一种斜流驻涡燃烧室的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及燃气轮机技术领域，尤其涉及一种斜流驻涡燃烧室。
【背景技术】
[0002]目前，应用于航空燃气涡轮发动机和地面工业燃气涡轮上的涡轴燃烧室主要是回流燃烧室和直流燃烧室。但是，随着发动机功重比的提高，这两类燃烧室主要有以下缺点:由于功重比的提高，回流燃烧室难以满足运行时的冷却和热容需要，往往需要增加额外的结构解决冷却和热容问题，比如体积较大的S弯管结构，若应用在小型飞行器上则会提高飞行器的自重；为了在提高功重比的同时保证燃烧效率，需要将直流燃烧室的火焰筒设计得更长，轴系距离延长，使得转子匹配更为困难，导致直流燃烧室的体积变大且结构臃肿，也难以应用在小型飞行器上。
[0003]综上所述，现有的发动机燃烧室设计，难以在提高燃气轮机的功重比的同时减少发动机的自重和体积，使得小型飞行器动力性能受到限制。
【发明内容】
[0004]本发明的实施例提供一种斜流驻涡燃烧室，能够在提高燃气轮机的功重比的同时减少自重和体积。
[0005]为达到上述目的，本发明的实施例采用如下技术方案:本发明的实施例提供一种斜流驻涡燃烧室1，其特征在于，包括:外机匣2、内机匣3、扩压器4、高能电嘴5、主燃级燃油总管进口 6、值班级燃油总管进口 7、主燃级燃油总管8、值班级燃油总管9、火焰筒10、火焰筒壁冷却孔11、凹腔前壁进气口 12、凹腔后壁进气口 13、主流进口 14、联焰板15、供油挡板16、主燃级油气进口 17、主燃孔18、掺混孔19、凹腔20、主燃级燃油总管出口 21、值班级供油喷嘴22和主燃级燃烧区23 ;
[0006]所述斜流驻涡燃烧室为全环形结构；
[0007]所述扩压器4用于空气进入所述斜流驻涡燃烧室经过所述扩压器后，将所述空气进行减速增压后到达所述火焰筒10的头部；
[0008]所述火焰筒10的壁面上设置所述火焰筒壁冷却孔11 ;
[0009]所述火焰筒10的壁面围绕形成所述凹腔20和所述主燃级燃烧区23，围绕形成所述凹腔20的壁面包括凹腔前壁、凹腔后壁和凹腔外壁，所述凹腔前壁上设置所述凹腔前壁进气口 12，所述凹腔后壁上设置所述凹腔后壁进气口 13 ;
[0010]围绕形成所述主燃级燃烧区23的壁面包括第一弧形壁面和第二弧形壁面，所述凹腔后壁与围绕形成所述主燃级燃烧区23的第二弧形壁面连接，所述第一弧形壁面上设置所述主燃孔18，所述第二弧形壁面上设置所述掺混孔19，所述第一弧形壁面与所述第二弧形壁面在远离所述联焰板15 —侧逐渐收敛形成所述斜流驻涡燃烧室的出口 ；
[0011]所述联焰板15的两边分别与所述第一弧形壁面和所述凹腔前壁连接。
[0012]本发明的实施例提供的斜流驻涡燃烧室，将主燃级燃烧区23和作为值班级燃烧区的凹腔20集成在一个凹体结构中，并在同一个凹体结构中能够形成不同的涡，保证主燃级和值班级能够分别独立燃烧，又能够一起燃烧，从而提高了功重比。并且相对于回流型燃烧室，不需要使用大、小S型弯管等体积较大的元件；而相对于直流型燃烧室，解决了轴间距较长的问题，因此本发明在提高燃气轮机的功重比的同时也减少发动机的自重和体积。
【附图说明】
[0013]为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
[0014]图1为本发明提供的斜流驻涡燃烧室的立体结构示意图；
[0015]图2为本发明提供的斜流驻涡燃烧室的局部剖视图；
[0016]图3为本发明提供的斜流驻涡燃烧室中的火焰筒结构局部剖视图；
[0017]图4为本发明提供的斜流驻涡燃烧室中的供油系统示意图；
[0018]图5为本发明提供的斜流驻涡燃烧室中的燃油总管结构示意图；
[0019]图6为本发明提供的斜流驻涡燃烧室联焰板截面燃烧过程示意图；
[0020]图7为本发明提供的斜流驻涡燃烧室主流截面燃烧过程示意图；
[0021]各图中的标号表示:1_斜流驻涡燃烧室、2-外机匣、3-内机匣、4-扩压器、5-高能电嘴、6-主燃级燃油总管进口、7-值班级燃油总管进口、8-主燃级燃油总管、9-值班级燃油总管、10-火焰筒、11-火焰筒壁冷却孔、12-凹腔前壁进气口、13-凹腔后壁进气口、14-主流进口、15-联焰板、16-供油挡板、17-主燃级油气进口、18-主燃孔、19-掺混孔、20-凹腔、21-主燃级燃油总管出口、22-值班级供油喷嘴、23-主燃级燃烧区、24-凹腔主涡、25-凹腔副祸O
【具体实施方式】
[0022]下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。
[0023]本发明实施例提供一种如图1所示的斜流驻涡燃烧室，主要应用于航空燃气涡轮发动机，以及离心压气机和轴流式涡轮，尤其是应用在小型载人飞行器、无人机、滑翔伞等具备结构紧凑、自重较低等特点的小型飞行器上。也可用于地面工业燃气涡轮。
[0024]斜流驻涡燃烧室I包括:外机匣2、内机匣3、扩压器4、高能电嘴5、燃油管进口 6、值班级燃油总管进口 7、主燃级燃油总管8、值班级燃油总管9、火焰筒10、火焰筒壁冷却孔
11、凹腔前壁进气口 12、凹腔后壁进气口 13、主流进口 14、联焰板15、供油挡板16、主燃级油气进口 17、主燃孔18、掺混孔19、凹腔20、主燃级燃油总管出口 21、值班级供油喷嘴22和主燃级燃烧区23。
[0025]在本实施例中，如图1和图2所示的，所述斜流驻涡燃烧室I为全环形结构。
[0026]在优选方案中，如图3所示，火焰筒10的壁面采用多斜孔方式冷却。可选的，火焰筒10也可以使用其他冷却方式，比如:冲击冷却、冲击气膜等。所述火焰筒10的壁面上设置所述火焰筒壁冷却孔11，所述火焰筒10的壁面围绕形成所述凹腔20和所述主燃级燃烧区23，围绕形成所述凹腔20的壁面包括凹腔前壁、凹腔后壁和凹腔外壁，所述凹腔前壁上设置所述凹腔前壁进气口 12，所述凹腔后壁上设置所述凹腔后壁进气口 13。
[0027]围绕形成所述主燃级燃烧区23的壁面包括第一弧形壁面和第二弧形壁面，所述凹腔后壁与围绕形成所述主燃级燃烧区23的第二弧形壁面连接，所述第一弧形壁面上设置所述主燃孔18，所述第二弧形壁面上设置所述掺混孔19。
[0028]所述联焰板15的两边分别与所述第一弧形壁面和所述凹腔前壁连接。
[0029]所述斜流驻涡燃烧室I还包括有与主燃级燃油总管8相连通的主燃级供油系统和与值班级燃油总管9相连通的值班级供油系统。所述主燃级供油系统包括供油挡板16、主燃级油气进口 17、主燃级燃油总管出口 21。所述前壁靠近扩压器4 一侧开缝进气，所述后壁远离扩压器一侧开缝进气。空气从扩压器进口进入斜流驻涡燃烧室I，经过扩压器4减速增压，以便于燃烧的组织。火焰筒10的壁面分布设置大量的冷却孔11，以满足冷却需要。
[0030]假设本发明提供的斜流驻涡燃烧室长度约为30_左右，若要达到相近的功重比:
[0031]以回流型设计为例，回流驻涡燃烧室的燃烧室长度约为100_左右；而斜流驻涡燃烧室由计算模型得到的弧面长度，与回流驻涡燃烧室由计算模型得到的弧面长度基本一致，在70_左右。当宽度一致时，斜流驻涡燃烧室的面积比为0.58，相对于回流型的燃烧室面积减少30%以上。
[0032]以直流型设计为例，则直流驻涡燃烧室由计算模型得到的燃烧室长度约为10mm左右，因此斜流驻涡燃烧室的轴间距相对于直流型的燃烧室的轴间距减少50%以上。因此本发明在提高燃气轮机的功重比的同时也减少发动机的自重和体积。
[0033]进一步的，如图3所示，所述第一弧形壁面上靠近内机匣3 —侧设置有一排主燃孔18，用于将空气通过主燃孔18进入斜流驻涡燃烧室I内并截断火焰。空气通过主燃孔18进入斜流驻涡燃烧室I内，起到截断火焰，控制火焰长度的作用，从而缓减火焰对于斜流驻涡燃烧室结构的灼烧，提高斜流驻涡燃烧室的使用寿命。如图3所示，所述第一弧形壁面和所述第二弧形壁面靠近所述出口的位置分别各设置有一排掺混孔19，用于将空气通过两侧的掺混孔19进入斜流驻涡燃烧室I内并冷却高温燃气，以便于空气通过掺混孔进入19斜流驻涡燃烧室I内，起到冷却高温燃气，改善出口温度分布的作用，从而缓减高温燃气对于斜流驻涡燃烧室结构的灼烧，提高斜流驻涡燃烧室的使用寿命。
[0034]其中，如图4所示的联焰板15所在的供油系统结构示的剖视图，联焰板15承担传递火焰和稳定火焰的作用，同时可以起到主流点火源的作用，从而不需要再额外设置主流的点火装置，简化了斜流驻涡燃烧室I的结构，降低加工成本。
[0035]应用本发明所述的斜流驻涡燃烧室I的燃气涡轮发动机点火后，燃油沿燃油总管8从燃油出口 21喷出，燃油喷出后打在供