供油點火裝置由供油系統、輸油圈、加力燃油噴嘴組成。航空發動機的加力燃燒室由擴壓器、火焰穩定器、輸油圈及燃油噴嘴、點火裝置、加力燃燒室殼體等部分組成。在雙涵道發動機中還包括混合器。
基本介紹
- 中文名：供油點火裝置
- 學科：航空工程
- 領域：部件設計
- 套用：航空發動機
簡介,供油系統,輸油圈,加力燃油噴嘴,
簡介
航空發動機的加力燃燒室由擴壓器、火焰穩定器、輸油圈及燃油噴嘴、點火裝置、加力燃燒室殼體等部分組成。在雙涵道發動機中還包括混合器。加力燃燒室的供油點火裝置由供油系統、輸油圈、加力燃油噴嘴組成。
供油系統
加力燃燒室的燃油管道及噴射裝置應與火焰穩定器相適應，通常有如下三種安排方式：
（1）燃油經穿過加力燃燒室殼體的燃油總管，進入處在燃氣流中並與環形穩定器同心安裝的環形輸油管，從環形輸油管上周向均布的噴嘴逆燃氣流方向噴出。環形輸油管位於環形穩定器之前，如WP7發動機加力燃燒室的燃油管道和噴射裝置就是這種方式。有些發動機的環形輸油管置於環形穩定器的V形槽內、以減小氣流的流動損失。
這種安排方式不存在由於燃油從管道連線處滲漏而引起火災的問題。但應防止滲漏出來的燃油燃燒後造成零件局部過熱而變形損壞的情況。
（2）燃油總管穿過擴壓器外殼，經整流支板內腔引入內錐體內，並與位於錐體內的輸油圈相聯接。燃油經輸油圈上的噴嘴向燃氣流中噴出。WP6發動機加力燃燒室的燃油管安排就
屬這種方式。應該注意滲漏出來的燃油在內錐體內燃燒後，造成內錐體局部過熱而變形損壞的問題。
（3）環形的燃油管配置在加力燃燒室殼體外壁，並與沿周向均布的燃油分管相聯接。這些燃油分管分別穿過加力燃燒室殼體。燃油經燃油分管上的噴嘴或噴油桿向加力燃燒室噴出。
燃油管穿過殼體的安裝連線處應防止燃氣逸漏，保證密封，受熱後殼體、油管之間應容許偏擺，使熱變形協調。可採用球形座的結構。
輸油圈
J57-F13發動機加力燃燒室的供油系統由裝在殼體外的環形燃油總管、24根燃油分管和24根噴油桿組成。燃油總管和分管借支架彈性地固定在擴壓器外殼上，在受熱時能自由變形。24根噴油桿沿畫周均勻分布，徑向插入擴壓器擴散通道內。噴油桿外端用螺栓固定在擴壓器外殼上的安裝座內。
WP7甲發動機加力燃燒室的供油為分圈分壓式供油，有四道輸油圈，由前向後（順氣流方向）分別是內圈副油路I、外圈副油路II、內圈主油路III、外圈主油路IV。內圈有20對輸油桿，外圈有25對輸油桿。WP7發動機的小加力狀態到全加力是無級調節。為了滿足不同加力狀態供應燃油的要求，分圈分壓式供油分別有內圈副油路I供油，主、副油路內圈(I，III)供油，主、副油路內、外圈同時供油等供油方式，保證噴油的質量。
分圈供油是根據油門桿位置:小加力至分圈轉換點為主、副油路內圈（I和III）供油，分圈轉換點以上至全加力主、副油路內、外圈（I~IV）同時供油。分壓供油是根據供油壓力：當加力泵後油壓小於0.98 MPa時，副油路供油，主油路關閉；加力泵後油壓大於0.98 MPa時，主、副油路同時供油。
加力燃油噴嘴
加力燃燒室通常用離心式噴嘴和射流噴嘴來噴油。
工作噴嘴和起動噴嘴常採用單油路離心式噴嘴。噴嘴的數目和配置根據加力燃燒室的供油量和穩定器的形式、位置而確定。通常採用雙排或多排噴嘴供油。噴嘴沿畫周均勻排列，應有足夠的數量。噴油方向常取逆氣流或與氣流傾斜一個角度。在調節範圍較大，長時間連續工作的加力燃燒室上，常採用兩組工作噴嘴。在最大加力狀態，兩組噴嘴都工作;在小加力狀態，其中一組噴嘴不供油。
J57-F13發動機加力燃燒室採用噴油桿射流式噴嘴供油。桿的內孔是等直徑的，內端有一螺塞，以備分解時擰開螺塞，清洗內孔。噴油桿壁較厚，並向固定端逐漸加粗，呈錐形。剛性較好。噴油桿兩側交錯地鑽有8個0.75mm孔徑的射流噴油孔，噴油方向與氣流垂直。
