CN103486618B - 用于航空燃气涡轮发动机的旋流器 - Google Patents

用于航空燃气涡轮发动机的旋流器 Download PDF

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Abstract

根据本发明的实施例的用于航空燃气涡轮发动机的旋流器，包括：外壳体；蜗壳，蜗壳构造在燃料入口与燃料出口之间，并与分别与燃料入口和燃料出口连通，蜗壳的内壁上沿周向方向设有多个间隔设置的凸起部；以及涡流器，涡流器设在蜗壳内。根据本发明的实施例的用于航空燃气涡轮发动机的旋流器，在旋流器处于工作状态下，燃料由燃料入口进入蜗壳内部，在蜗壳内壁上形成一层燃料液膜。当燃料和蜗壳的壁板温度小于50℃时，特别是在0℃以下，燃料膜的厚度将会增大，凸起部作为一种雾化结构，将会使燃料液膜提前破裂，提高了雾化的质量和均匀性，改善了小工况下航空燃气涡轮发动机的点火性能，提高了燃烧室的燃烧效以及整机的稳定工作裕度。

Description

用于航空燃气涡轮发动机的旋流器
技术领域
本发明涉及航空机械技术领域，具体而言，特别涉及一种用于航空燃气涡轮发动机的旋流器。
背景技术
航空燃气涡轮发动机燃烧室雾化装置，例如为航空燃气涡轮发动机的旋流器，其入口处直接与沿径向方向设置的涡流器相通。而现有的用于航空燃气涡轮发动机的旋流器不能调节边界层厚度，容易导致过早熄火。
发明内容
本发明旨在至少在一定程度上解决现有技术中的上述技术问题之一。为此，本发明的一个目的在于提出一种能够在小工况下改善点火性能、提高燃烧效率的用于航空燃气涡轮发动机的旋流器。
根据本发明的实施例的用于航空燃气涡轮发动机的旋流器，包括：外壳体，所述外壳体具有燃料入口和燃料出口；蜗壳，所述蜗壳构造在所述燃料入口与所述燃料出口之间，并与分别与所述燃料入口和所述燃料出口连通，所述蜗壳的内壁上沿周向方向设有多个间隔设置的凸起部；以及涡流器，所述涡流器设在所述蜗壳内。
根据本发明的实施例的用于航空燃气涡轮发动机的旋流器，在旋流器处于工作状态下，燃料由燃料入口进入蜗壳内部，在蜗壳内壁上形成一层燃料液膜。当燃料和蜗壳的壁板温度大于50℃时，燃料膜迅速蒸发并消失。当燃料和蜗壳的壁板温度小于50℃时，特别是在0℃以下，燃料膜的厚度将会增大，凸起部作为一种雾化结构，将会使燃料液膜提前破裂，提高了雾化的质量和均匀性，改善了小工况下航空燃气涡轮发动机的点火性能，提高了燃烧室的燃烧效以及整机的稳定工作裕度。
根据本发明的一个实施例，所述外壳体与所述蜗壳一体成型。
根据本发明的一个实施例，所述燃料入口的进气方向为蜗壳的轴向方向。
根据本发明的一个实施例，所述凸起部构造成具有第一面和第二面，所述第一面为斜面，所述第二面沿所述蜗壳的径向方向设置。
根据本发明的一个实施例，所述第一面与所述第二面之间设有圆弧过渡部。
根据本发明的一个实施例，所述第二面与所述第一面的长度比为0.2-0.25。
根据本发明的一个实施例，所述第二面与所述第一面之间的夹角为55-80度。
根据本发明的一个实施例，所述凸起部等距离间隔布置。
附图说明
图1是根据本发明的一个实施例的用于航空燃气涡轮发动机的旋流器的纵切面示意图；
图2是图1中A处的切面图；
图3是图2中B处的放大图。
附图标记：
10蜗壳，11凸起部，12第一面，13第二面，14圆弧过渡部，20涡流器，30燃料入口，40燃料出口。
具体实施方式
下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之“上”或之“下”可以包括第一和第二特征直接接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”包括第一特征在第二特征正下方和斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。
如图1所示，根据本发明的实施例的用于航空燃气涡轮发动机的旋流器，包括：外壳体（未示出），蜗壳10，涡流器20。
具体而言，外壳体具有燃料入口30和燃料出口40。蜗壳10构造在燃料入口30与燃料出口40之间，并与分别与燃料入口30和燃料出口40连通。燃料由燃料入口30进入到蜗壳10内部。蜗壳10的内壁上沿周向方向设有多个间隔设置的凸起部11。涡流器20设在蜗壳10内，进入到蜗壳10内部的燃料经过涡流器20雾化后，从燃料出口40流出。
根据本发明的实施例的用于航空燃气涡轮发动机的旋流器，在旋流器处于工作状态下，燃料由燃料入口30进入蜗壳10内部，在蜗壳10内壁上形成一层燃料液膜。当燃料和蜗壳10的壁板温度大于50℃时，燃料膜迅速蒸发并消失。当燃料和蜗壳10的壁板温度小于50℃时，特别是在0℃以下，燃料膜的厚度将会增大，凸起部11作为一种雾化结构，将会使燃料液膜提前破裂，提高了雾化的质量和均匀性，改善了小工况下航空燃气涡轮发动机的点火性能，提高了燃烧室的燃烧效以及整机的稳定工作裕度。
根据本发明的一个实施例，为了方便加工，提高用于航空燃气涡轮发动机的旋流器整体性，外壳体与蜗壳10可以一体成型。根据本发明的一个实施例，燃料入口30的进气方向为蜗壳10的轴向方向。
根据本发明的一个实施例，凸起部11构造成具有第一面12和第二面13，第一面12为斜面，第二面13沿蜗壳10的径向方向设置。由此，可以提高燃料的雾化质量和均匀性，提高用于航空燃气涡轮发动机的旋流器的工作效率。根据本发明的一个实施例，第一面12与第二面13之间设有圆弧过渡部14。
根据本发明的一个实施例，第二面13与第一面12的长度比为0.2-0.25。根据本发明的一个实施例，第二面13与第一面12之间的夹角为55-80度。由此，可以将燃料与空气充分混合，降低了油气分离损失，扩大了旋流器的稳定工作范围。
根据本发明的一个实施例，凸起部11等距离间隔布置。由此，可以将凸起部11的位置以及凸起部11的形状构成一个完整的雾化系统，不但能够提高雾化的质量和均匀性，而且能够使燃料能够均匀地分布在涡流器30中。
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例进行接合和组合。
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (7)

1.一种用于航空燃气涡轮发动机的旋流器，其特征在于，包括：
外壳体，所述外壳体具有燃料入口和燃料出口；
蜗壳，所述蜗壳构造在所述燃料入口与所述燃料出口之间，并分别与所述燃料入口和所述燃料出口连通，所述蜗壳的内壁上沿周向方向设有多个间隔设置的凸起部，所述凸起部构造成具有第一面和第二面，所述第一面为斜面，所述第二面沿所述蜗壳的径向方向设置；以及
涡流器，所述涡流器设在所述蜗壳内。
2.根据权利要求1所述的用于航空燃气涡轮发动机的旋流器，其特征在于，所述外壳体与所述蜗壳一体成型。
3.根据权利要求1所述的用于航空燃气涡轮发动机的旋流器，其特征在于，所述燃料入口的进气方向为蜗壳的轴向方向。
4.根据权利要求1所述的用于航空燃气涡轮发动机的旋流器，其特征在于，所述第一面与所述第二面之间设有圆弧过渡部。
5.根据权利要求1所述的用于航空燃气涡轮发动机的旋流器，其特征在于，所述第二面与所述第一面的长度比为0.2-0.25。
6.根据权利要求1所述的用于航空燃气涡轮发动机的旋流器，其特征在于，所述第二面与所述第一面之间的夹角为55-80度。
7.根据权利要求1所述的用于航空燃气涡轮发动机的旋流器，其特征在于，所述凸起部等距离间隔布置。
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