二油环沿周向均匀分布多个第二油喷孔；所述第二油喷孔背向环形稳定器；
[0019]所述第三供油单元用于向传焰机构供油；所述第三供油单元包括第三油环；所述第三油环沿周向均匀分布多个第三油喷孔；所述第三油喷孔背向传焰槽
。
[0020]本专利技术中，所述第二油环的分度圆的直径
D
203
与环形稳定器的分度圆直径
D7相同；
[0021]所述第三油环的分度圆直径
D
303
比圆锥体后端面的直径
D
401
大
4~8mm。
[0022]本专利技术中，所述第二油环分布在圆锥体轴向位置处
。
[0023]本专利技术中，所述第三油环分布在圆锥体轴向位置处；
[0024]所述第三油喷孔正对传焰槽所在截面
。
[0025]本专利技术还提供了一种超音速飞机，包括涡喷加力发动机，所述涡喷加力发动机包括机匣，所述机匣内安装前述的独立供油组合式火焰稳定器
。
[0026]本专利技术的有益效果在于：（1）将圆锥体后端面通过支撑管与后置腔前端面固连形成一个环形中心凹腔，形成强大的漩涡结构可以大幅提高油气的掺混效果和雾化能力，在凹腔内形成稳定的值班火源；相比于传统的值班火焰稳定器，本专利技术采用一体化设计，在冷阻损失较小的条件下，在保证点火及传焰能力的前提下控制流阻损失，最大限度的发挥各部分稳定器对火焰的稳定和扩散能力，大幅提高燃烧室的燃烧效率；（2）采用径向传焰槽后倾布置在环形中心凹腔后面的优化布局方式，相比于传统的传焰结构布置于凹腔前端面的形式，降低了传焰气流对环形中心凹腔涡系的破坏作用，使得环形中心凹腔稳焰区能扩张
到整个凹腔周向，提升了环形中心凹腔火焰稳定性和温升；（3）通过第一供油单元
、
第二供油单元和第三供油单元形成的分区供油和分级燃烧的组织燃烧方式，可根据组合式火焰稳定器的结构特点和流场特性，对不同位置的稳定器分别设计了本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
独立供油组合式火焰稳定器，其特征在于：包括圆锥体
、
后置腔
、
环形稳定器和传焰槽，所述圆锥体的后部与后置腔相连接，二者之间形成环形中心凹腔；所述后置腔上设有多个可向环形中心凹腔供油的喷嘴，所述喷嘴均连通第一供油单元；所述传焰槽的数量与喷嘴的数量相对应，所述多个传焰槽的一端与后置腔固连呈后倾状
、
周向均匀分布，另一端连接环形稳定器；所述每个传焰槽正对一个喷嘴，用于将燃烧形成的联焰气流从环形中心凹腔向环形稳定器方向传递
。2.
根据权利要求1所述的独立供油组合式火焰稳定器，其特征在于：所述独立供油组合式火焰稳定器的阻塞比；式中，为圆锥体的投影面积
、
为传焰槽的有效投影面积
、
为环形稳定器的投影面积
、
为燃烧室横截面积
。3.
根据权利要求1或2所述的独立供油组合式火焰稳定器，其特征在于：所述圆锥体的轴向长度
L4的长度为环形中心凹腔5的轴向长度
L5的
1~1.5
倍；所述圆锥体的夹角
α4为
50
°
~70
°
。4.
根据权利要求1或2所述的独立供油组合式火焰稳定器，其特征在于：所述传焰槽的横向截面呈
V
型，夹角
α8为
35
°
~50
°
；所述传焰槽的安装角
θ8为
40
°
~60
°
。5.
根据权利要求1或2所述的独立供油组合式火焰稳定器，其特征在于：所述环形稳定器的分度圆...

【专利技术属性】
技术研发人员：葛源海，常国强，王海朋，章宇轩，陈敏，徐夏，张小龙，黄云龙，秦学海，
申请(专利权)人：融通航空发动机科技有限公司，
类型：发明
国别省市：