基于高喷射速度扇形喷嘴的一体化加力燃烧方案

本发明属于航空发动机燃烧领域，涉及一种用于一体化加力燃烧室中的燃烧组织技术，对加力燃烧室的燃烧化学反应起着强化作用。

背景技术：

1、加力燃烧室因其良好的推力输出特性，大多数的战斗机都采用加力燃烧方案来保证飞机在起飞、爬升、追击和加速过程的高机动性。因此，发展先进的加力燃烧技术显得尤为重要。传统加力燃烧室采用的直射式喷嘴，由于雾化张角较小，一般小于5度，在加力燃烧室轴向速度远远大于径向速度和周向速度的典型流场中难以扩散开来，导致支板后方的燃油空间均匀性较差，燃烧效率变差。为了提高燃油在支板方向的径向均匀性，一般会在径向增加喷嘴数量。但是，保证喷孔直径不变、成倍增加直射式喷嘴数量后，由于燃油流量保持不变，其燃油喷射速度将大幅度降低，使得燃油的穿透深度变浅，导致支板与支板之间剩余氧气难以充分参与到燃烧反应中，相当于降低化学反应中氧气总量，反而导致燃烧效率较低。

2、通过设计新型的支板结构来增强加力燃烧室燃烧效率是加力燃烧领域的研究重点。颜应文团队[申请专利号：cn202110284718.8]发明的支板型火焰稳定器在不增加堵塞比的前提下，从强化湍流掺混的角度来增强燃烧。而其他团队[申请专利号：cn202310407703.5，cn202310407720.9，cn202111019554.2]的技术几乎都是在支板两侧增加各种各样的扰流结构，尽管能达到稳定火焰的目的，但是，由于加力燃烧室并非全工况运行，这些扰流结构会额外增加流道堵塞比，并且产生的各类旋涡结构在非加力状态时会大幅度增加流动损失，这种牺牲非加力状态下整机推力性能的强化燃烧方案是不可取的；同时扰流装置的存在可能会导致加力燃烧室振荡燃烧问题。因此。如何在不改变流道堵塞比，不引入多余非加力状态流动损失的前提下组织高效燃烧是新一代加力燃烧室的发展方向。

技术实现思路

1、本发明针对新一代一体化加力燃烧室燃烧效率普遍较低的缺点，提出一种应用于一体化加力燃烧室的高喷射速度扇形喷嘴结构，旨在不改变支板堵塞比，不引入非加力状态的额外流动损失的前提下，通过改善支板火焰稳定器径向方向的燃油均匀性，增强燃油和主流燃气的掺混程度，从而提升一体化加力燃烧室的燃烧效率。

2、本发明是这样实现的：

3、一种基于高喷射速度扇形喷嘴的一体化加力燃烧室方案，其特征在于，所述的一体化加力燃烧室由支板火焰稳定器、加力燃烧室机匣和加力中心锥组成。对于一体化加力燃烧室来说，考虑到喷嘴的热防护问题，喷油杆和喷嘴需要安装在支板内部。所述的喷油杆上安装有喷嘴，传统的加力燃烧室采用直射式喷嘴，喷出的燃油轨迹雾化锥角较小，在高速流动的加力燃烧室流场中难以空间上扩散开，导致支板后方的燃油液滴分布不均，支板径向方向的燃油蒸汽分布不均现象尤为明显。由于燃油比较集中，在支板后方的化学反应仅仅发生在燃油比较集中的区域，因此形成的化学反应火焰面面积较小。

4、本文发明的高喷射速度扇形喷嘴通过对喷嘴的喷口结构进行改型，燃油经过扇形喷嘴后，沿径向形成具有较大扇形角的油雾场-高喷射速度扇形喷嘴的燃油液滴空间轨迹，增加了支板径向方向的燃油液滴空间均匀性。由于燃油蒸汽沿着支板径向方向分布较广，在支板后方径向形成的化学反应火焰面(装配高喷射速度扇形喷嘴的火焰面轮廓)面积较大。相当于增加火焰的表面积，这对燃油的雾化和蒸发有进一步促进作用，使得燃油快速蒸发燃烧。所以使用扇形喷嘴能获得较高的燃烧效率。

5、与现有的在圆柱侧面开设喷口(申请专利号：cn201810219294.5；cn201810219559.1)的设计不同，为了实现高喷射速度扇形喷嘴的燃油雾化效果，本发明的喷嘴采用菱形喷口的设计，流通面积沿喷嘴喷射方向逐渐增加，即菱形的两条对角线沿喷射方向逐渐增大。

6、将扇形喷嘴出口菱形最大长轴定义为l，最大短轴定义为w，最小长轴定义为l，最小短轴定义为w。最大长轴和最小长轴决定了雾化扇形角α，同时长轴方向必须按照支板径向方向布置，而短轴沿支板垂直方向布置。考虑到穿透深度、喷射速度、雾化扇形角等雾化性能参数，要求各个尺寸需满足如下关系：

7、5mm>l>2w

8、3mm>w>0.6mm

9、1.5mm>l>2w

10、1mm>w>0.2mm

11、150°>α>30°

12、进一步，区别于普通的扇形喷嘴结构，本发明的带有菱形喷口的扇形喷嘴所形成的油雾扇形区，中间区域(区域2)油雾质量流量和动量较大，这部分燃油的穿透深度较深，能喷射到支两支板中间区域，与该区域的氧气充分掺混燃烧，提高了参与燃烧的氧气总量，从而提高了燃烧效率。油雾扇形区两边的区域(区域1、区域3)沿支板径向方向扩张，增加支板径向方向的燃油液滴空间分布均匀性，从而增加支板后方的火焰面表面积，所以能获得较高的燃烧效率。

13、本发明与现有技术的有益效果在于：

14、1)本次发明的基于高喷射速度扇形喷嘴的一体化加力燃烧方案，在不改变支板堵塞比，不引入新的流动损失的前提下，从组织燃烧的角度出发，通过改善燃油供给策略，提高了一体化加力燃烧室的燃烧效率。

15、2)本发明的带菱形喷口的高喷射速度扇形喷嘴，其雾化后燃油存在高动量区和低动量区，分别负责两支板中间的区域和支板径向后方供油，在保证良好的穿透深度的同时，能提高支板径向方向的燃油空间均匀性，大大改善加力燃烧室后方的燃油空间均匀性。

16、3)一体化加力燃烧室的喷嘴安装在支板内部，燃油从喷嘴底部喷出。而传统的扇形喷嘴在侧面和底面开设一个联通的喷口结构，由于固体壁面对燃油的粘性作用，实际工作中会出现喷嘴出口燃油积聚滴落的现象，如果直接使用在加力燃烧室中，会导致支板火焰稳定器内部的燃油滴落，易引起爆燃等现象。本发明的高喷射速度扇形喷嘴的菱形喷口位于喷嘴底部，燃油在液体压力能和喷嘴周围的气流作用下，会直接高速喷入加力燃烧室中，避免了燃油滴落在支板内部的情况。

技术特征：

1.一种基于高喷射速度扇形喷嘴的一体化加力燃烧方案，其特征在于，加力燃烧室将一体化支板火焰稳定器(2)和喷嘴进行一体化设计，所述的喷嘴为高喷射速度扇形喷嘴(602)，高喷射速度扇形喷嘴(602)安装在一体化支板火焰稳定器(2)的内部；

2.根据权利要求1所述的一种基于高喷射速度扇形喷嘴的一体化加力燃烧方案，其特征在于，所述的高喷射速度扇形喷嘴(602)通过对喷嘴的喷口结构进行改型，燃油经过扇形喷嘴后，沿径向形成具有较大扇形角的高喷射速度扇形喷嘴的燃油液滴空间轨迹(702)，增加支板径向方向的燃油液滴空间均匀性；由于燃油蒸汽沿着支板径向方向分布较广，在支板后方径向形成的装配高喷射速度扇形喷嘴的火焰面轮廓(802)较大；相当于增加火焰的表面积，这对燃油的雾化和蒸发有进一步促进作用，使得燃油快速蒸发燃烧，使用扇形喷嘴能获得较高的燃烧效率。

3.根据权利要求2所述的一种基于高喷射速度扇形喷嘴的一体化加力燃烧方案，其特征在于，所述的一体化支板火焰稳定器(2)和喷嘴进行一体化设计后，在支板后方形成的装配高喷射速度扇形喷嘴的火焰面轮廓(802)，装配高喷射速度扇形喷嘴的火焰面轮廓(802)为燃烧化学反应提供更大的物理空间，促进燃油颗粒快速燃烧，从而获得更高的燃烧效率。

4.根据权利要求1所述的一种基于高喷射速度扇形喷嘴的一体化加力燃烧方案，其特征在于，高喷射速度扇形喷嘴(602)采用菱形喷口的设计，形成的油雾扇形区中间区域2，中间区域2油雾质量流量和动量较大，中间区域2燃油的穿透深度较深，能将燃油颗粒送到两支板中间的区域，与主流气流掺混燃烧，提高了参与燃烧的氧气总量；

5.根据权利要求1所述的一种基于高喷射速度扇形喷嘴的一体化加力燃烧方案，其特征在于，将高喷射速度扇形喷嘴(602)设置在一体化支板火焰稳定器(2)两侧，扇形喷嘴用于一体化支板火焰稳定器两侧的燃烧方案并不改变支板堵塞比、不引入新的流动损失、不降低非加力状态的整机性能；从组织燃烧的角度出发，通过改善燃油供给策略，来提高一体化加力燃烧室的燃烧效率。

6.根据权利要求1所述的一种基于高喷射速度扇形喷嘴的一体化加力燃烧方案，其特征在于，所述的菱形喷口位于高喷射速度扇形喷嘴(602)的底部，燃油在液体压力能和喷嘴周围的气流作用下会直接高速喷入加力燃烧室中，避免出现扇形喷嘴燃油壁面聚集滴落的情况。

技术总结
本发明公开了一种基于高喷射速度扇形喷嘴的一体化加力燃烧方案，属于航空发动机燃烧领域，本发明利用高喷射速度扇形喷嘴将燃油沿支板径向以扇形油雾面的形状喷入加力燃烧室中，提高了支板后方燃油的径向空间均匀性。在支板后方形成面积较大的火焰面轮廓，为化学反应提供了更大的物理空间，促进燃油颗粒快速燃烧，从而获得较高的燃烧效率。将基于高喷射速度扇形喷嘴应用在一体化支板火焰稳定器两侧的燃烧方案，在不改变支板堵塞比、不引入新的流动损失、不降低非加力状态的整机性能前提下，从组织燃烧的角度出发，通过改善燃油供给策略，提高了一体化加力燃烧室的燃烧效率，因此具有较大的应用前景。

技术研发人员：李伟,刘云鹏,邸东,李井华,颜应文
受保护的技术使用者：南京航空航天大学
技术研发日：
技术公布日：2024/7/18