双涡燃烧室

1.双涡燃烧室，采用全环型火焰筒结构，包括壳体、内层火焰筒和外层火焰筒，所述外层火焰筒的外壁与所述壳体的内壁组成燃烧室的冷却腔通道；所述外层火焰筒的内壁与所述内层火焰筒的外壁组成燃烧室的燃烧通道；所述外层火焰筒为一体成型件，外层火焰筒基体由第一段、第二段、第三段和第四段组成，第一段是采取等压力梯度设计的扩压段，第四段是出口段，采用扩张形式，扩张角度与水平方向成20°夹角，第四段的周向均匀开有两排掺混孔和三排发散冷却孔，两排掺混孔周向角度相差4.5°，三排发散冷却孔周向角度相差1.5°；壳体周向均匀布置喷油管和点火座，喷油管和蒸发管组成供油组件，蒸发管被周向均匀布置在外层火焰筒和壳体之间，其特征在于：
喷油管的喷口插入到蒸发管进气口的内部；所述蒸发管采用分支结构，由单支进口分成沿周向的四支出口，蒸发管进气口为喇叭口形状，其中沿周向方向伸展的管段两侧有两支蒸发管出口，蒸发管的外壁面开两个蒸发管外壁面出口孔；蒸发管沿凹腔周向方向均匀布置并贴近凹腔前壁的内侧面伸入到凹腔内，伸入长度使得蒸发管的蒸发管外壁面出口孔与凹腔前壁的第二排前进气孔处于同一水平线上；
外层火焰筒基体的第二段的凹腔前壁边缘处周向均匀布置两排前进气孔，两排前进气孔周向角度相差1.5°，蒸发管沿凹腔周向方向均匀布置并贴近凹腔前壁的内侧面伸入到凹腔内，凹腔后壁二分之一高度处周向均匀布置的后进气槽；第三段是出口转角段，周向均匀布置气膜冷却进气孔，并且在其内侧位置周向布置气膜冷却进气孔挡板，所述的气膜冷却进气孔挡板与气膜冷却进气孔相对。
2.根据权利要求1所述的双涡燃烧室，其特征在于：气体从凹腔前壁的两排前进气孔进入到凹腔内顺着凹腔底部横向流动直到凹腔后壁改变流动方向；气体从凹腔后壁中部位置处的后进气槽横向反方向吹入到凹腔内；一部分主流气体流经凹腔时被卷吸进入凹腔；
三股气体共同作用，互相影响，在凹腔内形成上下各一个漩涡流动，实现“双涡”结构。

双涡燃烧室\n技术领域\n[0001] 本发明涉及一种双涡燃烧室，属于发动机领域。\n背景技术\n[0002] 燃烧室是发动机的一个重要组成部分，燃料在此燃烧，使化学能转化为热能。好的燃烧室应具有点火性能好，温度分布均匀，流阻损失小，排气污染少和结构紧凑等基本特征。\n[0003] 传统的飞机发动机燃烧室头部主要采用旋流器与喷嘴的组合配置。空气通过旋流器后产生一回流区，高温的燃烧产物在回流区的作用下流向前端，点燃新鲜的燃料与空气的混合物，回流区起到了稳定的点火源的作用。驻涡燃烧室(Trapped vortex combustor简称TVC)，它摈弃了过去40年的传统燃烧室设计。它主要由两部分组成，即预燃室和主燃室。预燃室用来稳焰，主燃烧室用来提供动力。预燃烧室由凹腔提供稳定火焰所必需的回流区，燃料与空气以一定的方式注入凹腔内，达到改善燃料浓度场和加强涡的强度的作用。\n典型的旋流稳焰燃烧器布置在其进口处的旋流器产生主回流区。这个区域传送部分热的燃烧产物于射入燃烧器的空气燃料混合，形成连续的点火源和稳定的火焰。这个回流区也会使得整个燃烧器的燃烧变得稳定。如果燃烧器的进口流速增大，这个主回流区就会变得不稳定，这将对火焰的稳定和燃烧效率造成不利的影响。同时，随着世界各国对航空发动机排放污染关注的增强，传统的燃烧室也面临着污染环境的难题。\n[0004] 国外的TVC相关研究表明，TVC全被应用为航空发动机或排放要求较高的地面燃气轮机的主燃烧室。其主要特征为在环形形式的TVC中，分为内涵和外涵。燃烧室入口采用扩压器，扩压器包括一个或者几个环形斜面，其作用是把射入的空气分成不同的导向，进入扩压器流道。主流区的燃料喷嘴放置在扩压器的出口，在主燃室前方进口有一块和凹腔前方相同的支板，支板沿周向开有许多通道，这些通道用于将燃烧产物疏运到凹腔外。支板后面的凹腔回流区就像在加力燃烧室内的火焰稳定器。在凹腔内部的空气和燃料的快速混合有助于提供燃烧速度，这种结构还可以在不用喷射装置的情况下，形成使得排除气体形成合理的温度场。同时在凹腔后体还有空气与燃油喷入，相关资料表明，国内外现有TVC的供油装置均采用旋流喷嘴或者空气雾化喷嘴。\n[0005] 公开号CN1858498中介绍了一种切向驻涡燃烧室，其说明书中明确的介绍了驻涡燃烧室的结构，利用切向旋流产生的高离心加速度加强两相液雾燃烧。在公开号CN1467407A中介绍了一种气体涡轮发动机燃烧室筒组件，在预混合器内油气预先混和，然后供入主流，喷入到燃烧室内进行燃烧；利用分级燃烧的原理降低其NOX排放。在申请号5791148，申请日Aug，11，1998，LINER OF A GAS TURBINE ENGINE COMBUSTOR HAVING TRAPPED VORTEX CAVITY(应用驻涡凹腔的燃气轮机燃烧室)中介绍了驻涡燃烧室应用于航空发动机主燃烧室的设计，其说明书中明确介绍了该燃烧室的结构，主流采用三通道扩压器结合喷油杆结构，由扩压器支板负责高温燃气与主流的混合，凹腔供油采用气孔包围油孔的结构。公开号CN101070961A中介绍了一种单驻涡燃烧室，其说明书中明确介绍了燃烧室的结构，在凹腔前后壁开进气孔和在其上采用挡板结构，对进入凹腔的气流进行导向，形成单驻涡结构。\n[0006] 上述燃烧室中，公开号CN1858498中介绍的切向驻涡燃烧室，采用离心喷嘴或者气动雾化喷嘴，形成的周向漩涡与凹腔内的驻涡相互影响。在公开号CN1467407A中介绍的一种气体涡轮发动机燃烧室筒组件，采取燃料与空气预混气；主流没采取扩压器结构，一定程度限制主流流速，采取花瓣式支板结构，增加了重量。在申请号5791148，申请日Aug，11，\n1998，LINER OF A GAS TURBINE ENGINE COMBUSTOR HAVING TRAPPED VORTEX CAVITY(应用驻涡凹腔的燃气轮机燃烧室)中介绍的驻涡燃烧室应用于航空发动机主燃烧室的设计中，主流采取喷油杆供油，重量较大；采用支板扩压器结构，重量较大；凹腔供油与进气孔采取环绕结构，对驻涡的形成不利。公开号CN101070961A中介绍的单涡燃烧室，凹腔上采用挡板结构，增加了重量；凹腔内形成的单涡结构，使得燃料浓度场分布不够均匀，其在凹腔内燃烧的停留时间不够长，在一定程度上限制了燃烧性能的进一步提升。\n发明内容\n[0007] 本发明提供了一种新型的贫油的双驻涡燃烧室，在省略了主流供油和用于掺混的支板以及凹腔上的气流挡板结构后，有效地降低了驻涡燃烧室重量；在凹腔采用蒸发管作为供油装置，实现了燃烧效率的提高；在凹腔前后壁上开适当的进气孔和进气槽进气，在腔内形成双驻涡结构。从而实现TVC应用范围的拓宽。\n[0008] 所述的双涡燃烧室适用在高速、高温进口气流条件下工作。利用高速进口气流滞止产生的压力，使得冷却气流通过外火焰筒的气膜冷却进气孔和发散冷却孔进入到火焰筒内，起到冷却的作用；利用凹腔的稳焰作用，使得燃烧室在高速气流下的点火、贫油熄火边界拓宽。双涡燃烧室的凹腔后壁中部进气会使得凹腔内形成双涡结构，位于凹腔底部的涡主要起稳定火焰的作用，可以看作是个固定点火源；凹腔靠着主流气流位置处的二次涡的作用是使得主流空气和顶部的热燃气更好的掺混，提高燃烧性能。\n[0009] 本发明是一种双涡燃烧室，采用全环型火焰筒结构，包括壳体、内层火焰筒和外层火焰筒，所述外层火焰筒的外壁与所述壳体的内壁组成燃烧室的冷却腔通道；所述外层火焰筒的内壁与所述内层火焰筒的外壁组成燃烧室的燃烧通道；所述壳体周向均匀布置喷油管和点火座，喷油管的喷口插入到蒸发管进气口的内部。\n[0010] 所述外层火焰筒为一体成型件，外层火焰筒基体由第一段、第二段、第三段和第四段组成；第一段是采取等压力梯度设计的扩压段，第二段的凹腔前壁边缘处周向均匀布置两排前进气孔，两排前进气孔周向角度相差1.5°，蒸发管沿凹腔周向方向均匀布置并贴近凹腔前壁的内侧面伸入到凹腔内，凹腔后壁二分之一高度处周向均匀布置的后进气槽；第三段是出口转角段，周向均匀布置气膜冷却进气孔，并且在其内侧位置周向布置气膜冷却进气孔挡板，所述的气膜冷却进气孔挡板与气膜冷却进气孔相对；第四段是出口段，采用扩张形式，扩张角度与水平方向成20°夹角，第四段的周向均匀开有两排掺混孔和三排发散冷却孔，两排掺混孔周向角度相差4.5°，三排发散冷却孔周向角度相差1.5°。\n[0011] 所述外层火焰筒的凹腔前进气孔和后进气槽，气体从凹腔前壁的两排前进气孔进入到凹腔内顺着凹腔底部横向流动直到凹腔后壁改变流动方向；气体从凹腔后壁中部位置处的后进气槽横向反方向吹入到凹腔内；一部分主流气体流经凹腔时被卷吸进入凹腔；三股气体的共同作用，互相影响，会在凹腔内形成上下各一个漩涡流动，实现“双涡”结构。\n[0012] 所述外层火焰筒基体第四段的外层火焰筒出口边缘外侧部分与壳体边缘处内侧闭合，组成冷却腔通道的末端，利用高速气流流入冷却腔通道滞止后产生的压力，从前进气孔、后进气槽、掺混孔、气膜冷却进气孔和发散冷却孔分别流入凹腔内部和燃烧通道。\n[0013] 所述喷油管和蒸发管组成供油组件，蒸发管被周向均匀布置在外层火焰筒和壳体之间。\n[0014] 所述的蒸发管采用分支结构，由单支进口分成沿周向的四支出口，蒸发管进气口为喇叭口形状，其中沿周向方向伸展的管段两侧有两支蒸发管出口，蒸发管的外壁面开两个蒸发管外壁面出口孔。\n[0015] 所述的蒸发管沿凹腔周向方向均匀布置并贴近凹腔前壁的内侧面伸入到凹腔内，伸入长度使得蒸发管外壁面出口孔与凹腔前壁的第二排前进气孔处于同一水平线上。\n[0016] 本发明双涡燃烧室，采用贫油燃烧，主流没有供油。\n[0017] 本发明的优点在于：\n[0018] (1)具有比常规轴向燃烧室更适合于高速进口气流条件下的燃烧组织形式，从技术上省略了复杂的冷却气流路，减少了气动损失，并且凹腔结构设计简单，降低结构的复杂性和整个燃烧室的重量；\n[0019] (2)供油装置采用喷油管与蒸发管相结合的方式，喷油管插入到蒸发管内，所需体积小，结构简单，同时燃油能准确喷入蒸发管内，整个蒸发管置于气温较高的气流中，有助于燃油的蒸发和雾化，提高了燃油在整个燃烧室中的燃烧效率；\n[0020] (3)凹腔出口段设有气膜冷却进气孔、掺混孔和发散冷却孔相间的结构，从气膜冷却进气孔，掺混孔和发散冷却孔进入的气体与从冷却腔通道流入燃烧通道，形成一层覆盖出口段的气膜，提高了火焰筒的寿命及改善了燃烧室出口温度分布。\n[0021] (4)凹腔内形成的双涡结构，改善了燃油浓度场分布，实现分级燃烧，增大了燃油燃烧的停留时间，降低了污染物的排放，尤其抑制了氮氧化物NOX的产生。\n[0022] (5)双涡燃烧室中凹腔内靠近凹腔底部的涡区燃烧产生的燃气和靠近主流气流位置的涡区燃烧产生的燃气会进一步掺混，使得驻涡燃烧室的出口温度更加均匀。\n附图说明\n[0023] 图1为本发明的双涡燃烧室结构示意图；\n[0024] 图2为本发明的外层火焰筒的结构示意图；\n[0025] 图3为本发明的双涡燃烧室轴向剖视结构示意图；\n[0026] 图4为本发明的供油组件的结构示意图；\n[0027] 图5为本发明的供油组件的左剖视结构示意图；\n[0028] 图6为本发明实施例凹腔内部轴向速度等值线；\n[0029] 图7为本发明实施例凹腔内部轴向流场图。\n[0030] 图中：\n[0031] 1-壳体 2-外层火焰筒 3-内层火焰筒 4-喷油管[0032] 5-冷却腔通道 6-燃烧通道 7-供油组件 8-点火座[0033] 201-外层火焰筒基体 202-蒸发管 203-掺混孔[0034] 204-发散冷却 205-气膜冷却进气孔 206-后进气槽\n[0035] 孔\n[0036] 207-气膜冷却进气孔挡板 208-外层火焰筒基体的第一段[0037] 209-外层火焰筒基体的第二段 210-外层火焰筒基体的第三段[0038] 211-外层火焰筒基体的第四段 212-凹腔 213-前进气孔[0039] 214-蒸发管进气口 215-蒸发管出口\n[0040] 216-蒸发管外壁面出口孔 401-喷口\n具体实施方式\n[0041] 下面将结合附图对本发明作进一步的详细说明。\n[0042] 本发明是一种双涡燃烧室，如图1所示，包括壳体1、外层火焰筒2和内层火焰筒\n3。壳体1周向均匀布置五个点火座8和十个喷油管4。\n[0043] 如图2所示，外层火焰筒基体201共分为四段，即外层火焰筒基体的第一段208、外层火焰筒基体的第二段209、外层火焰筒基体的第三段210、外层火焰筒基体的第四段211。\n[0044] 如图2及图3所示，内层火焰筒3的外壁与外层火焰筒2的内壁形成用于油气混合物在高温高速气流中燃烧的燃烧通道6。外层火焰筒2的外壁与壳体1内壁形成冷却腔通道5，利用高速气流流入滞止后产生的压力，使进入冷却腔通道5的气流的一部分气量通过外层火焰筒2的凹腔212的前进气孔213和后进气槽206进入到凹腔212内参与燃烧，其余的气量从出口段的气膜冷却进气孔205，掺混孔203及发散冷却孔204进入到燃烧通道\n6进行掺混和冷却壁面。与公开号CN1467407A中介绍的一种气体涡轮发动机燃烧室筒组件主流没采取扩压器结构不同，本发明的燃烧通道6进口采用扩压段，当量扩压角为14°；燃烧通道6出口采取扩张通道，扩张通道与水平方向成20°夹角。在壳体1沿周向均匀安装有十个喷油管4，在相邻两个喷油管4中间，与喷油管4相距22.5°轴向位置沿周向均匀安装五个点火座8，为驻涡燃烧室外的点火嘴设备点火所准备。与公开号CN1467407A中介绍的一种气体涡轮发动机燃烧室筒组件主流采取燃料与空气预混气和与申请号5791148，申请日Aug，11,1998，LINER OF A GAS TURBINE ENGINE COMBUSTOR HAVING TRAPPED VORTEX CAVITY(应用驻涡凹腔的燃气轮机燃烧室)中介绍的驻涡燃烧室主流采取喷油杆供油不同，本发明采用供油组件7供油，如图4所示，供油组件7由喷油管4和蒸发管202组成。\n与公开号CN101070961A中介绍的单驻涡燃烧室的供油组件不同，本发明的喷油管4的喷口\n401插入到蒸发管202的蒸发管进气口214的内部，如图5所示，喷油管4的喷口401插入到蒸发管进气口214的内部，喷油管4喷口401喷出的燃油能完全准确的喷到蒸发管202内，蒸发管202采用分支结构，由单支进口分成沿周向的四支出口，蒸发管进气口214为喇叭口形状，其中沿周向方向伸展的管段两侧有两支蒸发管出口215，外壁面开两个蒸发管外壁面出口孔216。喇叭口形状的蒸发管进气口214使得蒸发管202能利用喷油管4喷出的燃油的引射作用又可以增加蒸发管202的进气量。蒸发管202沿凹腔212周向方向均匀布置，并贴近凹腔212前壁的内侧面伸入到凹腔212内，伸入长度使得蒸发管202的蒸发管外壁面出口孔216与凹腔212前壁的第二排前进气孔213处于同一水平线上。从冷却腔通道5流进的空气也流入到蒸发管202内。在蒸发管202内，燃油与高温气体进行掺混，并吸热蒸发，从蒸发管202内的喷出的油气混合物喷入到凹腔212内部，其中从蒸发管出口215喷出的油气混合物的目的在于点火时起到的联焰作用，外壁面的两个蒸发管外壁面出口孔\n216使得燃料喷出方向与凹腔前壁的进气方向一致，从而随凹腔212内气体流动，形成双涡流场结构，致使凹腔212内产生不同的燃料浓度场，实现分级燃烧。与公开号CN1467407A中介绍的一种气体涡轮发动机燃烧室筒组件和与申请号5791148，申请日Aug，11,1998，LINER OF A GAS TURBINE ENGINE COMBUSTOR HAVING TRAPPED VORTEX CAVITY(应用驻涡凹腔的燃气轮机燃烧室)中介绍的驻涡燃烧室和公开号CN101070961A中介绍了一种单驻涡燃烧室不同，本发明的凹腔212的凹腔前壁边缘处开两排前进气孔213，用于加大前壁进气量，后壁的二分之一高度位置处开有后进气槽206，用于进气，改变后壁进气位置，同时一定程度上提高进气量和保证气流均匀度；凹腔212上没有前后气流挡板和回流挡板对凹腔212内气体流动进行导向。如图2和图3所示，流入冷却腔通道5内的剩余空气有一部分从凹腔212前壁的两排进气孔213中流到凹腔212内，流入凹腔212的空气沿平行凹腔212底部和后体的方向在凹腔212内流动；一部分流入冷却腔通道5内的空气流经外层火焰筒基体201的第一段208和第三段210之间的凹腔212时，由于凹腔212内外的压力差作用，顺着后进气槽206以垂直凹腔212后壁方向流入凹腔212；从凹腔212前两排进气孔213流入凹腔212的空气与从后进气槽206流入凹腔212的空气相互剪切，在凹腔212上半部分即靠近凹腔212底部位置形成一个漩涡；流入燃烧通道6的主流空气在流经凹腔212时由于卷吸作用会由一部分空气进入凹腔212；从凹腔212前两排进气孔213与后进气槽206流入凹腔212的空气与主流空气中被卷吸进入凹腔212的一部分空气相互剪切，在凹腔212下半部分即靠近主流流动位置处也会形成一个漩涡；还有一部分冷却腔通道5内的气体，从气膜冷却进气孔205进入凹腔212，由气膜冷却进气孔挡板207导向，沿凹腔212出口段并贴火焰筒基体的第四段211壁面流入燃烧通道6；最后一部分的冷却腔通道5内的空气由掺混孔203和发散冷却孔204流入燃烧通道6。\n[0045] 与公开号CN1858498中介绍的一种切向驻涡燃烧室利用产生的切向旋流产生的高离心加速度加强两相液雾燃烧不同，本发明由两排前进气孔213，后进气槽206和主流卷吸流入凹腔212内的气体，与蒸发管202喷出的油气混合物一起，形成“双涡”，“驻”在凹腔\n212中，从而实现分级燃烧，提高了燃烧室的性能；同时从各气孔出来的冷气射流在火焰筒内壁形成附壁气膜，将火焰筒壁与燃气隔离。由于孔内换热量大大增加和气膜的良好隔离作用，提高了冷却效率，保证了双涡燃烧室可靠工作。\n[0046] 首先根据燃烧室的进口空气流量和理想油气比设计火焰筒的燃烧通道6面积与冷却腔通道5面积之比，然后根据燃烧室出口的理想速度确定出口面积，为了保证火焰筒进口为燃烧室限流截面，出口面积必须大于火焰筒进口面积。为了保证燃烧室较宽的稳定工作范围，当总油气比为0.003时，蒸发管202内的油气比为0.2～0.3，整个凹腔212内的当量比为0.36～0.54。按照凹腔212内的当量比为0.36～0.54，最佳设计以确定冷却腔内气量分配。为保证凹腔212上气孔对火焰筒的良好冷却能力，设计凹腔212前后体进气速度为120m/s，再根据整个冷却腔通道5进口的面积，便可确定冷却气量分配及结构排列参数。现举一个最佳参数设计：两排前进气孔213直径均为3mm，每排沿周向分布120个，气流量占整个冷却腔通道5流量的24％，后进气槽206宽度为1.7mm，沿周向分布9个，气流量占整个冷却腔通道5流量的21％，气膜冷却进气孔205直径3mm，沿周向分布90个，气流量占整个冷却腔通道5流量的9％，掺混孔203直径6mm，沿周向分布40个，两排孔气流量占整个冷却腔通道5流量的42％，三排发散冷却孔204直径均为1mm，每排沿周向分布120个，三排孔的气流量占整个冷却腔通道5流量的4％。对于以上的具体设计案例，已通过三维数值模拟的方法进行了可行性研究。由于10个蒸发管202沿周向均匀分布，于是只需对其中两个头部的单周期模型进行数值模拟即可。其进口条件均按实际案例设置。\n[0047] 图6为该燃烧室凹腔内部轴向速度等值线图，从图6中可以看出，由于凹腔的前后进气和主流卷吸三股气体的互相作用，在凹腔内能形成稳定明显的双涡结构流场，从图6右边的凹腔内速度数值大小显示分布条可看出，涡内处于低速区。\n[0048] 图7为该燃烧室凹腔内部冷态流场图，可以看出，靠近凹腔底部的上漩涡较大，大漩涡的涡核位置大致处于凹腔中心，这样在热态情况下，这个漩涡能起稳定火焰的作用，可以看作是个固定的点火源；在大漩涡下面位置还有一个涡，但较小，可称二次涡或小漩涡，由于其靠近主流，能使流过燃烧通道的主流气体和底部产生的热燃气更好更快的掺混，从而提高燃烧性能。对双涡燃烧室流场三维数值模拟研究结果表明，该方案满足高速进口气流条件下的高效、稳定燃烧要求。