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1、(10)申请公布号 CN 102878579 A (43)申请公布日 2013.01.16 C N 1 0 2 8 7 8 5 7 9 A *CN102878579A* (21)申请号 201210384671.3 (22)申请日 2012.10.11 F23R 3/52(2006.01) F02C 3/14(2006.01) (71)申请人北京航空航天大学 地址 100191 北京市海淀区学院路37号 (72)发明人林宇震 林培华 张弛 张龙 (74)专利代理机构北京科迪生专利代理有限责 任公司 11251 代理人成金玉 卢纪 (54) 发明名称 一种环形多孔介质头部的超微涡喷发动机后 置燃。
2、烧室 (57) 摘要 一种环形多孔介质头部的超微涡喷发动机后 置燃烧室，采用环形回流结构，由燃烧室机匣、火 焰筒壁、燃烧室出口处和环形多孔介质头部四部 分构成；空气流经过发动机离心压气机压缩后进 入本燃烧室的环腔通道，而后与横向喷射进来的 气体燃料混合；预混气经火焰筒壁面预热后，回 流经环形多孔介质头部进入火焰筒，而后实现稳 定点火；整个混合气燃烧过程在火焰筒中完成， 由其后的燃烧室出口处排出高温燃气；随后高温 燃气在冲击发动机涡轮叶片做功后，经尾喷管排 向大气。燃烧室机匣、火焰筒壁和燃烧室出口处之 间采用螺栓连接，并且在各自的环边涂抹高温胶， 保证密封。本发明可以最大程度的适应和发挥环 形多。
3、孔介质头部火焰稳定的特点与优势，改善超 微小型燃烧室易于熄火的状况，从而可靠稳定地 为超微小型涡喷发动机工作。 (51)Int.Cl. 权利要求书2页 说明书4页 附图3页 (19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 权利要求书 2 页 说明书 4 页 附图 3 页 1/2页 2 1.一种环形多孔介质头部的超微涡喷发动机后置燃烧室，采用气体燃料，在微尺度空 间内组织燃烧，所述微尺度空间是指燃烧体积小于1立方厘米，其特征在于：将所述燃烧室 置于发动机后部，采用环形回流结构；所述后置燃烧室包括燃烧室机匣（2）、火焰筒壁（3）、 燃烧室出口处（6）和环形多孔介质头部（4）；燃烧室机匣。
4、（2）包括外环和内环两部分，燃烧 室机匣（2）内环包含的空间是排气通道（9）；火焰筒壁（3）放置于燃烧室机匣（2）的内环和 外环之间，火焰筒壁（3）和燃烧室机匣（2）的外环之间是进气通道（10），火焰筒壁（3）和燃 烧室机匣（2）的内环之间是燃烧空间（11）；在燃烧室机匣（2）和火焰筒壁（3）一侧是燃烧 室出口处（6）；环形多孔介质头部（4）置于火焰筒壁（3）和燃烧室机匣（2）内环之间的另外 一侧，用火焰筒壁（3）的小凸台（21）和定位卡环（5）定位；空气经离心压气机（1）压缩后进 入所述后置燃烧室进气通道（10），从燃烧室机匣（2）外环的燃料喷射孔（12）横向喷射气体 燃料进入燃烧室进气通道。
5、（10），气体燃料与流经环形多孔介质头部（4）的空气预混后进入 燃烧空间（11），经安装在火焰筒的点火孔（23）上的点火装置点火后，在环形多孔介质头部 （4）表面形成表面火焰；火焰筒壁（3）上开有两排孔，分别为主燃孔（13）和掺混孔（14），用 于燃烧室空气进气分级，流经主燃孔的空气参与组织燃烧，流经掺混孔的空气与燃烧后的 高温燃气混合，保证燃烧室出口燃气温度分布符合涡轮（7）性能要求；环形多孔介质头部 （4）出口到主燃孔（13）之间的区域为主燃区，主燃孔（13）到掺混孔（14）之间的区域为燃 烧区，掺混孔（14）到燃烧室出口处（6）之间的区域为掺混区；出口燃气在冲击发动机涡轮 （7）叶片做功。
6、后，经排气通道（9）排向大气。 2.根据权利要求1所述的一种环形多孔介质头部的超微涡喷发动机后置燃烧室，其特 征在于：所述燃烧室机匣（2）、火焰筒壁（3）和燃烧室出口处（6）的材料为氧化铝陶瓷，能够 耐高温防止被烧化。 3.根据权利要求1所述的一种环形多孔介质头部的超微涡喷发动机后置燃烧室，其 特征在于：所述燃烧室机匣（2）、火焰筒壁（3）和燃烧室出口处（6）三者各有两个安装耳环 （15），三者在安装耳环（15）处采用螺栓连接，并且连接时在各自的安装接触面，火焰筒壁安 装接触面（16）和燃烧室出口处安装接触面（22）涂抹高温胶，保证密封。 4.根据权利要求1所述的一种环形多孔介质头部的超微涡喷。
7、发动机后置燃烧室，其特 征在于：所述环形多孔介质头部（4）采用不锈钢金属粉末烧结而成。 5.根据权利要求1所述的一种环形多孔介质头部的超微涡喷发动机后置燃烧室， 其特征在于：所述进入燃烧室进气通道（10）的空气量与气体燃料量之间的油气比范围 0.010.1。 6.根据权利要求1所述的一种环形多孔介质头部的超微涡喷发动机后置燃烧室，其特 征在于：在所述环形多孔介质头部（4）出口附近，空气与气体燃料的当量比范围1.21.8， 保证头部富油燃烧，主燃区空气与气体燃料的当量比范围0.81.1，保证主燃区高效稳定燃 烧，主燃区的空气量是流经环形多孔介质头部（4）的空气量与流经主燃孔（13）的空气量一 半。
8、之和；燃烧区空气与气体燃料的当量比范围0.60.8，保证补燃的需要，燃烧区的空气量 是流经环形多孔介质头部（4）的空气量与流经主燃孔（13）的空气量之和；掺混区空气与气 体燃料的当量比范围0.20.6，保证燃烧室出口处（6）燃气温度满足燃烧室性能要求，掺混 区的空气量是流经环形多孔介质头部（4）的空气量、流经主燃孔（13）的空气量及流经掺混 孔（14）的空气量之和。 权 利 要 求 书CN 102878579 A 2/2页 3 7.根据权利要求1所述的一种环形多孔介质头部的超微涡喷发动机后置燃烧室，其特 征在于：流经所述环形多孔介质头部（4）的空气量占进入燃烧室进气通道（10）的空气量的 10。
9、%30%；流经主燃孔（13）的空气量占进入燃烧室进气通道（10）的空气量的10%30%；流经 掺混孔（14）的空气量占进入燃烧室进气通道（10）的空气量的40%70%。 8.根据权利要求1所述的一种环形多孔介质头部的超微涡喷发动机后置燃烧室，其特 征在于：所述环形多孔介质头部长度（8）与火焰筒壁长度（17）之间的比例为0.10.3；主 燃区长度（18）与火焰筒壁长度（17）之间的比例为0.150.3；燃烧区长度（19）与火焰筒壁 长度（17）之间的比例为0.150.35；掺混区长度（20）与火焰筒壁长度（17）之间的比例为 0.30.5。 9.根据权利要求1所述的一种环形多孔介质头部的超微涡喷。
10、发动机后置燃烧室，其特 征在于：所述主燃孔（13）开孔个数为26个。 10.根据权利要求1所述的一种环形多孔介质头部的超微涡喷发动机后置燃烧室，其 特征在于：所述掺混孔（14）开孔个数为610个。 权 利 要 求 书CN 102878579 A 1/4页 4 一种环形多孔介质头部的超微涡喷发动机后置燃烧室 技术领域 0001 本发明涉及一种燃气轮机燃烧室，特别涉及一种超微涡喷发动机的燃烧室。 背景技术 0002 随着MEMS技术的发展，实现超微涡喷发动机的研制成为可能，这种动力装置具有 体积小、质量轻、功率密度高的特点，在微型飞行器上将大有应用前景。 0003 微型飞行器在军事和民用方面的应用。
11、前景，已经日益引起人们的关注。在军事方 面，微型飞行器可以装备到排一级士兵，进行低空军事侦察、监视、战场损伤评估等；作为反 辐射和微型攻击武器，摧毁敌方雷达等电子设施以及携带微型战斗部进行攻击；用于目标 搜索和通信中继；进行生化探测，并标定危险区域等。在民用方面，微型飞行器可以用于交 通监控、边境巡逻、森林及野生动植物勘测、航空摄影、输电线路检查、环境监测、气象监测、 森林防火监测等。 0004 动力系统是微型飞行器的关键设备，在极小的体积内储存大量能量，为微型飞行 器提供驱动力。目前已有的微型飞行器，其动力部分占整个装置重量的大部分，成为微型飞 行器小型化的制约因素。化学电池系统简单、可靠，。
12、是目前微型飞行器上应用最多的能源。 但是化学电池能量密度和功率密度低，采用化学电池作为能源的微型飞行器普遍存在航程 和续航时间短、飞行机动性差的问题。而超微涡喷发动机是基于燃料燃烧的微型动力装置， 此类动力装置具有高功率密度和高能量密度的特点，将弥补化学电池的不足。 0005 超微涡喷发动机燃烧室是超微涡喷发动机的重要部件，相对常规燃烧室而言，超 微涡喷发动机燃烧室热量损失高，燃气停留时间短，这将导致燃烧室燃烧效率低、火焰稳定 性较差。根据掌握的公开文献来看，目前正在研制的超微涡喷发动机燃烧室设计没有较好 地解决这些问题。因此，必须根据微尺度燃烧的特点，设计一种能够相对高效稳定燃烧并且 加工方。
13、便的超微涡喷发动机燃烧室，这正是本发明所解决的技术问题。 发明内容 0006 本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种超微涡喷发动机燃 烧室，对超微涡喷发动机燃烧室的气流分配和结构进行全新设计，最大程度的适应微尺度 燃烧的特点与优势，提高燃烧室的燃烧效率和火焰稳定性，并且便于加工。 0007 本发明解决其技术问题所采用的技术方案：一种环形多孔介质头部的超微涡喷发 动机后置燃烧室，采用气体燃料，在微尺度空间内组织燃烧，其特征在于：将燃烧室置于发 动机后部，采用环形回流结构，燃烧室主要由燃烧室机匣、火焰筒壁、燃烧室出口处和环形 多孔介质头部构成；燃烧室机匣、火焰筒壁和燃烧室出口处采用。
14、氧化铝陶瓷材料烧结而成， 它们之间的静态位置如图1所示；燃烧室机匣结构如图2所示，包含外环和内环两部分，燃 烧室机匣内环包含的空间是排气通道；放置于燃烧室机匣的内环和外环之间的是火焰筒 壁，结构如图3所示，火焰筒壁和燃烧室机匣的外环之间是进气通道，火焰筒壁和燃烧室机 匣的内环之间是燃烧空间；在燃烧室机匣和火焰筒壁一侧的是燃烧室出口处，结构如图4 说 明 书CN 102878579 A 2/4页 5 所示，燃烧室机匣、火焰筒壁和燃烧室出口处三者各有两个安装耳环，三者在安装耳环处采 用螺栓连接，并且连接时在各自的安装环边和涂抹高温胶，保证密封；环形多孔介质头部置 于火焰筒壁和燃烧室机匣内环之间的另。
15、外一侧，用火焰筒壁的小凸台和定位卡环定位；空 气经离心压气机压缩后进入本燃烧室的进气通道，从燃料喷射孔横向喷射气体燃料进入燃 烧室进气通道，气体燃料与流经环形多孔介质头部的空气预混后进入燃烧空间，经安装在 火焰筒的点火孔上的点火装置点火后在环形多孔介质头部表面形成表面火焰；火焰筒壁上 开有两排孔，分别为主燃孔和掺混孔，用于燃烧室空气进气分级，流经主燃孔的空气参与组 织燃烧，流经掺混孔的空气与燃烧后的高温燃气混合，保证燃烧室出口燃气温度分布符合 涡轮性能要求；环形多孔介质头部出口到主燃孔之间的区域为主燃区，主燃孔到掺混孔之 间的区域为燃烧区，掺混孔到燃烧室出口处之间的区域为掺混区；出口燃气在冲击。
16、发动机 涡轮叶片作功后，经排气通道排向大气。 0008 所述燃烧室机匣、火焰筒壁和燃烧室出口处利用模具烧结氧化铝陶瓷加工而成， 可以耐高温防止被烧化，从而燃烧室设计可以不用单独考虑冷却问题。环形多孔介质头部 是由不锈钢金属粉末烧结而成，可以在专业的公司订做。 0009 所述燃烧室进入燃烧室进气通道的空气量与气体燃料量之间的油气比范围 0.010.1。 0010 所述燃烧室在环形多孔介质头部出口附近，空气与气体燃料的当量比范围 1.21.8，保证头部富油燃烧；主燃区空气与气体燃料的当量比范围0.81.1，保证主燃区 高效稳定燃烧，主燃区的空气量是流经环形多孔介质头部的空气量与流经主燃孔的空气流 。
17、量一半之和；燃烧区油气当量比范围0.60.8，保证补燃的需要，燃烧区的空气量是流经环 形多孔介质头部的空气量与流经主燃孔的空气量之和；掺混区油气当量比范围0.20.6， 保证燃烧室出口处燃气温度满足燃烧室性能要求，掺混区的空气量是流经环形多孔介质头 部的空气量、流经主燃孔的空气量及流经掺混孔的空气量之和。 0011 所述燃烧室流经环形多孔介质头部的空气量占进入燃烧室进气通道的空气量的 10%30%；流经主燃孔的空气量占进入燃烧室进气通道的空气量的10%30%；流经掺混孔的 空气量占进入燃烧室的进气通道空气量的40%70%。 0012 所述燃烧室环形多孔介质头部长度与火焰筒壁长度之间的比例为0.。
18、10.3；主燃 区长度与火焰筒壁长度之间的比例为0.150.3；燃烧区长度与火焰筒壁长度之间的比例 为0.150.35；掺混区长度与火焰筒壁长度之间的比例为0.30.5。 0013 所述燃烧室主燃孔开孔个数为26个；掺混孔开孔个数为610个。 0014 本发明的工作原理：燃烧室采用分区燃烧，空气分别从从环形多孔介质头部、主燃 孔和掺混孔进入燃烧空间。气体燃料通过燃烧室机匣外环燃料喷射孔喷射进入燃烧室进气 通道，空气和气体燃料在燃烧室进气通道及环形多孔介质头部里充分预混，以备燃烧。点火 成功后，预混气在燃烧室进气通道及环形多孔介质头部里还可以被预热。头部出口附近的 油气比设计成富油燃烧，保证可靠。
19、稳定地点火；主燃区的油气比设计应保证气体燃料与空 气高效稳定燃烧；燃烧区的油气比设计应保证气体燃料与空气充分完全地燃烧。掺混区的 设计油气比应使燃烧室出口温度满足涡轮进口要求。同时，主燃区、燃烧区长度必须保证燃 气有足够的驻留时间，确保完全燃烧，但驻留时间又不能太长，以减少燃烧室的长度从而减 轻燃烧室重量。掺混区的长度和掺混孔设计则主要是要保证掺混孔射流与上游燃气充分掺 说 明 书CN 102878579 A 3/4页 6 混，不至出现明显热斑，燃烧室出口温度分布满足涡轮进口要求。 0015 本发明与现有技术相比具有的优点如下： 0016 （1）本发明的燃烧室采用气体燃料，与液体燃料相比，这减。
20、少了雾化和蒸发时间， 有利于克服超微涡喷发动机燃烧室停留时间短的不足，从而提高燃烧效率。 0017 （2）本发明采用环形回流结构，在进气通道对气体燃料和空气进行预混和预热，并 且在火焰筒进气端面采用环形多孔介质头部，改变通常的局部喷入可燃气方式，为预混气 经过环形多孔介质头部均匀进气，极大增强对预混气的预热。这些措施使得未燃预混气被 预热的同时也减少了超微燃烧室的热损失，从而有利于提高燃烧稳定性和燃烧效率。 0018 （3）本发明的燃烧室优化了燃烧室各区域的空气气量分配，使气体燃料在燃烧室 内高效稳定燃烧，同时具有良好的点火与熄火性能。 0019 （4）本发明采用燃烧室后置的结构，与燃烧室内置。
21、结构相比，这种结构有利于减小 径向尺寸，应用在超微涡喷发动机和微型飞行器上时，有利于减小迎风面积从而降低飞行 阻力；这种结构将燃烧室独立出来加工，不但可以降低燃烧室本身加工难度，而且有利于降 低超微涡喷发动机其它部件的加工难度，例如采用硅片刻蚀工艺加工超微涡喷发动机其它 部件时，可望减少硅片层数；可以安装拆卸，便于维护，应用方式灵活；在控制超微涡喷发 动机重量的前提下，更易于增加燃烧室的长度，有利于解决燃烧室停留时间短的问题。 0020 （5）本发明的燃烧室主体（燃烧室机匣、火焰筒壁和燃烧室出口处）材料为氧化铝 陶瓷，可以耐高温防止被烧化，从而燃烧室设计可以不用单独考虑冷却问题。 附图说明 0。
22、021 图1为本发明的燃烧室结构示意图； 0022 图2a为本发明的燃烧室机匣结构右视图； 0023 图2b为本发明的燃烧室机匣结构剖视图； 0024 图2c为本发明的燃烧室机匣结构俯视图； 0025 图3a为本发明的火焰筒壁结构剖视图； 0026 图3b为本发明图3a中的A-A面剖视图； 0027 图4a为本发明的燃烧室出口处结构主视图； 0028 图4b为本发明图4a中A-A面剖视图； 0029 图中：1离心压气机示意，2燃烧室机匣，3火焰筒壁，4环形多孔介质头部，5定位 卡环，6燃烧室出口处，7涡轮，8环形多孔介质头部长度，9排气通道，10进气通道，11燃烧 空间，12燃料喷射孔，13主。
23、燃孔，14掺混孔，15安装耳环，16火焰筒壁安装接触面，17火焰 筒壁长度，18主燃区长度，19燃烧区长度，20掺混区长度，21小凸台，22燃烧室出口处安装 接触面，23点火孔。 具体实施方式 0030 下面结合附图及具体实施方式详细介绍本发明。 0031 如图1所示，本发明实施例的环形多孔介质头部的超微涡喷发动机燃烧室，采用 乙炔作为气体燃料，由燃烧室机匣2、火焰筒壁3、燃烧室出口处6和环形多孔介质头部4构 成，燃烧室机匣2,、火焰筒壁3和燃烧室出口处6采用氧化铝陶瓷材料烧结而成。 说 明 书CN 102878579 A 4/4页 7 0032 如图2a，图2b、图2c所示，燃烧室机匣2包含。
24、外环和内环两部分，燃烧室机匣2内 环包含的空间是排气通道9；放置于燃烧室机匣2的内环和外环之间的是火焰筒壁3，结构 如图3a,图3b,所示，火焰筒壁3和燃烧室机匣2的外环之间是进气通道10，火焰筒壁3和 燃烧室机匣2的内环之间是燃烧空间11；在燃烧室机匣2和火焰筒壁3一侧的是燃烧室出 口处6，结构如图4a，图4b所示，燃烧室机匣2、火焰筒壁3和燃烧室出口处6三者各有两 个安装耳环15，三者在安装耳环15处采用螺栓连接，并且连接时在各自的安装接触面，火 焰筒壁安装接触面16和燃烧室出口处安装接触面22涂抹高温胶，保证密封；环形多孔介质 头部4置于火焰筒壁3和燃烧室机匣2内环之间的另外一侧，用火焰。
25、筒壁3的小凸台21和 定位卡环5定位；空气经离心压气机1压缩后进入本燃烧室的进气通道10，从燃烧室机匣 2外环的燃料喷射孔12横向喷射乙炔气进入燃烧室进气通道10，乙炔气与流经环形多孔介 质头部的空气预混后进入燃烧空间11，经安装在火焰筒的点火孔23上的点火装置点火后， 在环形多孔介质头部4表面形成表面火焰；火焰筒壁3上开有两排孔，分别为主燃孔13和 掺混孔14，用于燃烧室空气进气分级，流经主燃孔的空气参与组织燃烧以实现混合气在主 燃区的高效燃烧，流经掺混孔的空气与燃烧后的高温燃气混合，主要是保证燃烧室出口燃 气温度分布符合涡轮7性能要求；出口燃气在冲击发动机涡轮7叶片做功后，经排气通道9 排。
26、向大气。 0033 火焰筒壁3和燃烧室出口处6的材料采用氧化铝陶瓷，可以耐高温防止被烧化；燃 烧室机匣2的材料也采用氧化铝陶瓷；环形多孔介质头部4采用不锈钢金属粉末烧结而成。 0034 进入燃烧室进气通道的空气量为0.52g/s，乙炔气量为0.010.05g/s，在环形多 孔介质头部4出口附近，空气与乙炔气的当量比设计为1.31.7，保证可靠稳定点火；主燃 区空气与乙炔气的当量比设计为0.81，保证混合气高效稳定地燃烧；燃烧区空气与乙炔 气的当量比设计为0.50.8，保证混合气充分完全地燃烧；掺混区空气与乙炔气的当量比 设计为0.20.5，以保证燃烧后的高温燃气掺混和散热之后在燃烧室出口处的温。
27、度也能达 到11001700K，以满足涡轮7进口要求。 0035 环形多孔介质头部长度8设计成38mm；考虑到燃气要有足够的驻留时间，确保完 全燃烧，但驻留时间又不能太长，以减少燃烧室的长度从而减轻燃烧室重量，主燃区长度18 和燃烧区长度19分别设计为37mm和59mm；掺混区长度20设计为612mm，以保证掺混孔 射流与上游燃气充分掺混，不至出现明显热斑；因此，考虑装配需要后，火焰筒壁长度17为 2030mm。主燃孔13开孔个数设计为35个，开孔直径12mm，以满足组织主燃区内高效稳 定燃烧的需要；掺混孔14开孔个数设计为812个，开孔直径12mm，保证充分掺混使燃烧 室出口温度分布满足涡轮。
28、进口要求。 0036 本实施例的环形多孔介质头部的超微涡喷发动机燃烧室，可以具有较高的燃烧效 率和燃烧稳定性，具有良好的点火与熄火性能；无冷却设计，加工难度较低，可以安装拆卸， 便于维护。 0037 本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。 0038 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。 说 明 书CN 102878579 A 1/3页 8 图1 图2a 图2b 图2c 说 明 书 附 图CN 102878579 A 2/3页 9 图3a 图3b 说 明 书 附 图CN 102878579 A 3/3页 10 图4a 图4b 说 明 书 附 图CN 102878579 A 10 。