CN100552200C - 旋转喷射器 - Google Patents

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CN100552200C CNB2007101624642A CN200710162464A CN100552200C CN 100552200 C CN100552200 C CN 100552200C CN B2007101624642 A CNB2007101624642 A CN B2007101624642A CN 200710162464 A CN200710162464 A CN 200710162464A CN 100552200 C CN100552200 C CN 100552200C
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Abstract

径向延伸臂(48)在流经的第一流体(30)流内旋转。臂(48)包括多个凸面(52)，这些凸面位于离旋转轴线(50)不同径向距离处。位于各凸面(52)上的口(58)与第二流体(22)供给源操作连接，该第二流体从旋转臂(48)喷溅至流经凸面(52)的第一流体(30)流中，并因此雾化。在另一实施例中，1)臂(30)包括凸面(52)，该凸面成阶梯形进入后缘(56)，且用于喷射第二流体(22)的口(58)位于凸面(52)上；2)凸面(52)包括槽(96)，该槽(96)位于口(58)和相关竖板表面(88)之间，该竖板表面成阶梯形进入后缘(56)；以及3)臂(48)包括在后缘(56)中的口(58)，第二流体(22)从该口喷射，且槽(96)从口(58)沿径向增大方向位于后缘(56、98)上。

Description

旋转喷射器
美国政府在有限情况下对本发明和权利有付费特权，本专利所有人需要以合理的条款特许其它人，如美国海军签订的合同No.Noo421-99-C-1390的条款所述。
技术领域
本发明涉及一种旋转喷射器。
背景技术
国际申请PCT/US00/06393公开了一种火箭发动机的旋转喷射装置。该火箭发动机包含用以将相应的燃料和氧化剂推进剂组分喷入第一燃烧室的第一和第二旋转喷嘴，并且从第一燃烧室出来的排放流驱动用以使旋转喷嘴旋转的涡轮。第一燃烧室里的混合物优选地富含燃料从而降低相关的燃烧温度，以及在第二燃烧室里该富含燃料的排放流与由第三旋转喷嘴喷入的辅助氧化剂混合，从而形成适于推进的高温排放流。旋转喷嘴附设有环形压力挡料圈以将低压推进剂供给源与对应的燃烧室的相对高压分隔开。一部分从第一燃烧室出来的富含燃料的排放流流向围绕燃烧室的环形通道以向第二燃烧室的表面提供出流冷却。
发明内容
本发明的目的是提供改进的旋转喷射器。
在本发明的第一方面，提供一种旋转喷射器，该旋转喷射器包括：a.至少一个臂，该臂用于绕旋转轴线旋转，其中，所述至少一个臂相对于所述旋转轴线沿径向方向延伸，所述至少一个臂用于在第一流体流中旋转，该第一流体流用于流经所述至少一个臂，且至少一个所述臂包括多个凸面，其中，所述多个凸面用于使所述第一流体流流经所述多个凸面，且所述多个凸面中的至少两个位于离所述旋转轴线不同径向距离处；以及b.位于所述多个凸面中的每一个上的至少一个口，其中，所述至少一个口通过相关流体通道与第二流体供给源操作连接。
如上所述旋转喷射器，其中：所述至少一个臂用于绕所述旋转轴线自由旋转。
如上所述旋转喷射器，其中：所述至少一个臂用于环绕所述旋转轴线而驱动。
如上所述旋转喷射器，其中：所述第一流体包括气体氧化剂，所述第二流体包括液体燃料。
如上所述旋转喷射器，其中：所述多个凸面中的至少一个形成在所述至少一个臂中的阶梯表面。
如上所述旋转喷射器，其中：至少一个所述阶梯相对于旋转方向位于所述臂的后缘。
如上所述旋转喷射器，还包括：旋转流体捕集器，该旋转流体捕集器位于所述第二流体的所述供给源和所述至少一个口之间。
如上所述旋转喷射器，其中：所述相关流体通道包括多个相关流体通道，这些流体通道使得至少两个所述口与集管操作连接；且所述口中的至少两个位于所述至少一个所述臂的不同的所述凸面上。
如上所述旋转喷射器，其中：至少一个臂包括相对于旋转方向具有前缘和后缘的流体动力学型面。
在本发明的第二方面，提供了一种将第一流体喷射至第二流体内的方法，包括：
a.将第一流体供给多个口，其中，所述多个口位于相应的多个凸面上，且所述多个凸面中的至少两个位于离旋转轴线不同径向距离处；
b.使得第二流体流经各所述多个凸面；
c.使所述多个口和所述相应多个凸面绕所述旋转轴线旋转，从而使得所述第一流体从所述多个第一口喷射至所述第二流体内；以及
d.通过响应所述第一流体与在所述多个第一口外部的所述第二流体的相互作用，使得所述第一流体雾化，以便产生雾化的第一流体。
如上所述方法，还包括：利用旋转的流体捕集器而使得所述第一流体供给源的第一压力与所述第一流体在所述多个口的至少一个处的第二压力隔离。
如上所述方法，其中：所述流体捕集器与所述多个口和所述相应多个凸面同步地绕所述旋转轴线旋转。
如上所述方法，其中：响应所述臂与所述第二流体的相互作用而进行使所述多个口和所述相应多个凸面旋转的操作。
如上所述方法，还包括：使所述雾化的第一流体与所述第二流体混合，并燃烧所形成的混合物。
附图说明
在附图中：
图1表示了涡轮发动机的局部剖视图，该涡轮发动机包括在它的加力燃烧室中的涡轮驱动旋转喷射器；
图2a表示了操作的旋转喷射器的局部剖视图，其中，该喷射器中的流体流已阻流；
图2b表示了操作的旋转喷射器的局部剖视图，其中，该喷射器中的流体流未阻流；
图3表示了操作的旋转喷射器的局部剖视图，该旋转喷射器包括旋转的流体捕集器(fluid trap)；
图4表示了操作的旋转喷射器的第一局部剖视图，该旋转喷射器包括喷射器口和相关凸面(land)的第一实施例；
图5表示了操作的旋转喷射器的第二局部剖视图，该旋转喷射器包括喷射器口和相关凸面的第一实施例；
图6表示了操作的旋转喷射器的局部剖视图，该旋转喷射器包括喷射器口和相关凸面的第二实施例；
图7表示了操作的旋转喷射器的局部剖视图，该旋转喷射器包括喷射器口和相关凸面的第三实施例；
图8表示了操作的旋转喷射器的局部剖视图，该旋转喷射器包括在臂的后边缘处的喷射器口和相关槽；
图9表示了旋转喷射器的轴测图；
图10表示了图9中所示的旋转喷射器的边视图；
图11a表示了图10中所示的旋转喷射器的臂的剖视图，表示了燃料分配系统的第一实施例；
图11b表示了在图10所示的旋转喷射器的臂中的燃料分配系统的第二实施例；
图12表示了包括旋转喷射器的涡轮发动机部分的局部轴测图；
图13表示了图12中所示的涡轮发动机部分的局部端视图；
图14a和14b表示了涡轮发动机一部分的剖视图，该涡轮发动机部分包括在涡轮发动机的加力燃烧室中的自由轮旋转喷射器；以及
图15表示了旋转喷射器的可选实施例的剖视图。
具体实施方式
参考图1，根据本发明实施例，旋转喷射器10表示为处于涡轮发动机12中。涡轮发动机12包括压气机14，该压气机14与由相关涡轮18驱动的空心轴组件16操作连接。与空心轴组件16操作连接的甩油盘20将第一部分液体燃料22.1喷射至位于压气机14和涡轮18之间的燃烧室24内。例如，甩油盘20可以根据美国专利No.4870825所述而构成，该文献被本文参引。压气机14将第一部分空气26.1泵送至燃烧室24内，该第一部分空气在燃烧室中与由甩油盘20溅射的液体燃料22混合，以便形成可燃混合物，该可燃混合物首先通过点火器28来点火，然后在燃烧室24内燃烧，从而产生排气30，该排气30流过涡轮18并驱动该涡轮18。压气机14将第二部分空气26.2泵送通过周围的环形通路32，该环形通路32从旁路绕过燃烧室24。然后，第二部分空气26.2与排气30以及由旋转喷射器10喷射的第二部分液体燃料22.2混合，然后，所形成的混合物可以在涡轮发动机12的加力燃烧室36中进行燃烧之前(例如在涡轮发动机12的扩压器34部分中)进行增压。
空心轴组件16通过轴承38而与中心轴40旋转连接，该中心轴40包括用于分别向甩油盘20和旋转喷射器10提供液体燃料的各流体通道42，如后面更详细所述。各流体通道42与相关控制阀44操作连接，该控制阀44控制来自液体燃料供给源46的液体燃料22流量，该液体燃料供给源44可以包括所需的相关泵，以便在足够压力下提供足够供给量的液体燃料22。
旋转喷射器10包括至少一个径向延伸的臂48，该臂用于绕旋转轴线50(例如中心轴40和空心轴组件16)旋转。在图1所示的实施例中，旋转喷射器10用于在离开涡轮18的排气30流中旋转，该排气30流与来自旁路环形通路32的第二部分空气26.2混合。多个凸面52位于捕集器54，并朝着臂48的后缘向内成阶梯状。各凸面52包括至少一个与它相交的喷射器口58，该喷射器口58通过相关流体通道60而与在空心轴组件16内部的柱形槽62操作连接。位于各不同凸面52上的不同喷射器口58位于离旋转轴线50不同径向距离处，以便将由它们喷射的第二部分液体燃料22.2分配至已经与第二部分空气26.2混合的排气30流中，从而提高在加力燃烧室36中的混合和燃烧。
参考图2a，在中心轴40中的流体通道42分别与中心轴上的相关柱形槽64操作连接。在中心轴40上的柱形槽64与在空心轴组件16内部的相应柱形槽62对齐，且在它们之间布置有套筒66，该套筒66固定在中心轴40的外侧并在空心轴组件16内。套筒66包括多个孔68，这些孔68与中心轴40上的相关柱形槽64对齐。因此，通过相应控制阀44而从供给源进入流体通道42的液体燃料流向中心轴40上的相应柱形槽64，且该液体燃料流受到套筒66中的相应孔的阻流，因此使得在在柱形槽64中的加压液体燃料22从相应孔喷射至空心轴组件16内部的相应柱形槽62中。喷射的液体燃料70收集在旋转的柱形槽62中，且由于收集在旋转空心轴组件16内的液体燃料72的旋转产生的离心力使得收集在柱形槽62中的液体燃料72增压。为了充分收集燃料72，进入相关流体通道60内的液体燃料流可以在该处进行阻流，如图2a所示。否则，收集的液体燃料72在无阻流的情况下通过流体通道60排出，如图2b所示。
在相关旋转流体通道60中的液体燃料22受到离心加速度场的作用，该离心加速度场的大小随着离旋转轴线50的径向距离的平方而增大。该加速度场使得液体燃料22沿相关边界层流入流体通道60内，该边界层的厚度与相关加速度场的大小成反比。换句话说，与位于更远离流体通道60中心的流体(因此更靠近边界层)相比，更靠近流体通道60中心的液体燃料22受到更小阻力，并将更快地从流体通道60中排出。当旋转喷射器10以在正常工作状态下通常相对较高的转速旋转时，液体燃料22作为相对较薄的薄膜从凸面52上的喷射器口58离开流体通道60，该液体燃料响应相对较高的离心加速度力而从喷射器口58喷溅出来。当从喷射器口58离开时，喷溅的液体燃料与交叉的流体流(该流体流包括排气30流与第二部分空气26.2的混合物)相互作用，且喷溅的液体燃料74由于相对较高气动剪切力以及喷溅液体燃料74的表面拉伸力的作用而雾化。该结构用于在流体通道60端部无阻流地流动和通过喷射器口58，这用于提高雾化，且还因为流体通道60和喷射器口58进行自清洁(即当涡轮发动机12关闭时将快速清除其中的液体燃料22)而很有利，当为烃燃料时将帮助防止液体燃料22阻流在流体通道60或喷射器口58中。
参考图3，位于流体通道60中的旋转流体捕集器78用于使得喷射器口58处的压力与在流体通道60进口80处的压力隔离。在某些用途中，特别是当旋转喷射器10周围的压力相对较高时，优选是例如使得喷射器口58处的压力与流体通道60的进口80处的压力隔离，以便使得旋转喷射器10能够通过相对较低压力的供给源46供给，从而能够在其中使用更低压力的泵。
根据美国专利No.4870825所述(该文献被本文参引)，旋转流体捕集器78包括流体通道82，该流体通道82有沿长度流体连通的进口84和出口86，其中，流体通道82这样使用，即当旋转流体捕集器78旋转时，在流体通道82内的任意点处的离心加速度大于在进口84或出口86上任意点处的离心加速度。因此，当旋转流体通道82充满相对较高密度的介质例如液体燃料22时，当进口84和出口86之间没有压力差时它们的径向高度将相等，否则将根据压力差大小和旋转速度而有一定的不等量。因此，对于向出口86处的相对高压区域供给的、通向旋转流体捕集器78的进口的相对低压液体燃料22供给源，旋转流体捕集器78能够防止回流。
参考图4和5，在喷射器口58和相关凸面52的第一实施例中，凸面52和相邻竖板表面成阶梯状进入旋转喷射器10的臂48的后缘56。喷射器口58位于凸面52上离竖板表面88足够距离处，这样，从喷射器口58喷溅的液体燃料74在与交叉流体流76相互作用之前不会附在竖板表面88上，从而能够提高喷溅的液体燃料74的雾化。尽管交叉流体流76在一定程度上平行于臂48的侧面流动，且喷溅的流体燃料74可能由竖板表面88上游的臂48部分至少局部遮蔽有限的预定时间，不过臂48在交叉流体流76中旋转92，湍流在竖板表面88后面将削弱，还引起交叉流体流76相对于凸面52的周向流分量。当竖板表面88旋转经过喷溅液体燃料74最初喷射的位置时，喷溅的液体燃料74完全暴露于交叉流体流76中。
参考图6，在喷射器口58和相关凸面52的第二实施例中，凸面52和相邻竖板表面88成阶梯状进入旋转喷射器10的臂48的后缘56，且凸面还包括位于喷射器口58和竖板表面88之间的槽96。更具体地说，槽96在竖板表面88和喷射器口58之间延伸。通过臂48旋转，从喷射器口58离开的液体燃料22将需要增加势能以进入槽96内，因此，液体燃料22将由于该势能屏障而不能进入槽96中。因此，位于喷射器口58和竖板表面88之间的槽96将防止液体燃料22从离开喷射器口58时朝着竖板表面88运动，并从而使离开喷射器口58的液体燃料22雾化或者促进该雾化。
参考图7，第三实施例的喷射器口58和相关凸面为图6中所示的总体形状，其中，槽96位于凸面52上并在喷射器口58和竖板表面88之间，但是并不必须与它们紧密相邻。通常，在喷射器口58和臂48的后缘56之间的最小距离d由机械加工工差以及为了防止涡轮发动机12在工作过程中熄火而在后缘56中所需的热质量量来限定。
参考图8，在另一实施例中，喷射器口58通过臂48的后缘56延伸，因此，它在该处的型面相对于旋转轴线50倾斜。槽96位于后缘56上并在喷射器口58和后缘56的、从喷射器口58(相对于旋转轴线50)沿径向增大方向的部分98之间。
参考图9、10、11a和11b，旋转喷射器10.1的实施例包括多个臂48，各臂48包括三个凸面52，这三个凸面成阶梯形进入后缘56，且一个凸面52在它的顶端。臂48与盘100连接，该盘100用于绕旋转轴线50旋转。盘100提供有用于允许来自液体燃料供给源46的液体燃料22进入的口102。
参考图10，各臂48包括具有相对于旋转方向92的前缘106和后缘56的空气动力学型面104，且在盘100上定向成具有相对于交叉流体流76的一定攻角。在本文中使用的术语空气动力学型面的意思是在空气动力学上光滑表面的型面，因此，不规则部分足够小，以至于整个埋入相关层流底层中。而且，术语空气动力学型面是指没有不连续部分(例如凸面52、相关竖板表面58和/或槽96)的叶片型面，因为根据本发明需要对它进行变化，以便容纳相关喷射器口58。例如，在一个实施例中，涡轮驱动旋转喷射器10.1的臂48适于为空气动力学中性，即因此它们并不从交叉流体流76中吸取功，也不向交叉流体流76做功。换句话说，在该实施例中，臂48定向成相对于交叉流体流76具有可忽略的攻角。
参考图11a，特定臂48的各凸面包括喷射器口58，该喷射器口58通过相关流体通道60与集管108操作连接，该集管108与口102操作连接，并从该口102接收液体燃料22。各流体通道60与离盘100的旋转轴线基本公共径向距离的集管连接，这样，各流体通道60能够从集管108接收液体燃料22。在图11a的实施例中，这通过在基本公共位置处与集管108表面相交的流体通道60结构来实现，因此，在图11b的实施例中，通过在不同但基本均匀的径向位置处与集管表面110相交的流体通道结构来实现。
参考图12和13，旋转喷射器10.2表示为在涡轮发动机12的加力燃烧室36中将液体燃料22喷射至交叉流体流76中，该交叉流体流76包括排气30主流与空气26的旁路流112的混合物。排气30从由内部罩116和混合器118界定的第一环形通路114进行供给，且旁路流112由周围的环形通路32供给。旋转喷射器10.2包括臂48，该臂48有成阶梯状进入它的后缘56的两个凸面52以及在它的顶端54上的一个凸面52。对于使给定的液体燃料22(或者通常称为第一流体)在与空气26混合的排气30的交叉流体流76(或者通常称为第二流体)中雾化，喷射的液体燃料22的雾化处理和轨迹将取决于旋转喷射器10.2的旋转速度、喷射点离旋转轴线50的径向距离以及交叉流体流76的速度。图12和13表示了喷射液体燃料22相对于旋转喷射器10.2参考坐标系的轨迹120，而图13也表示了没有参考坐标系时的轨迹120′，其中，喷射的液体燃料22在从旋转喷射器10.2喷射之后继续沿大致旋转方向运行。与在更小径向距离处喷射时相比，在更大径向距离处喷射并因此有更大轮缘速度的液体燃料22通常雾化成更细，且它的轨迹可以相对于喷射点的切线有更大角度α。
在由旋转喷射器10喷射的射流中的液滴的沙得(Sauter)平均直径(SMD)是在交叉流中的流体密度、喷射的液体燃料22的密度、喷射器口58在凸面上的几何形状的函数，且特别是在凸面半径处的轮缘速度的函数。SMD与轮缘速度成反比，因此，当在给定转速下半径增大时，或者当在给定凸面半径下转速增加时，平均液滴直径将减小。旋转喷射器10能够通过增加转速或通过增加相关凸面52(相关喷射器口58位于该凸面52上)的半径而产生非常低SMD的液滴流。
应当知道，旋转喷射器10的喷射处理并不依赖于跨过喷射器口58的较高压力降。相反，将液体喷射至旁路和/或核心机管路的交叉流体流内的已知方法利用在喷射杆上的一系列压力雾化器，这通常依赖于跨过喷射孔的相对较高压力降。压力雾化器的雾化程度(或者喷射液滴的相关SMD)是喷射液体的粘性、密度和表面拉伸力、交叉流中的流体密度以及跨过喷射孔的压力降的函数，因此，喷射的液滴的SMD与压力降成反比。液体燃料的密度并不容易变化，因此，压力雾化器将需要非常高的压力降来提供较低的Sauter平均液滴直径，例如大约几十微米。这又需要相对较大的燃料泵，该燃料泵另外增加了相关发动机的重量、成本和复杂性。
参考图14a和14b，包含于涡轮发动机12后部中的自由轮旋转喷射器10.3用于将液体燃料22喷射至交叉流体流76中，该交叉流体流包括排气30主流和空气26的旁路流112的混合物。排气30流过由内部罩116和混合器118界定的第一环形通路114。如图14a中所示的直环形混合器118能够由叶形的、三角凸片形、扇形或任意类型的混合器来代替。旁路流112流过由涡轮发动机12的外壁122界定的周围环形通路32。旋转喷射器10.3包括盘126，该盘从两侧与一对轴128连接。轴128通过一对滚柱轴承132而与中心轴130旋转连接，且中心轴130从支柱134向后悬臂伸出，该支柱134与涡轮发动机12的外壁进行结构连接，并延伸穿过在内部罩116和外壁122之间和在涡轮发动机12的扩压器138一部分内的环形通路136，在扩压器138部分中，排气30在旋转喷射器10.3将液体燃料22喷入之前与空气26的旁路流112混合。
轴128的端部包括迷宫形密封表面140，该迷宫形密封表面140与相应的迷宫形密封壳体142配合。后壁衬套144与中心轴130在一端处操作连接，且中心轴130提供有中心压力通气孔146，该中心压力通气孔146在中心轴130的另一端通过相关导管148而与冷却空气150源操作连接。第一组流体通道152.1能够从中心压力通气孔146引导至在滚柱轴承132和迷宫形密封壳体142之间的空间154，以便使该空间156增压，从而防止排气30侵入其中。第三组流体通道152.3从中心压力通气孔146引导至后部压力通气孔158，以便增压后部压力通气孔158，并可以提供所需的后壁冷却。后壁衬套144可以使用冲击式或渗漏式冷却方案来冷却。
中心轴130上提供有第一160.1和第二160.2柱形槽，这些柱形槽与中心轴130中的各流体通道162操作连接，该流体通道162再通过各导管164.1、164.2而由液体燃料22源46进行供给。前侧和后侧滚柱轴承132分别通过从套筒167(该套筒167在一对滚柱轴承132之间包围中心轴130)中的各孔166.1、166.2将增压液体燃料22喷射至第一160.1和第二160.2柱形槽中而进行冷却。
中心轴130上还提供有六组柱形槽168.1、168.2、168.3、168.4、168.5和168.6，它们与在中心轴130中的各流体通道170操作连接，这些流体通道170由各导管174.1、174.2、174.3、174.4、174.5和174.6通过各控制阀172.1、172.2、172.3、172.4、172.5和172.6由液体燃料22源46进行供给。
与图2a和2b所示的实施例的操作类似，在中心轴130上的柱形槽168.1、168.2、168.3、168.4、168.5和168.6与在盘126的内孔177中的相应柱形槽176.1、176.2、176.3、176.4、176.5和176.6对齐。布置在中心轴130和盘126之间的套筒167包括多个孔178.1、178.2、178.3、178.4、178.5和178.6，这些孔与在中心轴130上的相应柱形槽168.1、168.2、168.3、168.4、168.5和168.6对齐。因此，通过相应控制阀172.1、172.2、172.3、172.4、172.5和172.6由供给源46进入流体通道170中的液体燃料22流向中心轴130上的相应柱形槽168.1、168.2、168.3、168.4、168.5和168.6，且该流体流受到套筒167中的相关孔178.1、178.2、178.3、178.4、178.5或178.6的阻流，因此使得在柱形槽168.1、168.2、168.3、168.4、168.5和168.6中的压力液体燃料22从相关孔178.1、178.2、178.3、178.4、178.5或178.6喷射至盘126的内孔177中的相应柱形槽176.1、176.2、176.3、176.4、176.5和176.6中。喷射的液体燃料22施加在旋转的柱形槽176.1、176.2、176.3、176.4、176.5和176.6中，且由于在旋转盘126中收集的液体燃料22的旋转产生的离心力使得在柱形槽176.1、176.2、176.3、176.4、176.5和176.6中收集的液体燃料22进行增压，这些柱形槽176.1、176.2、176.3、176.4、176.5和176.6通过相应流体通道180.1、180.2、180.3、180.4、180.5和180.6而与相应喷射器口182.1、182.2、182.3、182.4、182.5和182.6操作连接，这些喷射器口182.1、182.2、182.3、182.4、182.5和182.6位于在旋转喷射器10.3的各径向臂184的后缘和顶端上的、各顺序增加的径向距离处。为了使足够的液体燃料22施加在相应柱形槽176.1、176.2、176.3、176.4、176.5和176.6中，流入相关流体通道180.1、180.2、180.3、180.4、180.5和180.6中的流体流在该处进行阻流，如图2a所示，或者不进行阻流，如图2b所示。
在图14a中示意表示了流体通道180.1、180.2、180.3、180.4、180.5和180.6以及喷射器口182.1、182.2、182.3、182.4、182.5和182.6的结构。最外侧喷射器口182.6位于相应臂184的顶端54上的相应凸面52上，根据图4-8中详细表示的任意实施例，其余的喷射器口182.1、182.2、182.3、182.4和182.5位于相应臂184的后缘56上，即采用交界面，以便防止从喷射器口182.1、182.2、182.3、182.4或182.5流出的液体燃料流沿径向增大方向沿相应后缘56流动。而且，一个或多个流体通道180.1、180.2、180.3、180.4、180.5或180.6可以包括旋转流体捕集器78，例如如图3所示，或者在液体燃料22供给源46和一个或多个喷射器口182.1、182.2、182.3、182.4或182.5之间的流体通路中的别处。
臂184适于有流体动力学型面104，并定向成相对于交叉流体流76具有足够攻角，以便根据流过臂184的排气30以足够速度使旋转喷射器10.3旋转，从而喷射和雾化供给它的液体燃料22。
在工作时，离开涡轮发动机12的燃烧室和涡轮的排气30冲击旋转喷射器10.3的臂184，从而使得旋转喷射器10.3绕它的旋转轴线50旋转。来自供给源46的液体燃料22通过控制阀172.1、172.2、172.3、172.4、172.5和172.6、相关导管174.1、174.2、174.3、174.4、174.5和174.6以及相关流体通道170而供给在中心轴130外部的相应柱形槽168.1、168.2、168.3、168.4、168.5和168.6。液体燃料22从这些柱形槽通过套筒167中的相应孔178.1、178.2、178.3、178.4、178.5和178.6而喷射至旋转喷射器10.3的盘126的内孔177中，该套筒环绕中心轴130并与该中心轴130连接。喷射的液体燃料与柱形槽176.1、176.2、176.3、176.4、176.5和176.6一起旋转，并由于离心力捕获于这些柱形槽176.1、176.2、176.3、176.4、176.5和176.6中，从而不需要另外使柱形槽176.1、176.2、176.3、176.4、176.5和176.6彼此密封。液体燃料从柱形槽176.1、176.2、176.3、176.4、176.5和176.6流入旋转喷射器10.3的相应流体通道180.1、180.2、180.3、180.4、180.5和180.6中，在这些流体通道180.1、180.2、180.3、180.4、180.5和180.6中，液体燃料22加速，以便主要沿壁运行。然后，液体燃料22从在各相关径向距离处的相关喷射器口182.1、182.2、182.3、182.4、182.5和182.6喷射至交叉流体流76中，且相关轨迹116和雾化质量(例如相关液滴尺寸的精细度和分布情况)取决于喷射器口182.1、182.2、182.3、182.4、182.5和182.6的径向喷射点、旋转喷射器10.3的旋转速度以及交叉流体流76的速度。由旋转喷射器10.3喷射的液体燃料22与交叉流体流76的混合物在涡轮发动机12的加力燃烧室中燃烧。
参考图15，旋转喷射器10.4的可选实施例包括盘126，该盘从两侧与一对轴128连接，该对轴128通过一对滚柱轴承132而与中心轴130旋转连接，与图14a和14b所示实施例类似。轴128的端部包括迷宫形密封表面140，该迷宫形密封表面140与相应迷宫形密封壳体142配合。盘126的轮缘内部包括多个柱形槽188.1、188.2、188.3、188.4、188.5和188.6，这些柱形槽188.1、188.2、188.3、188.4、188.5和188.6通过相关流体通道190.1、190.2、190.3、190.4、190.5和190.6而与喷射器口192.1、192.2、192.3、192.4、192.5和192.6连接，该喷射器口192.1、192.2、192.3、192.4、192.5和192.6位于旋转喷射器10.3的各径向臂194的后缘56和顶端54上连续增加径向距离处。燃料分配器198包括多个孔196.1、196.2、196.3、196.4、196.5和196.6，这些孔分别与相应柱形槽188.1、188.2、188.3、188.4、188.5和188.6配合。燃料分配器198通过至少一个控制阀200而与液体燃料22供给源46操作连接，并用于将来自孔196.1、196.2、196.3、196.4、196.5和196.6的液体燃料22分配至盘126的轮缘186中的相应柱形槽188.1、188.2、188.3、188.4、188.5和188.6，再通过相关流体通道190.1、190.2、190.3、190.4、190.5和190.6而供给相应喷射器口192.1、192.2、192.3、192.4、192.5和192.6。燃料分配器198能够以各种方式来实施。例如，在图15所示的实施例中，燃料分配器198包括集管202，该集管例如包括至少一个管或柱形壳(该柱形壳例如相对于涡轮发动机12相对固定)，其中，液体燃料在孔196.1、196.2、196.3、196.4、196.5和196.6中的相对分配由各孔196.1、196.2、196.3、196.4、196.5和196.6的相对尺寸和位置来确定。也可选择，燃料分配器198的孔196.1、196.2、196.3、196.4、196.5和196.6可以通过单独的流体通道而独立地与各单独控制阀200连接，以便提供对各孔196.1、196.2、196.3、196.4、196.5和196.6的液体燃料相关流量的独立控制，如图14a和14b所示实施例的情况。
这里已经通过用于将液体燃料喷射至涡轮喷气发动机或涡轮风扇发动机的加力燃烧室中的几个实施例来表示了本发明。不过应当知道，这些实施例和该用途是用于举例说明目的，并不是为了限制。例如，本发明可以用于驱动或自由轮旋转喷射器，以便将燃料供给级间涡轮燃烧室中。而且，已经在包括旁路流的涡轮发动机的情况下表示了本发明，但是应当知道，本发明也可以在没有旁路流的情况下工作。而且，本发明可以用于将液体燃料直接从压气机叶片供给涡轮发动机的主燃烧室，从而不需要在主燃烧室中的单独甩油盘。旋转喷射器的臂可以是与相关盘操作连接的单独部件，或者可以与相关盘形成一体作为有叶片的盘，它在其它情况下称为叶片盘(blisk)。
而且，本发明并不局限于在气体交叉流体流中雾化液体。例如，本发明可以包含在用于将第一液体喷射至交叉流体流的旋转喷射器中(该交叉流体流包括普通流体例如液体)，用于使第一流体混合至该普通流体中。
尽管特定实施例已经在前述详细说明中详细介绍并在附图中进行了图示说明，但是本领域技术人员应当知道，根据说明书的总体教导，可以对这些细节进行各种变化和替换。因此，所述特定结构只是进行举例说明，而不是限制本发明的范围，本发明的范围将由附加权利要求和所有等效物来充分广义地给出。

Claims (14)

1.一种旋转喷射器，包括：
a.至少一个臂，该臂用于绕旋转轴线旋转，其中，所述至少一个臂相对于所述旋转轴线沿径向方向延伸，所述至少一个臂用于在第一流体流中旋转，该第一流体流用于流经所述至少一个臂，且至少一个所述臂包括多个凸面，其中，所述多个凸面用于使所述第一流体流流经所述多个凸面，且所述多个凸面中的至少两个位于离所述旋转轴线不同径向距离处；以及
b.位于所述多个凸面中的每一个上的至少一个口，其中，所述至少一个口通过相关流体通道与第二流体供给源操作连接。
2.根据权利要求1所述的旋转喷射器，其中：所述至少一个臂用于绕所述旋转轴线自由旋转。
3.根据权利要求1所述的旋转喷射器，其中：所述至少一个臂用于环绕所述旋转轴线而驱动。
4.根据权利要求1所述的旋转喷射器，其中：所述第一流体包括气体氧化剂，所述第二流体包括液体燃料。
5.根据权利要求1所述的旋转喷射器，其中：所述多个凸面中的至少一个形成在所述至少一个臂中的阶梯表面。
6.根据权利要求5所述的旋转喷射器，其中：至少一个所述阶梯相对于旋转方向位于所述臂的后缘。
7.根据权利要求1所述的旋转喷射器，还包括：旋转流体捕集器，该旋转流体捕集器位于所述第二流体的所述供给源和所述至少一个口之间。
8.根据权利要求1所述的旋转喷射器，其中：所述相关流体通道包括多个相关流体通道，这些流体通道使得至少两个所述口与集管操作连接；且所述口中的至少两个位于所述至少一个所述臂的不同的所述凸面上。
9.根据权利要求1所述的旋转喷射器，其中：至少一个臂包括相对于旋转方向具有前缘和后缘的流体动力学型面。
10.一种将第一流体喷射至第二流体内的方法，包括：
a.将第一流体供给多个口，其中，所述多个口位于相应的多个凸面上，且所述多个凸面中的至少两个位于离旋转轴线不同径向距离处；
b.使得第二流体流经各所述多个凸面；
c.使所述多个口和所述相应多个凸面绕所述旋转轴线旋转，从而使得所述第一流体从所述多个第一口喷射至所述第二流体内；以及
d.通过响应所述第一流体与在所述多个第一口外部的所述第二流体的相互作用，使得所述第一流体雾化，以便产生雾化的第一流体。
11.根据权利要求10所述的、将第一流体喷射至第二流体内的方法，还包括：利用旋转的流体捕集器而使得所述第一流体供给源的第一压力与所述第一流体在所述多个口的至少一个处的第二压力隔离。
12.根据权利要求11所述的、将第一流体喷射至第二流体内的方法，其中：所述流体捕集器与所述多个口和所述相应多个凸面同步地绕所述旋转轴线旋转。
13.根据权利要求10所述的、将第一流体喷射至第二流体内的方法，其中：响应所述臂与所述第二流体的相互作用而进行使所述多个口和所述相应多个凸面旋转的操作。
14.根据权利要求10所述的、将第一流体喷射至第二流体内的方法，还包括：使所述雾化的第一流体与所述第二流体混合，并燃烧所形成的混合物。
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Families Citing this family (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6988367B2 (en) * 2004-04-20 2006-01-24 Williams International Co. L.L.C. Gas turbine engine cooling system and method
CA2605391A1 (en) * 2005-04-25 2006-11-02 Williams International Co., L.L.C. Gas turbine engine cooling system and method
US7685824B2 (en) * 2005-09-09 2010-03-30 The Regents Of The University Of Michigan Rotary ramjet turbo-generator
US7568343B2 (en) * 2005-09-12 2009-08-04 Florida Turbine Technologies, Inc. Small gas turbine engine with multiple burn zones
US7685822B1 (en) 2005-11-09 2010-03-30 Florida Turbine Technologies, Inc. Rotary cup fuel injector
US7937946B1 (en) 2005-12-21 2011-05-10 Florida Turbine Technologies, Inc. Small gas turbine engine with lubricated bearings
US20070144180A1 (en) * 2005-12-22 2007-06-28 Honeywell International, Inc. Dual bayonet engagement and method of assembling a combustor liner in a gas turbine engine
US20080264035A1 (en) * 2007-04-25 2008-10-30 Ricciardo Mark J Coolant flow swirler for a rocket engine
NL2001069C2 (nl) * 2007-12-10 2009-06-11 Tdc Products B V Inspuitinrichting voor verbrandingsmotor.
US20090236442A1 (en) * 2007-12-10 2009-09-24 Tdc Products B.V. Injection device for an internal combustion engine
WO2009075572A2 (en) * 2007-12-10 2009-06-18 Tdc Products B.V. Injection device for an internal combustion engine
GB0724633D0 (en) * 2007-12-18 2008-01-30 Limpsfield Engineering Ltd Rotating gas distribution design
US8006500B1 (en) * 2008-01-29 2011-08-30 Florida Turbine Technologies, Inc. Swirl combustor with counter swirl fuel slinger
US9464527B2 (en) 2008-04-09 2016-10-11 Williams International Co., Llc Fuel-cooled bladed rotor of a gas turbine engine
WO2010008641A2 (en) * 2008-04-09 2010-01-21 Williams International Co., L.L.C. Gas turbine engine rotary injection system and method
WO2009126847A1 (en) * 2008-04-09 2009-10-15 Williams International Co., L.L.C. Gas turbine engine cooling system and method
WO2010096817A2 (en) 2009-02-23 2010-08-26 Williams International Co., L.L.C. Combustion system
KR101122062B1 (ko) * 2010-05-04 2012-03-14 국방과학연구소 가스터빈용 회전연료노즐
KR101204891B1 (ko) 2010-07-30 2012-11-26 삼성테크윈 주식회사 터보제트 엔진 및 터보팬 엔진
US10443851B2 (en) 2013-12-19 2019-10-15 United Technologies Corporation Self-pumping fuel injector for a gas turbine engine and method of operation
FR3037384B1 (fr) * 2015-06-11 2017-06-23 Turbomeca Module de chambre de combustion cvc de turbomachine comportant une prechambre de combustion
FR3050255B1 (fr) * 2016-04-13 2019-10-25 Safran Helicopter Engines Injecteurs ameliores pour chambre de combustion de turbine a gaz
RU174790U1 (ru) * 2017-03-06 2017-11-02 Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Устройство для распыливания топлива в камере сгорания газотурбинного двигателя
USD910717S1 (en) 2018-07-31 2021-02-16 Hotstart, Inc. Rotary atomizer
US20200041130A1 (en) 2018-07-31 2020-02-06 Hotstart, Inc. Combustor Systems

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US903657A (en) * 1905-12-19 1908-11-10 Carl Beckmann Explosion-turbine.
US1736799A (en) * 1927-12-05 1929-11-26 Emil J P Planert Humidifier
US1940758A (en) * 1929-11-29 1933-12-26 Metallgesellschaft Ag Process for burning phosphorus
US2177245A (en) * 1936-06-29 1939-10-24 Edwin L Dennis Rotary gas burner
US2479777A (en) * 1943-05-22 1949-08-23 Lockheed Aircraft Corp Fuel injection means for gas turbine power plants for aircraft
US2518881A (en) * 1947-06-25 1950-08-15 Daniel And Florence Guggenheim Fuel feeding and cooling construction for rotating combustion chambers
US2720750A (en) * 1947-11-04 1955-10-18 Helmut R Schelp Revolving fuel injection system for jet engines and gas turbines
US2508420A (en) * 1948-09-21 1950-05-23 Westinghouse Electric Corp Combustion apparatus
US2866313A (en) * 1950-04-14 1958-12-30 Power Jets Res & Dev Ltd Means for cooling turbine-blades by liquid jets
BE507258A (zh) * 1950-12-02
US2775864A (en) * 1951-04-10 1957-01-01 Gen Motors Corp Jet propulsion engine with afterburner
US2766071A (en) * 1954-03-11 1956-10-09 Defensor A G Apparatus for atomizing liquids
US2914912A (en) * 1955-10-24 1959-12-01 Gen Electric Combustion system for thermal powerplant
US2981066A (en) * 1956-04-12 1961-04-25 Elmer G Johnson Turbo machine
CH398182A (de) * 1962-11-14 1965-08-31 Saurer Ag Adolph Gasturbinenanlage
US3286473A (en) * 1963-06-26 1966-11-22 North American Aviation Inc Fixed injector and turbopump assembly
US3307359A (en) * 1963-06-26 1967-03-07 North American Aviation Inc Turbopump assembly
FR2155925B1 (zh) * 1971-10-15 1974-05-31 Bertin & Cie
US4769996A (en) * 1987-01-27 1988-09-13 Teledyne Industries, Inc. Fuel transfer system for multiple concentric shaft gas turbine engines
US4870825A (en) * 1988-06-09 1989-10-03 Williams International Corporation Rotary fuel injection system
US5224713A (en) * 1991-08-28 1993-07-06 General Electric Company Labyrinth seal with recirculating means for reducing or eliminating parasitic leakage through the seal
US5323602A (en) * 1993-05-06 1994-06-28 Williams International Corporation Fuel/air distribution and effusion cooling system for a turbine engine combustor burner
US5713327A (en) * 1997-01-03 1998-02-03 Tilton; Charles L. Liquid fuel injection device with pressure-swirl atomizers
IL164183A0 (en) * 1999-03-10 2005-12-18 Williams Int Co Llc A rotor system for a rocket engine

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Publication number Publication date
CN1795323A (zh) 2006-06-28
IL171935A0 (en) 2006-04-10
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