专利摘要

专利摘要

本发明公开了一种用于高超能源系统的富燃和冲压组合燃气发生器，该发生器采用直壁段加突扩扩压方式进气，一级旋流径向进气，二级旋流带有30度的扭角轴向进气，二级旋流器与火焰筒壁面直接相连。该组合燃气发生装置能同时满足冲压和自备能源两种工作模式进口条件下流场总压损失要求和燃烧室出口温度分布要求(大于900℃)。当在冲压模式下工作时，如果其进口来流温度高于900℃时，燃气发生装置不喷油燃烧，仅作为冲压燃烧室使用，如果其进口来流温度低于900℃时，燃气发生装置喷少量油燃烧，使燃烧室出口温度达到900℃。当在自备能源模式下工作时，燃气发生装置以富燃模式工作，燃烧室喷入过富的燃油控制燃烧室出口温度在900℃，以节约气源消耗。

权利要求

1.一种用于高超能源系统的富燃和冲压组合燃气发生器，其特征在于：包括扩压段及燃烧室；所述扩压段包括直壁段的前置扩压器(1)及扩压器突扩区(2)，所述前置扩压器(1)的出口与所述扩压器突扩区(2)的进口相连；所述扩压器突扩区(2)的出口与燃烧室进口连接；

在所述燃烧室内设有火焰筒(6)，在所述火焰筒(6)进口处间隔一定距离安装有一级旋流器(3)及二级旋流器(4)；所述一级旋流器(3)采用单级径向直叶片旋流器；所述二级旋流器(4)采用单级轴向扭叶片旋流器，具有30度的扭角；在所述火焰筒(6)的出口设有尾喷管(7)。

2.根据权利要求1所述的富燃和冲压组合燃气发生器，其特征在于：所述扩压器突扩区(2)的突扩间隙为30mm，突扩区角度为60度。

3.根据权利要求1所述的富燃和冲压组合燃气发生器，其特征在于：所述前置扩压器(1)的长度为78mm，进口直径为90mm。

4.根据权利要求1所述的富燃和冲压组合燃气发生器，其特征在于：所述一级旋流器(3)与二级旋流器(4)的叶片数量为8～12片之间；所述叶片的数量基于所述一级旋流器(3)与二级旋流器(4)的性能和重量的综合考虑得到。

5.根据权利要求4所述的富燃和冲压组合燃气发生器，其特征在于：所述一级旋流器(3)叶片为8片；叶片的外径为28.5mm，内径为20.8mm，叶片长高厚分别是12mm、8mm、1.5mm，安装角为60度。

6.根据权利要求4所述的富燃和冲压组合燃气发生器，其特征在于：所述二级旋流器(4)叶片为12片，叶片的外径为63mm，内径为46mm，叶片长高厚分别是18mm、15mm、2mm，安装角为-60度。

7.根据权利要求1所述的富燃和冲压组合燃气发生器，其特征在于：所述燃烧室整体外机匣长度为450mm，直径为184mm。

8.根据权利要求1所述的富燃和冲压组合燃气发生器，其特征在于：所述火焰筒(6)直径为108mm，二级旋流器4后缘至尾喷管7间的火焰筒长度为220mm。

9.根据权利要求1所述的富燃和冲压组合燃气发生器，其特征在于：所述尾喷管(7)收缩角为45度，长度为20mm，直径为62mm。

说明书

技术领域

本发明涉及一体化辅助动力装置(IPU)领域，尤其涉及一种用于高超能源系统的富燃和冲压组合燃气发生器。设计的燃烧室要满足IPU在提供辅助动力工作模式、提供应急动力模式和应急启动模式所有工况条件下的稳定和高效低阻的工作特性。

背景技术

第二动力系统是一个多功能的综合系统，它是飞机飞行保障系统中的一个组成单元，具有起动主发动机、提供空调系统所需的气源、提供液压能、提供辅助功率和应急功率功能，并使发电机、液压泵等机载部件的布局更加合理。第二动力系统主要包括：辅助动力装置(APU)、应急动力装置(EPU)和组合动力装置(IPU)等种类。

现代航空燃气涡轮发动机的结构特点和循环过程，决定了其在自主工作之前必须先由其它动力源带动。最初带动发动机的动力源是电起动机，后来随着发动机所需起动功率的越来越大，辅助动力装置(APU)逐步取代了电起动机，成为现代起动发动机的主要动力源，第二动力系统也随着APU的出现应运而生。

对于军用战斗机，尤其是单发飞机，第二动力系统中除APU外，通常还包括一个应急动力装置(EPU)。如果飞行中发动机熄火或发电机、液压泵发生故障，EPU可向飞控和电气系统的关键负载提供独立能源，直至发动机重新起动、飞行员被安全弹射或飞机完成停车着陆才停止工作。第二动力系统通常由APU、EPU、附件传动装置和能量转换附件(如发电机、液压泵)等组成，主要用于提供气、电、液压及轴功率，以满足飞机对发动机起动、应急能源或其它辅助能源的不同需要。

随着现代推进技术先进性和复杂性的日益提高，尤其更高的涵道比涡扇发动机和能遥控的自动驾驶仪飞机的出现，对飞机二动力的要求相比于早期飞行器有了很大变化。现代飞机对二动力的要求是：既要一个自吸气的、具有超高高度下快速启动能力的APU和/或一个储存能量的、带有单一组分的喷气机燃料或双组份燃油供应的EPU，这些需求催生了超级一体化的二动力装置(Integrated Power Units，简称IPU)的出现，这个一体化的二动力装置(IPU)能实现仅凭一个简单的飞机动力装置，就能满足在整个飞行包线内所有二动力和主发动机启动的功率需要。

一个IPU可以替代和提供通常由三个动力组件或子系统操作的功能，这些功能是1)主发动机启动；2)辅助动力装置(APU)功能；3)一旦来自主发动机的动力损失的飞行中应急动力装置。

1)主发动机启动

主发动机启动有几种方式，在有些飞机上(F-15，F-16),一个喷气燃料起动机(它本身就是一台小涡轮发动机)由储存的液压能启动；当喷气燃油起动机运转时，用于驱动推进发动机，通过齿轮箱，到达点火转速。在其它飞机上(B-1)，一个APU被启动，推进发动机通过齿轮箱被启动。在有些飞机上(F-18，A-10，F-22),主发动机由空气涡轮带转启动，空气涡轮由来自APU的压缩空气驱动。

2)APU功能

如果飞机带有机载自吸气APU动力装置，它提供主发动机启动和/或地面环境控制和飞机电力和航空电子设备系统的检查而不需地面动力车或其它地面设备。

3)应急动力

在飞行中主发动机熄火或发电机或液压泵失效时，应急动力装置(EPU)可以提供一个独立的动力源以操作关键的飞行控制和电载荷直到发动机能重新启动，或飞行员可以安全弹出，或直到可以熄火迫降。F-16有这样一个装置可以提供有限的电和液压动力，用肼，一种储存在机上的推进剂工作。F-16装置也可以用主发动机吸入的空气工作，如果主发动机还在运转的话。

IPU要提供所有以上三种动力系统组件的功能，并在最小尺寸和重量限制下具有最大可靠性，同时，其他技术也应在有更多电子系统的飞机上继续保持。

发明内容

本发明建立了高超能源系统组合燃气发生装置设计方案，解决了富油、高压燃烧过程的数值模拟技术，实现了对组合燃气发生装置全包线工作范围内的性能预估。

技术方案：

一种用于高超能源系统的富燃和冲压组合燃气发生器，其特征在于：包括扩压段及燃烧室；所述扩压段包括直壁段的前置扩压器及扩压器突扩区，所述前置扩压器的出口与所述扩压器突扩区的进口相连；所述扩压器突扩区的出口与燃烧室进口连接；

在所述燃烧室内设有火焰筒，在所述火焰筒进口处间隔一定距离安装有一级旋流器及二级旋流器；所述一级旋流器采用单级径向直叶片旋流器；所述二级旋流器采用单级轴向扭叶片旋流器，具有30度的扭角；在所述火焰筒的出口设有尾喷管。

所述扩压器突扩区的突扩间隙为30mm，突扩区角度为60度。

所述前置扩压器的长度为78mm，进口直径为90mm。

所述一级旋流器(3)与二级旋流器(4)的叶片数量为8～12片之间；所述叶片的数量基于所述一级旋流器(3)与二级旋流器(4)的性能和重量的综合考虑得到。

所述一级旋流器叶片为8片；叶片的外径为28.5mm，内径为20.8mm，叶片长高厚分别是12mm、8mm、1.5mm，安装角为60度。

所述二级旋流器叶片为12片，叶片外径为63mm，内径为46mm，叶片长高厚分别是18mm、15mm、2mm，安装角为-60度。

所述燃烧室整体外机匣长度为450mm，直径为184mm。

所述火焰筒直径为108mm，二级旋流器4后缘至尾喷管7间的火焰筒长度为220mm。

所述尾喷管收缩角为45度，长度为20mm，直径为62mm。

有益效果：

(1)该燃气发生装置能满足冲压和富燃两种模式进气条件下的工作要求，保证在两种模式进气条件下满足流场的总压损失小于设计点总压损失14.8％，出口温度分布达到900℃。仅用这一个结构就能满足冲压和富燃两种工作模式，不需要在不同结构下进行两种工作模式运行。

附图说明

图1为本发明中燃烧室的整体示意图，1表示前置扩压器，2表示扩压器突扩区，3表示一级旋流器，4表示二级旋流器，5表示燃烧室外壁面，6表示火焰筒，7表示尾喷管。

图2为本发明中火焰筒示意图。

图3为本发明中扩压器示意图。

图4为本发明中一级旋流器示意图。

图5为本发明中二级旋流器示意图。

图6为本发明中优化方案下冲压模式下不同工况出口截面总压分布，1表示Case5，2表示Case4，3表示Case3，4表示Case2，5表示Case1；

图7为优化方案冲压模式下不同工况总压损失。

图8冲压模式不同工况下出口截面温度分布图，1表示Case1，2表示Case5，3表示Case4，4表示Case2，5表示Case3；

图9冲压模式下速度等值线图；

图10冲压模式下温度等值线图

图11自备能源模式下速度等值线图

图12自备能源模式下温度等值线图；

具体实施方式

下面结合附图对本发明作更进一步的说明。

本发明提供一种用于高超能源系统的富燃和冲压组合燃气发生器，为使本发明的目的，技术方案及效果更加清楚，明确，以及参照附图并举实例对本发明进一步详细说明。应当理解，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。

本发明的高超能源系统冲压及组合燃气发生装置是一体化辅助动力装置(IPU)的关键部件，该燃烧室要满足IPU在提供辅助动力工作模式、提供应急动力模式和应急启动模式所有工况条件下的稳定和高效低阻的工作特性。

图1为本发明中燃烧室的整体示意图。如图1所示，本发明提供的一种用于高超能源系统的富燃和冲压组合燃气发生器，包括燃烧室外壁面5、扩压段、火焰筒6、一级旋流器3、二级旋流器4以及尾喷管7。

燃烧室整体外机匣长度450mm，直径184mm。火焰筒6直径108mm，二级旋流器4后缘至尾喷管7间的火焰筒长度220mm，尾喷管7收缩角45度，长度20mm，直径62mm。尾喷管7安装在火焰筒6的末端出口处。较长的火焰筒长度可以防止回流区位置太靠近出口，同时较大的火焰筒与燃烧室直径也可以降低燃烧室的阻力损失。

扩压段采用直壁段加突扩扩压的方式实现进口气流的扩压，扩压段包括前置扩压器1和扩压器突扩区2，前置扩压器1的出口与扩压器突扩区2的进口相连；前置扩压器1的长度78mm，进口直径90mm，扩压器突扩区2的突扩间隙30mm(无帽罩)，突扩区角度60度，直壁段加突扩扩压的方式解决了扩压器流动分离的问题。扩压器突扩区2的出口与燃烧室进口连接。

进气采用一二级旋流器的进气型式。一级旋流器3采用8片单级径向直叶片旋流器，外径28.5mm，内径20.8mm，叶片长高厚分别是12mm、8mm、1.5mm，安装角60度，即与圆周夹角成60度安装。二级旋流器4采用12片单级轴向扭叶片旋流器，具有30度的扭角，使气流经过二级旋流器4后产生一个径向分速度。二级旋流器4外径63mm，内径46mm，叶片长高厚分别是18mm、15mm、2mm，安装角-60度，与一级旋流器3相反产生相反旋向的气流。一级旋流器3与二级旋流器4之间通过一圆筒连接，圆筒长度为42mm，即一级旋流器3尾端距离二级旋流器4尾端轴向距离为42mm。较大的旋流器流通面积有利于减小总压损失。在本发明中，一级旋流器3与二级旋流器4的叶片数量为8～12片之间，叶片的数量基于对一级旋流器3与二级旋流器4性能和重量的综合折中考虑得到的。

气流从前置扩压器1中流入，经过扩压器突扩区2后气流从一级旋流器3和二级旋流器4流入火焰筒6内，在火焰筒6内燃烧，最后经尾喷管7排出废气。扩压段用来降低进口速度，经过一、二级旋流器后产生不同旋向的气流，生成低速回流区。扩压段和两级旋流器不一样的尺寸和结构设计满足冲压和自备能源两种工作模式的流动要求和点火后出口温度分布要求。

冲压模式和富燃模式下进口条件不一样，但在两种模式下工作时都需要满足总压损失和燃烧室出口温度分布要求。该组合燃气发生装置在冲压和富燃进口条件下都能满足总压损失小于设计点。对于燃烧室出口温度分布而言，当以冲压模式工作时，在其进口来流温度高于900℃时，燃气发生装置不喷油燃烧，仅作为冲压燃烧室使用，当其进口来流温度低于900℃时，燃气发生装置喷少量油燃烧，使燃烧室出口温度达到900℃。当以自备能源模式工作时，该模式主要用于起动工况和应急工况，此时需要节约空气压缩量，此时燃气发生装置以富燃模式工作，燃烧室喷入过富的燃油控制燃烧室出口温度在900℃，以节约气源消耗。不论是冲压模式还是富燃模式，都能在各自进口条件下通过一定供油量使得燃烧室出口温度达到900℃。

为研究本发明中的组合燃气发生器的流动特性，对冲压模式不同工况下的流动进行了数值模拟，如图6是优化方案下不同冲压状态下的出口总压分布，从图中可以看到出口中心位置的总压小于两侧，从图7的总压损失上看，不同工况下总压损失都在20％以内，符合低阻的流动条件。

从图8中看到，每种冲压工况下的出口截面温度分布都是中心附近温度最高，壁面附近温度最低，这种温度分布满足燃烧室及其后涡轮的结构可靠性要求。随着不同工况条件的变化，燃烧室内的温度分布及出口温度分布有相似规律，但数值有差异。燃烧室流场结构及喷油方案决定了燃烧室内的燃油分布，同时也决定了燃烧室内的温度分布和出口温度分布。从出口温度来看满足了燃烧室出口温度达到900℃的条件。

图9和图10是冲压模式下模拟的速度等值线图和温度等值线图。由于头部一级旋流器出口下游的上下两个对流区存在，为火焰稳定提供了有利条件。高温区主要位于回流区内，此处浓度较高，化学反应速率高，因而化学反应生热量大，混气流出回流区后，很快被高超流动的二股气流冲淡、冷却，因此在离开回流区后，温度降低，但沿横截面方向温度分布趋于均匀，直至出口截面温度最低。

图11和图12是自备能源模式下模拟的速度等值线图和温度等值线图。自备模式下处于富油燃烧状态，存在两级供油。一级供油量产生的燃烧放热主要为回流区提供足够的能量，以满足其后二级供入燃油的蒸发及点燃燃油的能量要求，而二级供油量则主要满足回流区后的化学反应，使整个燃烧室处于较为均匀的富油燃烧状态，提高燃烧室出口温度。

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和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

一种用于高超能源系统的富燃和冲压组合燃气发生器专利购买费用说明

Q：办理专利转让的流程及所需资料

A：专利权人变更需要办理著录项目变更手续，有代理机构的，变更手续应当由代理机构办理。

1：专利变更应当使用专利局统一制作的“著录项目变更申报书”提出。

2：按规定缴纳著录项目变更手续费。

3：同时提交相关证明文件原件。

4：专利权转移的，变更后的专利权人委托新专利代理机构的，应当提交变更后的全体专利申请人签字或者盖章的委托书。

Q:专利著录项目变更费用如何缴交

A：（1）直接到国家知识产权局受理大厅收费窗口缴纳,（2）通过代办处缴纳，（3）通过邮局或者银行汇款,更多缴纳方式

Q：专利转让变更，多久能出结果

A：著录项目变更请求书递交后，一般1-2个月左右就会收到通知，国家知识产权局会下达《转让手续合格通知书》。