一种用于加力燃烧室强化燃烧的支板型稳定器的制作方法

本发明属于航空发动机的燃烧领域，具体是一种用于加力燃烧室强化燃烧的支板型稳定器。

背景技术：

由于军用飞机在起飞、爬升及机动飞行时，需要更大的推力。目前常采用安装加力燃烧室的方法短时间内增大推力。但是，在二代机及之前的发动机中，加力燃烧室的喷油装置和火焰稳定器是分开设置的，由于处在高速高温气流中，容易造成喷油装置结焦、稳定器烧蚀。为了避免上述问题的发生，在三代机的加力燃烧室中，稳定器由径向和周向稳定器组成，两部分稳定器中均设置喷油装置。周向稳定器起传焰作用及传导外涵气流，从而冷却径向稳定器。四代机采用涡轮后框架一体化的加力燃烧室，将加力燃烧室火焰稳定器和涡轮后承力支架结合并取消周向稳定器，从而大大缩短了加力燃烧室长度，同时能够有效避免喷嘴结焦和烧蚀的发生。但是，由于加力燃烧室进口气流速度过大，使得燃烧室主流与高温区气流质量、动量、热量交换较少，导致加力燃烧室燃烧效率普遍较低、点熄火边界较窄。

技术实现要素：

本发明针对现有技术中存在的问题，公开了一种用于加力燃烧室强化燃烧的支板型稳定器，本发明是一种用于增加加力燃烧室燃烧区气流掺混度的支板型稳定器，可加强加力燃烧室高速来流与高温回流区气流之间质量、动量以及热量的交换，提高燃烧完全度，拓宽加力燃烧室点熄火边界，达到在加力燃烧室中强化燃烧的效果，从而提高加力燃烧室的燃烧效率、缩短加力燃烧室的长度。

本发明是这样实现的：

本发明公开了一种用于增加燃烧区气流掺混度的加力燃烧室支板型火焰稳定装置，即一种用于加力燃烧室强化燃烧的支板型稳定器，所述的支板型稳定器为两侧壁面设置扰流结构的加力燃烧室支板稳定器，且在支板稳定器两侧壁面对称设置，所述的支板型稳定器在侧壁面处沿高度方向均匀排布波瓣型结构或矩形交错几何结构。该支板型稳定器能够增加燃烧区气流掺混度，加强加力燃烧室高速来流与高温回流区气流之间的质量、动量、热量交换，拓宽加力燃烧室点熄火边界，达到在加力燃烧室中强化燃烧的效果，从而提高加力燃烧室的燃烧效率。

设定支板稳定器尾端的最小宽度为w，支板稳定器侧壁面上的波瓣或矩形交错结构高度为h；支板稳定器侧壁面上的波瓣或矩形交错结构宽度为l；所述的支板稳定器尾端最小宽度w为5～40mm，尾部扰流结构高宽比h/l范围为0.1～5。

当加力燃烧室进口高速来流流经支板稳定器尾沿，由于支板两侧壁面扰流结构的存在，尾沿处沿高度方向不同位置的气流速度差别较大，使得速度脉动增强，湍流度增加，湍流燃烧速度加快；同时加力燃烧室进口高速来流同火焰稳定器后侧高温回流区气流掺混增强，并形成相对稳定的回流区，能够加强加力燃烧室进口来流与高温回流区气流之间质量、动量以及热量的交换，从而增加燃烧完全度，拓宽加力燃烧室点熄火边界。因此可以达到提高加力燃烧室的燃烧效率、缩短加力燃烧室长度的目的。

进一步，所述的支板稳定器的侧壁面上扰流结构高度与支板稳定器尾端的最小宽度的比值h/w直接影响加力燃烧室进气来流与稳定器尾部高温回流区气流之间质量、动量以及热量的交换强度，进而影响强化燃烧效果；因此需在合适范围内选取。所述的比值h/w为0.01～0.5。

进一步，设定支板型稳定器在加力燃烧室截面上的正投影面积与燃烧室截面积之比为支板稳定器阻塞比；所述的支板稳定器阻塞比的参数决定支板稳定器的阻塞损失，进而影响支板稳定器的压力损失系数；所述的支板稳定器阻塞比为10％～50％。

进一步，所述的支板型稳定器的侧壁面扰流结构起始位置直接影响回流区长度和剪切掺混效果，进而影响到强化燃烧效果；侧壁面扰流结构起始位置对应结构参数为支板稳定器的侧壁面上扰流结构长度m与支板稳定器长度n之比，即m/n；所述的m/n范围为0.1～0.8。

本发明与现有技术的有益效果在于：

本发明为一种用于增加燃烧区气流掺混度的一体化加力燃烧室支板型火焰稳定装置，稳定装置两侧壁面为波瓣型扰流结构或矩形交错几何扰流结构，加力燃烧室进口高速来流流经火焰稳定器，使得尾沿处气流速度不一致，产生相对剪切，并同火焰稳定器后侧高温回流区掺混增强，并形成相对稳定的回流区。本发明能够加强加力燃烧室进口来流与高温回流区气流之间的质量、动量以及热量交换，提高主流与高温回流之间的掺混程度，从而加快湍流燃烧速度，拓宽加力燃烧室点熄火边界，增强燃烧，提高加力燃烧室的燃烧效率，缩短加力燃烧室的长度，降低燃烧室重量，提高其推重比。

本发明用于增加燃烧区气流湍流度和掺混度的加力燃烧室支板型火焰稳定装置，通过在支板稳定器两侧壁面设计波瓣型扰流结构或矩形交错几何扰流结构，使得加力燃烧室进口高速来流与火焰稳定器后面的高温回流区气流之间质量、动量以及热量的交换加强，从而达到加力燃烧室燃烧效率提高的目的。

由于本发明加力燃烧室燃烧效率提高，燃烧更加完全，因此不需要通过增加燃烧室长度来加强燃烧，可以进一步缩短加力燃烧室的长度，降低燃烧室重量，提高其推重比。

本发明能够使加力燃烧室的燃烧区气流湍流度和掺混度提高，从而拓宽加力燃烧室点熄火边界，达到拓宽军机飞行包线范围的目的。

附图说明

图1是带加力燃烧室的涡扇发动机典型结构图；

图2是涡轮后框架一体化加力燃烧室典型结构图；

图3是支板型稳定器三维结构图；

图4是支板型稳定器后视图；

图5是支板型稳定器侧视图；

图6是支板型稳定器附近气流掺混效果图。

具体实施方式

为使本发明的目的及效果更加清楚明确，以下参照附图对本发明进一步详细说明。应当指出此处所描述的具体实施仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

图1是带加力燃烧室的涡扇发动机典型结构图，图2是涡轮后框架一体化加力燃烧室典型结构图，本发明支板型稳定器安装位置即如图2所示，所述的支板型稳定器为两侧壁面上设置扰流结构的加力燃烧室支板稳定器，且扰流结构在支板稳定器两侧壁面上对称设置，所述的支板型稳定器在两侧壁面处沿高度方向均匀排布波瓣型结构或矩形交错几何结构。图3是本发明的支板型火焰稳定结构，在支板稳定器尾沿两侧壁面对称设置的扰流结构用来增大燃烧区气流湍流度和掺混度。图4、图5是分别是两种支板稳定器的后视图和侧视图，其中支板稳定器尾端最小宽度w、扰流结构高度以及扰流结构宽度之比h/l、支板稳定器的扰流结构高度与支板稳定器尾端的最小宽度的比值h/w、及支板稳定器的扰流结构长度m与支板稳定器长度n之比m/n的参数值对支板稳定器的压力损失、湍流度、掺混效果等有影响，因此需要进行合理选取。所述的支板稳定器尾端最小宽度w为5～40mm，h/l范围为0.1～5；h/w为0.01～0.5；侧壁面上扰流结构起始位置对应结构参数为支板稳定器的扰流结构长度m与支板稳定器长度n之比，即m/n；所述的m/n范围为0.1～0.8。

图6是支板稳定器附近的气流掺混效果图，加力燃烧室火焰稳定器两侧的来流速度a和b较大(一般可达500～600m/s)，经过支板稳定器尾沿时，由于粘性力的作用，稳定器后遮蔽区内的气体被卷吸，形成局部的低压区c。当气流流过c的尾部时，气流速度减慢，静压提高，从而与前面的负压区形成压差。在前后压差的作用下，有一部分气体以与主流相反的流动方向流向稳定器后方的遮蔽区。由于整个过程是连续的，即支板稳定器后方的气流不断被带走，同时不断被后方的气体逆流补充，于是在稳定器后方形成大致对称的漩涡，并不停地旋转，称为回流区。回流区内气流速度较低，可以实现火焰稳定，此处发生湍流燃烧，形成高温区；由于支板稳定器两侧壁面波瓣型或矩形交错几何扰流结构，高速气流在经过火焰稳定器尾沿时，沿高度方向不同位置的气流速度差别较大，使得速度脉动急剧增强，从而湍流度增加，湍流燃烧速度加快，稳定器后方高温回流区和加力燃烧室进口来流之间质量、动量和热量交换增强，燃烧完全度增加，因此加力燃烧室点熄火边界拓宽，燃烧效率提高。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。