本发明属于航空发动机燃油喷射和结构设计技术领域，尤其涉及加力燃烧室内的燃油喷射和结构形式。
背景技术：
特定的航空发动机无法在整个推力范围内都具备优良的性能。例如，飞机起飞时需要比巡航时大许多的推力，若按照起飞推力设计发动机，则该发动机质量将会过大，而在巡航时发动机因处于非设计点状态，性能会很差；若按照巡航推力设计发动机，则会导致飞机无法正常起飞。解决上述问题的措施之一是在发动机的燃气涡轮与喷管之间增加加力燃烧室，在短时间内大幅度提升发动机推力。尽管加力燃烧室的质量只占发动机的1/5左右，但推力可以增加60％以上。目前，世界各国主力军用发动机基本都采用了带加力燃烧室的结构。
传统加力燃烧室主要由扩压器1、混合器2、点火装置(图未示)、喷油杆3、火焰稳定器4、预燃室(图未示)、隔热屏5、燃油总管、涡轮叶片6、整流支板7、燃油喷嘴8、外涵道9、内涵道10等部件组成(如图1所示)。涡轮排出高温气流与外涵道空气进入加力燃烧室，通过混合器混合形成压力、速度、温度均匀的气流；气流通过扩压器增压减速，与燃油掺混后在点火装置和火焰稳定器作用下被点燃；已燃气流向前回流，点燃后续油气混合物，使得加力燃烧室内气体充分燃烧，达到增加喷气速度与推力的目的。亚燃冲压发动机的燃烧室一般也采用上述形式。
目前涡轮式发动机的加力发动机和亚燃冲压发动机的液态燃油主要通过喷油杆上的直射式喷嘴，沿与主流动垂直或成一定角度的方向喷入，在高速气流的横向作用下，经过一次破碎和二次雾化过程，从液柱逐渐变成液块和小液滴(如图1所示)，并在高温环境下完成蒸发，与加力发动机中的空气形成可燃的混合气。对于液体燃油来说，雾化是完成油气混合的第一步。如果燃油在气流中的喷射雾化过程进行得好，雾化后的液滴直径小而且均匀，就有利于燃油与空气的掺混，这将对燃烧带来极大的好处。良好的燃油雾化以及均匀的油气混合是实现高效率燃烧的前提，提高射流雾化后形成喷雾的质量并改善油雾的空间分布均匀性能够有效提高燃烧的效率和稳定性。
下一代发动机为了追求更高的推重比和工作效率，需要将涡轮的后框架、整流支板、燃油喷管、火焰稳定器等部件进行一定程度的一体化设计，以缩短加力燃烧室的长度和重量。但是，如果依然在加力燃烧室以及亚燃冲压燃烧室中使用传统的直射式燃油喷嘴形式，虽然其结构形式简单，但是喷射出的燃油空间分布极不均匀，会严重影响燃烧的效率；同时导致其在高速横向气流中完成雾化和掺混的流向距离过长，难以实现下一代发动机进一步降低加力燃烧室长度的要求；同时，下一代加力燃烧室的进口温度更高，自燃延迟时间更短，要在50mm内完成燃油的良好雾化、蒸发和混合，以免引起燃油自燃，采用普通直射式燃油喷嘴也难以实现上述设计目标。
技术实现要素：
为了解决上述技术问题中的至少一个，本发明提供了一种基于新型燃油喷嘴的加力燃烧室结构，能够在不增加目前涡轮发动机加力燃烧室、亚燃冲压燃烧室结构复杂度的基础上，大幅提高燃油在加力/冲压燃烧室内的雾化性能和空间分布均匀性，从而改善发动机的燃烧效率和燃烧不稳定性，同时缩短加力燃烧室以及亚燃冲压燃烧室的长度和重量。
本发明的目的通过以下方案实现：
一种基于新型燃油喷嘴的加力燃烧室结构，包括机匣，位于所述机匣内的中心整流锥、连接所述中心整流锥和机匣内壁的若干翼型支板，所述翼型支板绕中心整流锥均匀设置；所述翼型支板上设有若干新型燃油喷嘴，所述新型燃油喷嘴的喷射方向与发动机中的来流方向垂直；所述新型燃油喷嘴包括燃油喷嘴本体、设于所述本体内的振荡腔体及与所述振荡腔体连接的反馈通道、与所述振荡腔体连接并适于向发动机喷射燃油的喷口；燃油通过所述喷口呈扇形输出，并被所述来流分散。
进一步地，所述新型燃油喷嘴的喷口方向与喷口所在的翼型支板表面切线成α角。
进一步地，所述喷口位于所述翼型支板截面10％弦长至90％弦长范围内。
进一步地，所述扇形角度为5°至160°。
进一步地，如果相邻燃油喷嘴的内部流道尺寸相同，则相邻的新型燃油喷嘴之间的距离满足以下关系：
(li d1)2-li2＝(li d1 d2)2-(li d1)2
其中，li为接近发动机中心轴的第一喷口到所述发动机中心轴的距离；d1为接近发动机中心轴的喷口与其相邻的第二喷口的距离；d2为与第二喷口向邻的第三喷口与第二喷口的距离。
进一步地，如果所述的d1＝d2＝d，则相邻新型燃油喷嘴内的燃油等效流通面积需要满足：
a1/[(li d)2-li2]＝a2/[(li 2d)2-(li d)2]
其中，a1为第一喷嘴的进口喉道截面积，a2为第二喷嘴的进口喉道的喉道截面积。
进一步地，所述振荡腔体设有流体进入入口，所述流体的主流体经过振荡腔体适于产生漩涡，从而使所述主流体贴合振荡腔体的一侧壁流动，并在振荡腔体的喷口向一方向偏摆；
所述反馈通道与所述振荡腔体连接，所述反馈通道用于传递控制流体，所述控制流体驱使主流体向另一侧壁流动，并在所述喷口向另一方向偏摆。
进一步地，所述新型燃油喷嘴具有两反馈通道，两反馈通道对称分布于所述振荡腔体两侧，所述反馈通道适于引入所述流体的支流体，所述反馈通道的入口接近于所述喷口，所述反馈通道的出口接近于所述入口。
进一步地，所述振荡腔体的中部截面积大于振荡腔体的入口截面积及喷口截面积。
进一步地，所述翼型支板中部设有肋板，所述肋板将翼型支板隔断为两个空腔，肋板中部设有将燃油注射装置与燃油泵连通的燃油通道。
相比于现有技术本发明的优势在于：本发明提供了一种基于新型燃油喷嘴的加力燃烧室结构，所述加力燃烧室的内部设有新型燃油喷嘴，所述新型燃油喷嘴包括燃油喷嘴本体、设于所述燃油喷嘴本体内的振荡腔体及反馈通道、与所述振荡腔体连接并适于向发动机喷射燃油的喷口；燃油通过所述喷口呈扇形输出，并被所述来流分散。本发明在稳定的进口流量条件下，在流体康达效应，以及反馈通道的交替反馈作用下，在出口形成扫掠式的射流。从而能够在不增加目前涡轮发动机加力燃烧室、亚燃冲压燃烧室结构复杂度的基础上，大幅提高燃油的雾化性能和空间分布均匀性，改善发动机的燃烧效率和燃烧不稳定性，同时缩短加力燃烧室以及亚燃冲压燃烧室的长度。
附图说明
附图示出了本发明的示例性实施方式，并与其说明一起用于解释本发明的原理，其中包括了这些附图以提供对本发明的进一步理解，并且附图包括在本说明书中并构成本说明书的一部分。
图1为传统加力燃烧室示意图；
图2为本发明的基于新型燃油喷嘴的加力燃烧室结构；
图3为图2去除涡轮后的内部结构示意图；
图4为图2加力燃烧室沿中心轴的剖面示意图；
图5为图3中翼型支板的详细示意图；
图6为图5中a-a向截面示意图；
图7为图5中沿燃油通道的截面示意图；
图8中a)直射式喷嘴将燃油注入高速横向气流中；b)液态燃油在横向气流中的破碎和雾化过程；
图9中(a)直射式喷嘴注入燃油示意图；(b)新型燃油喷嘴注入燃油示意图；
图10中(a)为图9(b)新型燃油喷嘴详细示意图，(b)为新型燃油喷嘴的出口扫掠型液柱的瞬态图像；
图11为新型燃油喷嘴详细示意图。
其中，1、扩压器；2、混合器；3、喷油杆；4、火焰稳定器；5、隔热屏；6、涡轮叶片；7、整流支板；8、喷嘴；9、外涵道；10、内涵道；110、机匣；120、外涵涡轮；130、内涵涡轮；140、中心整流锥；150、翼型支板；151、燃油通道；152、新型燃油喷嘴；153、尾缘钝体结构；154、喷射方向；160、防震屏；170、混合器；180、点火器；190、燃油泵；200、外涵道；300、内涵道；400、来流；500、振荡器；510、燃油喷嘴本体；520、振荡腔体；530、反馈通道；540、喷口；550、入口；600、主流体。
具体实施方式
下面结合附图和实施方式对本发明作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于解释相关内容，而非对本发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施方式来详细说明本发明。
参见说明书附图2及附图4，本发明首先公开了一种基于新型燃油喷嘴152的加力燃烧室结构。该发动机包括机匣110、外涵涡轮120、内涵涡轮130及中心整流锥140。其中，中心整流锥140位于发动机中心，通过壁面在发动机的进口处将发动机分隔为外涵道200及内涵道300。外涵涡轮120设置于外涵道200内、内涵涡轮130设置于内涵道300内部。
参见说明书附图3，本发明的发动机还包括有翼型支板150。具体地，翼型支板150位于外涵涡轮120及内涵涡轮130的后侧。附图3将内涵涡轮130及外涵涡轮120进行了拆除，从而使得翼型支板150得以呈现。
参见说明书附图4，机匣110的内部设置有防震屏160，所述防震屏160用于隔绝发动机内产生的噪声及振动，避免过多的噪声及振动传导至飞行器内部。翼型支板150的后侧空间即为燃烧室，所述防震屏160设置于燃烧室的机匣110内壁面。优选地，所述防震屏160还具有隔热的作用。
内涵涡轮130及外涵涡轮120的后侧设置有混合器170，在所述混合器170中，内涵涡轮130及外涵涡轮120吸入的空气混合得到横向气流。并将混合后的横向气流进一步向翼型支板150输送。翼型支板150中部设有燃油通道151，并且该燃油通道151与外部的燃油泵190进行连接，翼型支板150的表面上设置有若干新型燃油喷嘴152，新型燃油喷嘴152用于向所述燃烧室内部喷射燃油。在内涵涡轮130、外涵涡轮120输入的高速横向气流的作用下，新型燃油喷嘴152喷射的燃油迅速在燃烧室内扩散并充分混合。
燃烧室接近翼型支板150的位置上还设置有点火器180，经过充分混合后的气体在点火器180的点火作用下产生燃烧，高速喷射气体推动后侧的涡轮，并带动发动机前部的内涵涡轮130及外涵涡轮120。翼型支板150优选地绕中心整流锥140均匀设置，使得新型燃油喷嘴152向燃烧室内均匀喷射燃油。
翼型支板150优选为一体化翼型支板，一体化翼型支板能够有效支撑加力燃烧室的外机匣，同时其外形的流动阻力极小，在不启用加力的飞行工况下依然能够保持较高的流动效率。在加力燃烧室的高温来流环境下，其内部的空腔结构也便于进行了气流冷却或燃油冷却流路的布置。同时，翼型支板的内部空腔结构也大大方便了新型燃油喷嘴的安装和布置。
通常地，燃油与空气的混合均匀程度将决定了燃烧的充分程度及质量。新型燃油喷嘴152能够在高速横向气流作用下将燃油在较大空间内散布并与空气均匀混合，从而有效提高燃烧效率。采用直接的燃油雾化导致燃油注入效率低(附图9a)，而采用摆动式的燃油注入方式，通常需要引入机械控制结构或电磁控制机构，增加了发动机的复杂度。本发明创造性地引入了自激发扫掠振荡的新型燃油喷嘴152，在高压油液的注入下，利用自激发的振荡腔产生高频率的扫掠式振荡油液输出(附图9b)，而不需要增加机械运动结构或电磁结构。
参见说明书附图8-10，所述新型燃油喷嘴152为振荡器500，所述振荡器包括燃油喷嘴本体510、设于所述本体内的振荡腔体520及与所述振荡腔体连接的反馈通道530、与所述振荡腔体520连接并适于向发动机喷射燃油的喷口540；燃油通过所述喷口呈扇形输出，并被所述来流400分散。
振荡腔体设有流体进入入口550，所述流体的主流体600经过振荡腔体适于产生漩涡，从而使所述主流体600贴合振荡腔体的一侧壁流动，并在振荡腔体的喷口向一方向偏摆。反馈通道与所述振荡腔体连接，反馈通道用于传递控制流体，所述控制流体驱使主流体向另一侧壁流动，并在所述喷口向另一方向偏摆(附图10b)。两反馈通道530对称分布于所述振荡腔体520两侧，所述反馈通道530适于引入所述流体的支流体，所述反馈通道的入口接近于所述喷口540，所述反馈通道的出口接近于所述入口550。
优选地，所述振荡腔体的中部截面积大于振荡腔体的入口截面积及喷口截面积，从而能够使得燃油以喷射的方式进入振荡腔体，并且适于在振荡腔体中附壁流动及产生漩涡。
在该实施方式中，采用了具有双反馈通道的新型燃油喷嘴152。具体地，该新型燃油喷嘴152的振荡腔体设有流体进入入口。两反馈通道对称分布于所述振荡腔体两侧，所述反馈通道适于引入所述流体的支流体，所述反馈通道的入口接近于所述喷口，所述反馈通道的出口接近于所述入口。所述振荡腔体的中部截面积大于振荡腔体的入口截面积从而形成入口喉道，并且振荡腔体的中部截面积大于喷口截面积，形成出口喉道。
所述入口通常具有较小的面积，而输入通道具有较大的过流面积，因此，液体能够在经过入口后以较大的速度进入振荡腔体。振荡腔体的截面积较入口截面积大，因此可知道在振荡腔体内部流体的流速较入口处的流速慢。
由于在振荡腔体内具有凹陷的结构，容易产生漩涡。在康达效应的作用下，主流体贴着一侧振荡腔体的壁面进行流动，此时在另一侧产生较大的漩涡，该漩涡的强度较低。当经过所述反馈通道的入口时，由于反馈通道出口处的流体流速大于反馈通道入口处的流速，因此反馈通道出口处的液体压力较入口处的小，驱使液体从反馈通道入口处向反馈通道出口处流动。从而驱动主流体向另外一侧的振荡腔体壁面依附。在该过程中，上述的较大的漩涡逐渐减小，但是漩涡的强度在不断增大，从而导致吸引力的增大，使得主流体进一步向该侧面贴附。而主流体在上一阶段贴附的振荡腔体壁面与主流体之间逐渐形成新的漩涡。以上过程实现了主流体在所述喷口向另一方向偏摆。主流体经过振荡腔体适于产生漩涡，进一步加大了流体的稳定性，从而产生具有一定频率的偏摆。
尽管图11与图10(a)在外形上具有细微的差别，但是图11的主要结构、尺寸与图10(a)是一致的。图11是图10结构的另一种表现形式，其细微结构的调整，并未使得两个结构所拥有的功能、效果改变。两所述反馈通道具有宽度fw，燃油喷嘴宽度ow，出口喉道宽度为w,扇形角度为β，进口喉道的宽度为t,扇形出口高度为h1,振荡器高度为h2,反馈通道出口高度为h3。
当进口喉道宽度t过大时，将导致振荡器的工作频率过低，无法形成扇形液雾。因此，在优选的方案中，t<3mm。
并且工作的频率及扇形角度还与出口喉道相关，在优选的实施方案中，0.2<w/t<4。如果比值过小，出口射流形成的扇形角过小，如果该比值过大，则无法在出口处形成扇形扫掠液雾。
更进一步地，扇形出口高度h1满足0<h1/w<5，此高度的存在可以限制出口扇形扫掠液雾的覆盖范围，如果该比值过大，则出口射流流出扇形区域时的能量损失过大，无法实现有效的穿透深度。
出口扇形角度满足5<β<160°，通过调节扇形出口角度，从而改变扇形喷嘴形成的液雾扇形面的角度。
本发明的新型燃油喷嘴152内部结构简单，通过固定的流道设计就能实现较好的雾化效果。与目前常用的直射式喷嘴相比，其雾化性能和燃油空间散布均匀性显著提高，且由于内部为空腔结构，因此流阻增加有限，流量系数减小有限，且更不容易结焦和阻塞，同时其实现的结构复杂度增加有限。与传统的离心式雾化喷嘴相比，在低压降下即可产型扇形喷雾，降低了燃油泵的负担，同时由于内部的空腔结构，其流阻小，流量系数高，不易阻塞，不易结焦；同时，其结构相对简单，加工成本低，且更易与加力燃烧室中其他部件进行一体化结构设计。
并且由于漩涡的存在，其工作中存在一定的非稳态频率，对其频率进行优化设计，从而降低加力燃烧室燃烧不稳定性，提高加力燃烧室及亚燃冲压发动机的可靠性与寿命。
所述喷口优选地设计为喇叭形开口，即该喷口由较小的截面向较大的截面扩张。在康达效应的作用下，从喷口喷出的燃油，将贴附于一侧喷口壁面向外部喷射，喷口的喇叭形的角度可以有效增大燃油的喷射角度。使得燃油以扇形角度进行喷射。优选地，所述扇形角度为5°至160°。本发明提供的基于新型燃油喷嘴152的加力燃烧室结构，采用了自激扫掠振荡喷嘴，其能够产生扇形液膜或扇形液雾。与普通直射式液柱相比，扇形液膜或液雾在横向高速横向流动中的雾化效果和燃油空间分布均匀度得到显著提高。
参见附图6，翼型支板内部设有燃油通道151，燃油通道的末端连接所述新型燃油喷嘴152。翼型支板150的尾缘钝体结构153处适于产生低速回流区。所述新型燃油喷嘴1的喷口所在的翼型支板的表面具有切线，新型燃油喷嘴152沿其喷口具有喷射方向154，切线与喷射方向154成α角。所述α角为20度至160度。增强了主气流对燃油射流的破碎和雾化效果。参见附图5，新型燃油喷嘴1的喷射方向与加力燃烧室中的来流方向，即上述横向气流的流动方向是基本垂直的。使得喷射的燃油在燃烧室内扩散混合。且避免燃油附着于翼型支板表面。图5中的翼型支板截面是一个低阻力翼型结构，能够显著降低来流的流动损失，但是翼型尾部采用钝体结构，以在后方形成低速回流区，稳定火焰结构，承担了火焰稳定器的作用。
在优选的技术方案中，所述喷口位于所述翼型支板截面10％弦长至90％弦长范围内。
参见附图7，在翼型内部两侧形成了两排对称的新型燃油喷嘴内部燃油通道，为了使燃油喷雾能够在加力燃烧室圆形通道内均匀分布，如果每个喷嘴的内部构型尺寸相同，则相邻的新型燃油喷嘴1之间的距离满足以下关系：
(li d1)2-li2＝(li d1 d2)2-(li d1)2
其中，li为接近发动机中心轴的第一喷口到所述发动机中心轴的距离；d1为接近发动机中心轴的喷口与其相邻的第二喷口的距离；d2为与第二喷口向邻的第三喷口与第二喷口的距离。
进一步地，为了使燃油喷雾能够在加力燃烧室圆形通道内均匀分布，如果所述的d1＝d2＝d，即喷嘴之间的分布间隔距离相同，则相邻燃油喷嘴内流道的尺寸需要进行一定比例的缩放，其缩放比例满足：
a1/[(li d)2-li2]＝a2/[(li 2d)2-(li d)2]
其中，a1为第一喷口的进口喉道面积，a2为第二喷口的进口面积。通过以上的尺寸设计，能够使得燃油在加力燃烧室的空间内部均匀分布。
通过上述方法中对支板中各个喷嘴的流道尺寸和分布规律的设置，在单个喷嘴油雾散布更加均匀的基础上，能够使多个喷嘴形成的油雾在整个加力燃烧室圆形通道内的分布更加均匀，避免加力燃烧室内存在局部的富油或贫油区域，及其造成的局部燃烧不充分，以及局部温度分布不均匀的问题，从而提高加力燃烧室内的整体燃烧效率，改善出口温度分布均匀度，最终实现进一步提高加力燃烧室和发动机整体性能的目的。本发明提供的基于新型燃油喷嘴的加力燃烧室结构，使得燃油在加力燃烧室内的雾化能力和空间分布均匀度大幅提高，能够显著提高燃烧的效率，减小加力燃烧室以及亚燃冲压发动机的长度。并且其工作中存在一定的非稳态频率，对其频率进行优化设计，从而降低加力燃烧室燃烧不稳定性，提高加力燃烧室及亚燃冲压发动机的可靠性与寿命。
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例/方式”、“一些实施例/方式”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例/方式或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本申请的至少一个实施例/方式或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例/方式或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例/方式或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例/方式或示例以及不同实施例/方式或示例的特征进行结合和组合。
此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
本领域的技术人员应当理解，上述实施方式仅仅是为了清楚地说明本发明，而并非是对本发明的范围进行限定。对于所属领域的技术人员而言，在上述公开的基础上还可以做出其它变化或变型，并且这些变化或变型仍处于本发明的范围内。
本文用于企业家、创业者技术爱好者查询，结果仅供参考。
