一种蒸发式火焰稳定器制造技术

本发明专利技术公开了一种蒸发式火焰稳定器，包括喷油杆、直射式喷嘴、溅油板、引气管、二次进风口、蒸发管、富燃混气出气孔和外V型稳定器。所述蒸发管为月牙形。本发明专利技术提供的稳蒸发式火焰稳定器除了外V型稳定器后形成较大尺度的回流区外，沿整个蒸发管长度方向上也都能形成具有一定尺度的回流区，该回流区的尺度大小不受来流Ma的增加而发生变化。蒸发管后方回流区不仅能为蒸发式火焰稳定器实现可靠点火提供流动基础，而且能通过改善蒸发管的蒸发状况降低贫油熄火当量比。本发明专利技术公开的稳蒸发式火焰稳定器在相对低温（T=450K~650K）和高速气流（Ma=0.1~0.4）的来流条件下较大幅度的提升了蒸发式稳定器的贫油点熄火性能。

【技术实现步骤摘要】
一种蒸发式火焰稳定器
本专利技术属于本专利技术属于发动机燃烧室
，特别涉及一种蒸发式火焰稳定器。
技术介绍
涡轮基组合循环发动机（Turbine-basedcombinedcycle,简称TBCC）作为一种吸气式发动机具有飞行范围广、常规起降和可重复使用等性能优势被认为是现阶段最有希望的高超声速飞行器动力装置。自世界上最早的TBCC原型机J58成功应用于SR-71黑鸟侦察机后，世界各国都开始投入大量的人力、财力开展组合式高超声速动力装置的研发，尤其以美国NASA的RTA计划和日本的HYPR计划成果显著。在研发过程中由于涵道比在整个工作范围内变化大的特点造成TBCC超级燃烧室内部来流温度较低和局部流速过大的流动条件给超级燃烧室内部的点火和火焰稳定带来困难。美国NASA和GE公司将F110的加力部件应用于RTA超级燃烧室中，设计了带有驻涡和径向V型槽的新颖结构的火焰稳定器，具有较宽的稳定范围和较高的燃烧效率。虽然TBCC燃烧室中出现这种新颖结构火焰稳定方式，但航空发动机加力燃烧室和亚燃冲压燃烧室工程应用的成功经验对TBCC燃烧室组织火焰稳定具有非常重要的借鉴价值。其中蒸发式火焰稳定器以其优越的贫油熄火性能和点火性能在俄罗斯的AL31-F发动机加力燃烧室和英国的斯贝发动机加力燃烧室的工程应用中取得了成功。斯贝发动机加力燃烧室利用三圈圆形蒸发管稳定器较宽的贫油熄火性能满足小加力比下的发动机推进性能。AL31-F加力燃烧室的特种V型蒸发式稳定器是将蒸发管装在无进气孔的小V型稳定器上，通过波纹与外V型稳定器间的缝隙间隔进气，在小V型稳定器后方的回流区形成利于点火的混气，点火性能良好。但是将蒸发式火焰稳定器直接应用于TBCC超级燃烧室，其性能受到超级燃烧室苛刻流动条件的制约。一方面目前加力燃烧室的进口温度范围为650K~1050K，而超级燃烧室的大涵道比工作时的最低温度可到450K，航空煤油的沸点在450K~550K之间，因此超级燃烧室内的低温条件低于燃油沸点，对燃油的蒸发不利；另一方面加力燃烧室的Ma一般不大于0.25，而超级燃烧室在冲压模式下的局部Ma相对较大，最大可到0.4。这样的低温和高速条件对点火及火焰稳定的要求远超过现有加力燃烧室和亚燃冲压燃烧室的技术水平。因此，蒸发式火焰稳定器需要具有更宽广的贫油点火性能和贫油熄火性能才能满足超级燃烧室整个工作包线内来流条件变化大的使用需求。
技术实现思路
本专利技术的目的是为了解决现有蒸发式火焰稳定器相对低温和高速气流下的贫油点熄火性能的不足，提供一种带有月牙形蒸发管的蒸发式火焰稳定器，可以在相对低温（T=450K~650K）和高速气流（Ma=0.1~0.4）的来流条件下实现可靠点火并具有较好的贫油熄火性能，扩宽了蒸发式火焰稳定器的工作范围，较大幅度的提升了传统蒸发式火焰稳定器的贫油点熄火性能。本专利技术的一种蒸发式火焰稳定器，包括外V型稳定器，垂直穿过所述外V型稳定器底部的引气管；喷油杆和直射式喷嘴安装在引气管靠近外端口处，溅油板安装在引气管内；开设有富燃混气出气孔的蒸发管与引气管内端口相连，并位于外V型稳定器内，蒸发管与引气管轴线相互垂直，外V型稳定器底部端面还开设有若干二次进风口，其特征在于：所述蒸发管横截面为月牙形。作为优化方案，所述蒸发管是将传统蒸发式火焰稳定器的圆形蒸发管的120°弧长反过来安装形成月牙形横截面。月牙形蒸发管的使用不仅在外V型稳定器的后方能形成较大尺度的回流区，而且在蒸发管后方能形成具有一定尺度的回流区。月牙形蒸发管后回流区为蒸发式稳定器实现成功点火提供必要的流动基础，还可以促进“热态”时蒸发管对燃油的蒸发，改善外V型稳定器后方回流区内的油气比，提高贫油熄火性能。作为上述技术方案的进一步优化，每个所述二次进风口均3mm×10mm的矩形孔。作为上述技术方案的更进一步优化，所述的富燃混气出气孔沿蒸发管靠近外侧弧面沿两个边界线均匀排布，每个所述的富燃混气出气孔都是直径2mm~3.5mm的小孔，且与每个二次进风口一一对应。作为上述技术方案的再进一步优化，相临两个所述的二次进风口的间距和相临两个富燃混气出气孔的间距均为13.6mm；富燃混气出气孔出来的富燃混气运动方向与二次进风口的气流方向夹角为45°~90°。这样不仅可以保证富燃混气具有在蒸发管上方具有一定的穿透深度，又能促进空气与燃料间的掺混，提高回流区内的混气质量，为实现可靠点火创造有利条件。作为上述技术方案的再进一步优化，所述直射式喷嘴安装在喷油杆顶端，位于引气管内，直径为Φ0.7mm，正对于所述的溅油板。溅油板表面光滑。燃油由喷油杆供入直射式喷嘴，并由直射式喷嘴喷向溅油板表面进行初次雾化，在气动力的作用下破碎成为粒径大小不一的油珠。随着来流Ma的增加，溅油板表面气动力逐渐增加，燃油的破碎作用越来越明显，粒径也越来越细小，当来流Ma>0.3时，溅油板壁面气动力对燃油的雾化作用非常明显。这种经过溅油板气动力的初次雾化作用后形成的燃油油珠，在蒸发管内进行滴群蒸发，能够提高蒸发管的蒸发效率，提高利于燃烧的气相油气比，有利于蒸发式火焰稳定器的点火和火焰稳定。本专利技术提供的蒸发式火焰稳定器与传统蒸发式火焰稳定器相比具有以下优点：1、从流动特点上看，与英国斯贝发动机加力燃烧室上的圆形蒸发管火焰稳定器相比，本专利技术提供的蒸发式火焰稳定器不仅能在外V型稳定器后形成较大尺度低速回流区，还能在蒸发管后沿长度方向形成连续、稳定且不受来流Ma影响的低速回流区。虽然AL31-F发动机加力采用的特征V型蒸发式火焰稳定器也能形成本专利技术所提供的月牙型蒸发管火焰稳定器的流场结构，但是它的蒸发管安装在整个蒸发式火焰稳定器前端的小V型稳定器上，二次进风口是小V型稳定器的波纹状裙边与外V型稳定器之间的间隙，结构上过于复杂，设计、加工要求高。2、从本专利技术提供的蒸发式火焰稳定器的流动特点对点火和燃烧稳定的贡献上看，蒸发管后无论是富燃混气出气孔下游还是相邻两富燃混气出气孔下游都能形成具有一定尺度大小的回流区，且回流区的尺度大小和位置随来流Ma的增加基本维持稳定。该回流区不仅为实现成功点火提供必要的流动基础，而且在“热态”时由于放热强度大于传统圆形蒸发管火焰稳定器，可以增强蒸发管对燃油的蒸发作用，提高外V型稳定器后回流区内的气相油气比，改善混气质量，扩宽贫油熄火界限。3、专利技术提供的蒸发式火焰稳定器在T=450K~650K，Ma=0.1~0.4工况下的贫油点熄火性能均优于传统蒸发式火焰稳定器。在相对低温（T=450K）和高速（Ma=0.4）的对点火和火焰稳定不利的来流条件下，月牙形蒸发管稳定器的贫油点火当量比和贫油熄火当量比分别为0.22和0.15，分别是传统蒸发式火焰稳定器的31%和47%，较大幅度地提升了蒸发式火焰稳定器的贫油点熄火性能，具有明显的性能优势。附图说明图1是本专利技术提供的蒸发式火焰稳定器结构示意图；图2是本专利技术的蒸发式火焰稳定器与传统蒸发式火焰稳定器蒸发管结构对比示意图；上方是传统蒸发式火焰稳定器主视图和右视图，下方是本专利技术的蒸发式火焰稳定器；图3是二次进风口和富燃混气出气孔气流运动方向示意图；图4是两种蒸发式火焰稳定器流场结构对比图，上方为传统蒸发式火焰稳定器流畅结构，下方为蒸发式火焰稳定器流畅结构；图5是两种蒸发式火焰本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种蒸发式火焰稳定器，包括外V型稳定器（8），垂直穿过所述外V型稳定器（8）底部的引气管（4）；喷油杆（1）和直射式喷嘴（2）安装在引气管（4）靠近外端口处，溅油板（3）安装在引气管（4）内；开设有富燃混气出气孔（7）的蒸发管（6）与引气管（4）内端口相连，并位于外V型稳定器（8）内，蒸发管（6）与引气管（4）轴线相互垂直，外V型稳定器（8）底部端面还开设有若干二次进风口（5），其特征在于：所述蒸发管（6）横截面为月牙形。

【技术特征摘要】
1.一种蒸发式火焰稳定器，包括外V型稳定器（8），垂直穿过所述外V型稳定器（8）底部的引气管（4）；喷油杆（1）和直射式喷嘴（2）安装在引气管（4）靠近外端口处，溅油板（3）安装在引气管（4）内；开设有富燃混气出气孔（7）的蒸发管（6）与引气管（4）内端口相连，并位于外V型稳定器（8）内，蒸发管（6）与引气管（4）轴线相互垂直，外V型稳定器（8）底部端面还开设有若干二次进风口（5），其特征在于：所述蒸发管（6）横截面为月牙形；所述的富燃混气出气孔（7）沿蒸发管（6）靠近外侧弧面沿两个边界线均匀排布，每个所述的富燃混气出气孔（7）都是直径2mm~3.5mm的小孔，且与每个二次进风口（5）一一对应；...

【专利技术属性】
技术研发人员：程晓军，范育新，王家骅，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏;32