CN103791518A - 一种燃烧室燃油喷射与混合装置及航空发动机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种燃烧室燃油喷射与混合装置以及航空发动机，此装置包括预燃级装置、中间级装置和主燃级装置；预燃级装置包括预液膜式喷嘴（12）、第一轴向旋流器（14）、第二轴向旋流器（15）和中心锥体（13）；燃油进入预液膜式喷嘴（12）侧壁中的缝隙形成油膜，并从预液膜喷口（16）喷出，在第一级旋流器（14）和第二级旋流器（15）形成的旋流气流的剪切作用下雾化，并喷入燃烧室。本发明的燃烧室燃油喷射与混合装置以及航空发动机，采用了预混、预蒸发的方式，能有效降低燃气温度大幅降低污染气体排放量，并且优化了进气结构布局，减小了尺寸，有利于装配和维护。

Description

一种燃烧室燃油喷射与混合装置及航空发动机

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种燃烧室燃油喷射与混合装置及航空发动机。

背景技术

随着大气环境问题在世界范围内受到越来越多的关注，对于航空发动机污染物排放要求更是越来越严格。下一代航空发动机产品市场需求表明，氮氧化物（NOx）的排放量比现行国际民航组织（ICAO）规定标准还要减少50%左右，同时其他排放物比如一氧化碳（CO）和未燃碳氢（UHC）均要低于ICAO规定的标准。

研究表明，控制燃烧室内的燃气温度是控制NOx污染排放的关键，控制燃烧区温度的主要技术途径之一就是采用贫油燃烧模式。但是在地面慢车、起动点火等工作状态下，又需要燃烧区采用接近富油燃烧的油气匹配方式，以保证燃烧性能，同时降低小功率状态下的CO和UHC排放。为了解决大功率状态下NOx排放和小功率状态下CO、UHC排放的矛盾，可以采用分级燃烧的形式，保证发动机不同功率下，燃烧室局部区域以最佳燃油空气匹配模式进行燃烧。

分级燃烧技术在航空发动机燃烧室上已得到成功应用，比如：GE90发动机采用的双环腔燃烧室分级燃烧技术；GEnx发动机采用的中心分级燃烧技术等。而采用中心分级燃烧技术由于结构紧凑、分区贫油燃烧控制NOx效果较好等优点，已是低排放燃烧室发展的趋势。但是现有的分级燃烧技术，未能很好的解决分区之间互相影响、分级点附近燃烧效率低下等问题。

国内外的一些公司在这一类型的低排放燃烧室方面做了较多的工作，并设计出了可实现贫油燃烧的燃油喷射装置，但目前所使用的燃油喷射装置的结构过于复杂，生产制造困难。

发明内容

有鉴于此，本发明要解决的一个技术问题是提供一种燃烧室燃油喷射与混合装置，采用预混的方式，有效降低有害气体的排放。

一种燃烧室燃油喷射与混合装置，包括预燃级装置、中间级装置和主燃级装置，所述中间级装置设置在所述预燃级装置的外围，所述预燃级装置包括：具有相同轴线的预液膜式喷嘴12、第一轴向旋流器14、第二轴向旋流器15和中心锥体13；其中，所述中心锥体13设置在所述预液膜式喷嘴12的内部空腔中；所述第一轴向旋流器14设置在所述中心锥体13和所述预液膜式喷嘴12的内部空腔之间，所述第二轴向旋流器15设置在所述预液膜式喷嘴12和所述中间级装置的连接段17之间；燃油进入所述预液膜式喷嘴12侧壁中的缝隙形成油膜，并从所述预液膜式喷嘴12的预液膜喷口16喷出，在所述第一级旋流器14和所述第二级旋流器15形成的旋流气流的剪切作用下雾化，并喷入燃烧室。

根据本发明的装置的一个实施例，进一步的，所述中间级装置包括：连接段17、套筒11和第三径向旋流器9；所述套筒11和所述连接段17都设置在所述主燃级装置的第二壁面19内；所述第三径向旋流器9设置在所述套筒11和所述连接段17之间。

根据本发明的装置的一个实施例，进一步的，所述连接段17内布置有两组油道；其中，第一组油道由供油点6通向所述主燃级装置的燃油喷嘴7；第二组油道由供油点8经由喷孔10、通向所述套筒11、第二级轴向旋流器15和第三级径向旋流器9之间形成的空间；燃油通过所述第二油道，在所述第二级轴向旋流器15和所述第三级径向旋流器9的出口形成的混合旋转气流的作用下被雾化，喷入燃烧室。

根据本发明的装置的一个实施例，进一步的，所述喷孔10为周向中心对称布置的多点喷射直射式喷孔。

根据本发明的装置的一个实施例，进一步的，所述主燃级装置设置在所述中间级装置的外围；所述主燃级装置包括：第四级径向旋流器3和由固定壁面4、第一壁面18和第二壁面19组成的主燃级通道22；第四级径向旋流器3设置在所述主燃级通道22的进口处；所述燃油喷嘴7设置在所述第二壁面19上。

根据本发明的装置的一个实施例，进一步的，所述燃油喷嘴7为在周向上对称布置的多点喷射直射式喷嘴。

根据本发明的装置的一个实施例，进一步的，燃油通过所述第一油道，由所述燃油喷嘴7喷入所述主燃级通道22内，并在所述第四级径向旋流器3的出口形成的旋转气流作用下雾化，喷入燃烧室。

根据本发明的装置的一个实施例，进一步的，所述第二壁面19靠近燃烧室的末端设置为向内弯曲的结构，所述末端具有与所述套筒11固定的固定部；在所述末端还设有多个冷却孔20；所述套筒11在靠近燃烧室的方向上具有前延伸段21，所述前延伸段21正对着所述冷却孔20；由所述第二壁面19与所述套筒11以及第三径向旋流器9和连接段17共同围成冷却腔；所述冷却腔中的空气通过所述冷却孔20流过并冲击到所述前延伸段21上，形成冲击冷却。

本发明要解决的一个技术问题是提供一种航空发动机，包括上述述的燃烧室燃油喷射混合装置。

本发明的燃烧室燃油喷射与混合装置以及航空发动机，为一种贫油燃烧的低NOx排放燃烧室燃油喷射装置，采用了预混、预蒸发的方式，能有效的降低燃气温度，优化了燃油喷射装置的油气匹配，大幅降低NOX、CO、UHC和smoke等污染排放量。并且，通过优化进气结构布局，减小了燃油喷射与混合系统的尺寸，有利于装配和维护。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为根据本发明的燃烧室燃油喷射与混合装置的一个实施例的示意图；

图2为根据本发明的燃烧室燃油喷射与混合装置的一个实施例的装配示意图。

具体实施方式

下面参照附图对本发明进行更全面的描述，其中说明本发明的示例性实施例。下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合图和实施例对本发明的技术方案进行多方面的描述。

首先对本发明使用的一些技术术语进行说明：

旋流器：一种使气体旋转的结构；

分级燃烧：分为纵向分级和横向分级，为降低排放所采用的燃烧策略；

喷嘴：一种燃油雾化装置；

燃油雾化：利用喷嘴把液态燃料变成油珠群的过程；

预液膜喷嘴：一种将燃油形成薄膜的装置。

图1为根据本发明的燃烧室燃油喷射与混合装置的一个实施例的工作示意图。如图1所示：燃烧室燃油喷射与混合装置包括：预燃级装置、中间级装置和主燃级装置。中间级装置设置在预燃级装置的外围。

预燃级装置包括：具有相同轴线的预液膜式喷嘴12、第一轴向旋流器14、第二轴向旋流器15和中心锥体13。中心锥体13设置在预液膜式喷嘴12的内部空腔中。第一轴向旋流器14设置在中心锥体13和预液膜式喷嘴12的内部空腔之间，第二轴向旋流器15设置在预液膜式喷嘴12和中间级装置的连接段17之间。

燃油进入预液膜式喷嘴12侧壁中的缝隙形成油膜，并从预液膜式喷嘴12的预液膜喷口16喷出，在第一级旋流器14和第二级旋流器15形成的旋流气流的剪切作用下雾化，并喷入燃烧室。采用预膜式空气雾化喷嘴，燃油雾化调节方便，并且能改善喷嘴防积碳性能。

根据本发明的一个实施例，中间级装置包括：连接段17、套筒11和第三径向旋流器9；套筒11和连接段17都设置在主燃级装置的第二壁面19内；第三径向旋流器9设置在套筒11和连接段17之间。

根据本发明的一个实施例，连接段17具有两组油道；第一组油道由供油点6通向主燃级装置的燃油喷嘴7；燃油喷嘴7设置在第二壁面19上。根据本发明的一个实施例，燃油喷嘴7可以为在周向上对称布置的多点喷射直射式喷嘴。多点喷射的直射式喷嘴可以实现燃油较大范围的喷出，便于随着旋流器所形成的旋转气流而雾化和掺混。

第二组油道由供油点8经由喷孔10、通向套筒11、第二级轴向旋流器15和第三级径向旋流器9之间形成的空间；燃油通过第二油道，在第二级轴向旋流器15和第三级径向旋流器9的出口形成的混合旋转气流的作用下被雾化，喷入燃烧室。

根据一个实施例，喷孔10可以为周向中心对称布置的多点喷射直射式喷孔，可以实现燃油较大范围的喷出，便于随着旋流器所形成的旋转气流而雾化和掺混。

根据本发明的一个实施例，主燃级装置设置在中间级装置的外围。主燃级装置包括：第四级径向旋流器3和由固定壁面4、第一壁面18和第二壁面19组成的主燃级通道22。第四级径向旋流器3设置在主燃级通道22的进口处。主燃级装置还包括安装边1和主燃级出口延伸段外壁2。

根据本发明的一个实施例，燃油通过第一组油道，由燃油喷嘴7喷入主燃级通道22内，并在第四级径向旋流器3的出口形成的旋转气流作用下雾化，喷入燃烧室。

根据本发明的一个实施例，第二壁面19靠近燃烧室的末端设置为向内弯曲的结构，末端具有与套筒11固定的固定部；在末端还设有多个冷却孔20。

套筒11在靠近燃烧室的方向上具有前延伸段21，前延伸段21正对着冷却孔20。由第二壁面19与套筒11以及第三径向旋流器9和连接段17共同围成冷却腔。冷却腔中的空气通过冷却孔20流过并冲击到前延伸段21上，起到冷却作用。

由于中间级装置采用径向旋流器布置，让结构更紧凑，径向尺寸缩小，同时冷却段的面积能得到充分保证，从而不影响冷却段的发散冷却小孔进气。

图2为根据本发明的燃烧室燃油喷射与混合装置的一个实施例的装配示意图。如图2所示，燃烧室燃油喷射与混合装置的预燃级喷嘴、中间级喷嘴、主燃级喷嘴、各级旋流器和组件连接转接段，设计为一个采用焊接工艺的整体，该组件整体可以沿中心线方向移动进行拆装，安装间隙配合面位于主燃级的固定壁面与第二壁面之间。

图2中虚线区域是可以拆装的组件整体，该组件整体可以沿中心线方向移动进行拆装，安装间隙配合面位于壁面5与第四级径向旋流器3固定壁面4之间。装配时由壁面斜坡外壁沿中心线轴向滑动导入。

根据本发明的一个实施例，一种航空发动机包括上述的燃烧室燃油喷射与混合装置。

本发明的燃烧室燃油喷射与混合装置结构简单紧凑，采用了四级旋流器，充分利用各级旋流器产生的旋流达到雾化三股喷射燃油的目的，并且三级供油的油路均可随燃油管路一并拆装，可以有效的检查油路工作状况。

预燃级油路选用预膜式喷嘴，燃油经过狭长的缝隙后形成较均匀的油膜从预液膜喷口喷出，油膜两侧分别是第一级旋流器和第二级旋流器所形成的旋流气流，在其剪切作用下雾化。采用预膜式空气雾化喷嘴使燃油雾化调节方便，并且能改善喷嘴防积碳性能。通过优化进气结构布局，减小了燃油喷射与混合系统的尺寸，利于装配和维护。

本发明的描述是为了示例和描述起见而给出的，而并不是无遗漏的或者将本发明限于所公开的形式。很多修改和变化对于本领域的普通技术人员而言是显然的。选择和描述实施例是为了更好说明本发明的原理和实际应用，并且使本领域的普通技术人员能够理解本发明从而设计适于特定用途的带有各种修改的各种实施例。

Claims (9)

1.一种燃烧室燃油喷射与混合装置，包括预燃级装置、中间级装置和主燃级装置，所述中间级装置设置在所述预燃级装置的外围，其特征在于：

所述预燃级装置包括：具有相同轴线的预液膜式喷嘴（12）、第一轴向旋流器（14）、第二轴向旋流器（15）和中心锥体（13）；

其中，所述中心锥体（13）设置在所述预液膜式喷嘴（12）的内部空腔中；所述第一轴向旋流器（14）设置在所述中心锥体（13）和所述预液膜式喷嘴（12）的内部空腔之间，所述第二轴向旋流器（15）设置在所述预液膜式喷嘴（12）和所述中间级装置的连接段（17）之间；

燃油进入所述预液膜式喷嘴（12）侧壁中的缝隙形成油膜，并从所述预液膜式喷嘴（12）的预液膜喷口（16）喷出，在所述第一级旋流器（14）和所述第二级旋流器（15）形成的旋流气流的剪切作用下雾化，并喷入燃烧室。

2.如权利要求1所述的燃烧室燃油喷射与混合装置，其特征在于：

所述中间级装置包括：连接段（17）、套筒（11）和第三径向旋流器（9）；所述套筒（11）和所述连接段（17）都设置在所述主燃级装置的第二壁面（19）内；

所述第三径向旋流器（9）设置在所述套筒（11）和所述连接段（17）之间。

3.如权利要求2所述的燃烧室燃油喷射与混合装置，其特征在于：

所述连接段（17）具有两组油道；

其中，第一组油道由供油点（6）通向所述主燃级装置的燃油喷嘴（7）；第二组油道由供油点（8）经由喷孔（10）、通向所述套筒（11）、第二级轴向旋流器（15）和第三级径向旋流器（9）之间形成的空间；

燃油通过所述第二油道，在所述第二级轴向旋流器（15）和所述第三级径向旋流器（9）的出口形成的混合旋转气流的作用下被雾化，喷入燃烧室。

4.如权利要求3所述的燃烧室燃油喷射与混合装置，其特征在于：

所述喷孔（10）为周向中心对称布置的多点喷射直射式喷孔。

5.如权利要求3所述的燃烧室燃油喷射与混合装置，其特征在于：

所述主燃级装置设置在所述中间级装置的外围；所述主燃级装置包括：第四级径向旋流器（3）和由固定壁面（4）、第一壁面（18）和第二壁面（19）组成的主燃级通道（22）；第四级径向旋流器（3）设置在所述主燃级通道（22）的进口处；

所述燃油喷嘴（7）设置在所述第二壁面（19）上。

6.如权利要求5所述的燃烧室燃油喷射与混合装置，其特征在于：

所述燃油喷嘴（7）为在周向上对称布置的多点喷射直射式喷嘴。

7.如权利要求5所述的燃烧室燃油喷射与混合装置，其特征在于：

燃油通过所述第一油道，由所述燃油喷嘴（7）喷入所述主燃级通道（22）内，并在所述第四级径向旋流器（3）的出口形成的旋转气流作用下雾化，喷入燃烧室。

8.如权利要求7所述的燃烧室燃油喷射与混合装置，其特征在于：

所述第二壁面（19）靠近燃烧室的末端设置为向内弯曲的结构，所述末端具有与所述套筒（11）固定的固定部；

在所述末端还设有多个冷却孔（20）；所述套筒（11）在靠近燃烧室的方向上具有前延伸段（21），所述前延伸段（21）正对着所述冷却孔（20）；

由所述第二壁面（19）与所述套筒（11）以及第三径向旋流器（9）和连接段（17）共同围成冷却腔；所述冷却腔中的空气通过所述冷却孔（20）流过并冲击到所述前延伸段（21）上。

9.一种航空发动机，其特征在于，包括如权利要求1至8任意一项所述燃烧室燃油喷射与混合装置。

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