CN103874887B - 在涡轮发动机中的环形燃烧室 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种涡轮机的环形燃烧室，其包括两个同轴壁，一个内回转壁（18）和一个外回转壁（20），所述同轴壁在上游端部处由环形燃烧室端壁相连，存在穿过所述环形燃烧室端壁的喷射系统，每个喷射系统包括：喷射器；至少一个旨在产生漩涡空气流的旋流器，所述漩涡空气流在下游与来自喷射器的燃料混合；以及安装在喷射系统下游的外回转壁中的孔中的至少一个火花塞（42）。该火花塞（42）沿周向定位在两个相邻喷射系统（S1，S2）之间，所述两个相邻喷射系统（S1，S2）被配置成产生多层沿相反方向（B，C）旋转的空气/燃料混合物。

Description

在涡轮发动机中的环形燃烧室
技术领域
本发明涉及一种诸如飞机涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机的涡轮发动机的环形燃烧室。
背景技术
以已知的方式，涡轮发动机的环形燃烧室接纳来自上游高压压缩机的空气流，并且其传送用于驱动高压和低压涡轮的转子的在下游的热气体流。
环形燃烧室包括形成回转表面的两个同轴壁，所述回转表面同轴壁一个在另一个内地延伸并连接在一起，它们的上游通过环形室端壁结束，所述环形室端壁包括用于安装燃料喷射系统的开口。
每一个喷射系统都具有用于支撑燃料喷射器头部的装置以及至少一个旋流器，所述旋流器在喷射器头部的下游同轴地绕着其轴线布置并且其传送空气流，所述空气流旋转以形成将在燃烧室中燃烧的空气和燃料的混合物。
喷射系统的旋流器供应有来自安装在高压压缩机的出口处的环形扩散器的空气，所述高压压缩机布置在燃烧室的上游。
每一个旋流器都在下游张开进入到具有大致截头圆锥形下游壁的混合器碗的内侧，所示截头圆锥形下游壁向下游张开并形成有环形行的空气喷射孔，所述空气喷射孔绕着碗的轴线有规则地分布。
至少一个点火火花塞安装在燃料喷射系统下游处的燃烧室外环形壁中的孔中。
在运行期间，离开高压压缩机的空气在每个喷射系统的内侧流动。空气/燃料混合物从每个喷射系统喷出并形成空气和燃料的向下游张开的大致截头圆锥形旋转片。所述片的张角是混合器碗的截头圆锥形壁的张角与在所述截头圆锥形壁中形成的空气喷射孔的尺寸的函数。因此，在混合器碗中的孔的直径越大，各穿过这些孔中每一个的空气的流动速度就越大，而空气/燃料混合物片的张开程度越小。同样地，孔口沿着截头圆锥形壁被定位的越上游，气动阻挡就越大，而空气/燃料混合物片的张开程度越低。
在现有技术中，燃烧室的喷射系统产生了全在相同方向上旋转的空气/燃料混合物片。当注视来自下游的喷射系统时，旋转方向可以非常一致地是顺时针或逆时针。
为了改进空气/燃料混合物片的点火，将火花塞布置在喷射系统的轴线上是已知的。
在其申请FR2943199中，申请人提出了增大由最靠近火花塞定位的喷射系统所产生的燃料片的张角。这种结构被发现是有效的，但是其可能导致火花塞的内侧端部被燃料微滴打湿，为了保持火花塞的最佳运行，这是不期望的。
发明内容
本发明的目的在于比较于现有技术的燃烧室改进燃料混合物片的点火，同时避免现有技术的缺点。
为此，本发明提出了一种涡轮发动机的环形燃烧室，该室具有内和外同轴壁，所述内和外同轴壁通过包括用于安装喷射系统的开口的环形室端壁而在它们的上游端部处形成连接在一起的两个回转表面，每一个喷射系统包括：喷射器，至少一个用于产生向下游与来自喷射器的燃料混合的旋转空气流的旋流器，以及至少一个安装在喷射系统下游处的外壁中的孔口中的点火火花塞，所述室的特征在于：火花塞周向地定位在两个相邻喷射系统之间，所述喷射系统被配置成产生沿两个相反方向旋转的空气/燃料混合物片。
与现有技术不同，该火花塞安装在两个相邻喷射器之间，在火花塞的任一侧面上的喷射系统被配置成产生反向旋转的燃料片。这确保了在火花塞轴线上燃料片的良好渗透，从而比较于现有技术延长了在火花塞内侧端部附近的燃料微滴所花费的时间。燃烧室被点燃或再点燃的有效性因此得到改进。
有利地，如从下游所看到的，周向地定位到火花塞左侧的两个喷射系统中的第一个系统产生顺时针旋转的空气/燃料混合物片，周向地定位到火花塞右侧的两个相邻系统中的第二个系统产生逆时针旋转的空气/燃料混合物片。
具有这种结构，燃料微滴再循环区域被观察到在火花塞内侧端部的附近形成，在该再循环区域内的燃料微滴较小，从而进一步改进了燃烧室的点火或再点火。
因为该再循环区域将在限定燃烧室内侧的环形壁旁边产生，所以该结构比以下结构更有利：其中，从下游看，周向地定位到火花塞左侧的两个喷射系统中的第一个系统产生了逆时针旋转的空气/燃料混合物片，周向地定位到火花塞右侧的两个喷射系统中的第二个系统产生顺时针旋转的空气/燃料混合物片。
在本发明的实施例中，两个上述相邻喷射系统中的每一个均包括碗，所述碗具有位于旋流器下游并且形成有用于产生大致截头圆锥形的并旋转空气/燃料混合物片的环形行的空气喷射孔的大致截头圆锥形壁，这些孔的分布方式和尺寸大小使得所得到的空气/燃料混合物片具有跨越火花塞轴线的局部扩大部。
具有这种结构，相同的张角被保持用于定位在火花塞的任一侧上的两个碗，并且，改变在碗中的孔可以形成跨越火花塞轴线的其他们的燃料片的局部扩大部。
燃料片的这些扩大部使燃料片能够尽可能地近地被局部地投射到火花塞内侧端部，从而进一步延长在火花塞内侧端部附近的微滴所花费的时间，并且改进空气/燃料混合物的点火。
根据本发明的另一特征，两个喷射系统中的至少一个的碗所具有的孔的直径小于所述碗的其他孔的直径，这些直径较小的孔在一角扇区上形成，所述角扇区的尺寸和角位置被预先确定，以形成跨越火花塞轴线的扩大部。
减小在碗的给定扇区上的孔的直径使得可降低穿过这些孔的空气的流速。经由这些孔离开的空气对来自上游旋流器的空气/燃料混合物具有较小影响，从而导致空气/燃料混合物张角的局部增加，并且形成燃料片的一局部扩大部。
根据本发明的另外一个特征，上述各碗的上述角扇区的孔所具有的直径比在碗中的其他孔的直径至少小40%。
在本发明的另一实施例中，两个喷射系统中的至少一个的碗在一尺寸和位置的预定方式可形成跨越火花塞轴线的扩大部的角扇区上不具有孔。
消除在一扇区上的碗的截头圆锥形壁中的孔使得可局部增加空气/燃料混合物片的喷射角，并可形成跨越火花塞轴线的所述片的局部扩大部。
该两个喷射系统的角扇区关于包括火花塞轴线的径向平面优选彼此对称。
在本发明的实际实施例中，所述或每一个上述角扇区以大约20°到50°的角度延伸。
火花塞有利地定位于距两个相邻喷射系统基本相等周向距离的位置。
本发明还提出一种涡轮发动机，例如包括如以上所描述的燃烧室的飞机涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机。
附图说明
通过阅读以下通过非限制性实施例并参考附图所进行的描述，本发明的其他优点和特征显而易见，其中：
图1是已知类型环形燃烧室的轴向截面的局部示意半视图；
图2是在图1的虚线框中的更大比例区域的局部示意图；
图3是图2喷射系统的初级旋流器的横截面示意图；
图4是显示产生空气/燃料混合物反向旋转片的喷射系统的下游示意图和横截面示意图，该系统定位在本发明燃烧室中火花塞的任一侧上；
图5是周向地紧密地定位到火花塞左侧的图4喷射系统的初级旋流器的横截面示意图；
图6是显示定位在火花塞任一侧上的两个喷射系统的本发明的变型实施例的横截面示意图；
图7是包括火花塞轴线并显示来自图6喷射系统的燃料片的横截面示意图；以及
图8是显示定位在火花塞任一侧上的喷射系统的本发明另外一个变型实施例的横截面示意图。
具体实施方式
首先参见图1，其显示了例如飞机涡轮螺旋桨发动机或涡轮喷气发动机的涡轮发动机的环形燃烧室10，该燃烧室布置在离心扩散器12的出口处，而离心扩散器12安装在高压压缩机（未示出）的出口处。燃料室10的后面是只示出其入口喷嘴16的高压涡轮14。
燃烧室10包括同轴的内壁18和外壁20，所述内壁18和外壁20构成布置为一个在另一个内并且截面呈向下游的锥形的两个截头圆锥形回转表面。这种燃烧室被称为是会聚性的。内环形壁18和外环形壁20在它们上游端部处连接到一环形室端壁22，它们经由内环形法兰24和外环形法兰26而在下游紧固。外环形法兰26沿径向向外撑靠外壳28，沿轴向撑靠用于将高压涡轮的喷嘴16紧固到外壳28上的径向法兰30。燃烧室的内环形法兰24沿径向和轴向撑靠用于将喷嘴16紧固到内环形壁34上的内环形部件32上。
室端壁22具有用于安装喷射系统的开口，所述喷射系统用于将空气和燃料混合物喷射进室中，来自离心扩散器12的空气以及燃料由喷射器36输送。
喷射器36的径向外端部紧固到外壳28上，并且它们绕着室的回转轴线38沿着一圆周有规则地分布。每一个喷射器36在其径向内端部处具有喷射头部40用于喷射燃料，该头部与室端壁22中的对应开口对齐。
被喷射到室10中的空气和燃料混合物借助径向地延伸到室10外侧的至少一个点火火花塞42而点燃。火花塞的径向外端部通过适当方式被固定到外壳28上，其被连接到位于外壳28外侧的电力供应设备（未示出）上，其内端部接合在室的外壁20中的孔中。
如在图2中可以看到的，每个喷射系统包括上游初级旋流器44和下游次级旋流器46，所述旋流器在相同的轴线上并且在上游处被连接到用于对中并引导喷射器头部的装置，并在下游处连接到沿轴向安装在室端壁22中的开口中的混合器碗48。
旋流器44和46通过一径向壁50彼此隔开，该径向壁的径向内端部连接到一文丘里管（Venturi）52，所述文丘里管在下游旋流器内侧沿轴向向下游延伸，并分离来自上游和下游旋流器44和46的空气流。一第一环形空气流在文丘里管52的内侧形成，一第二环形空气流在文丘里管52外侧形成。
混合器碗48具有一大致截头圆锥形的壁54，所述壁54向下游张开，并且在其下游端部处连接到一圆柱形的边缘56，该边缘56向上游延伸，并沿轴向安装在室端壁22中的开口中。碗的截头圆锥形壁的上游端部通过中间环形部件58被紧固到下游次级旋流器46。
碗的截头圆锥形壁54具有一环形行的空气喷射孔60，所述空气喷射孔绕着碗48的轴线62而有规则地分布。穿过这些孔的空气和在文丘里管54的内侧和外侧的流中流动的空气与燃料混合，所述燃料由喷射器喷洒以形成空气和燃料混合物的旋转片64，所述旋转片64具有向下游张开的大致截头圆锥形形状。碗48的各空气喷射孔60的轴线66相对于碗的轴线62倾斜并朝向向下游的所述轴线会聚。第二环形行的孔68在柱形边缘56的下游端部处形成。
在运行中，喷射系统的上游和下游旋流器44和46导致空气流和喷洒的燃料旋转，在碗48的截头圆锥形壁54中的空气喷射孔60向空气/燃料混合物施加剪切力。这样，碗48的空气喷射孔60的直径越大，则穿过这些孔的气流越大，从而减小了空气/燃料混合物的截头圆锥形片的张角64。
图3是从下游看到的横截面中所示出的初级旋流器44的示意图，所述截面在图2中所示出的喷射系统的线III-III上。
初级旋流器44具有多个绕着旋流器44的轴线62有规则地分布的叶片70。这些叶片70沿径向和周向延伸，在它们之间它们限定了向外张开到旋流器44内侧的通气通道72。通道72的内开口都被定向在方向74上，所述方向74相对于旋流器44的轴线62倾斜，以产生沿逆时针方向（箭头A）旋转的空气流。
利用这种初级旋流器44，离开喷射系统的空气和燃料混合物形成空气和燃料混合物的片，所述混合物的片逆时针旋转。
次级旋流器46也具有多个绕着旋流器的轴线有规则地分布的叶片。这些叶片沿径向和周向延伸，在它们之间它们限定了通气通道。以类似于初级旋流器的方式，在次级旋流器中通道的内开口都被定向在相对于次级旋流器的轴线倾斜，以产生逆时针方向旋转的空气流的方向上。
在本发明的变型中，在次级旋流器46中的通道的内开口可以被定向在相对于次级旋流器的轴线倾斜，以产生沿顺时针方向旋转的空气流，即沿与来自初级旋流器的气流方向相对的方向旋转的空气流的方向上。
次级旋流器用来加速离开喷射系统的空气/燃料混合物的膨胀。其还用来利用来自文丘里管的减速出口流生成剪力，从而有助于改进空气/燃料混合物的喷洒。
喷射系统可以因此具有共转的初级和次级旋流器，即，两者都导致形成沿相同方向旋转的气流，或者其具有产生沿相反方向旋转的空气流的初级和次级旋流器。在这种情况下，离开喷射系统的空气/燃料混合物的旋转方向主要由初级和次级旋流器的通道开口的螺旋角并且由穿过初级和次级旋流器的流速所驱动。
在图1中所示的燃烧室中，所有的喷射系统均为相同的结构，它们产生了均沿相同的逆时针方向旋转的空气/燃料混合物的片。
本发明用来通过将点火火花塞42周向地安装在两个相邻的喷射系统S1，S2之间来改进燃烧室的点火或再点火，所述喷射系统S1，S2产生沿相反方向（在图4中的箭头B和C）旋转的各自的空气/燃料混合物片N1，N2。
当从下游观看时，沿周向紧密地布置到火花塞左侧的喷射系统S1具有的初级旋流器类似于参考图3所描述的初级旋流器。该旋流器76不同是因为叶片78将通道80限定在它们之间，所述通道80的内开口全被定向在相对于旋流器76的轴线82倾斜，以产生沿顺时针方向旋转的空气流的方向上（图5）。
沿周向紧密地布置到火花塞右侧的喷射系统S2所具有的初级旋流器44与参考图3所描述的初级旋流器相同。
其他喷射系统S3，即那些未沿周向紧密地定位在火花塞42旁的喷射系统，都产生沿相同方向旋转的空气燃料混合物片N3。该旋转方向可以或是顺时针的或是逆时针的（图4）。
将火花塞42安装在产生反向旋转的空气/燃料混合物片N1，N2的两个相邻的喷射系统S1，S2之间使得可形成非常靠近火花塞42的内侧端部的燃料微滴的再循环区域84。在再循环区域84内的微滴的流动方向非常不同，因此有助于增加燃料微滴在火花塞附近所花费的时间长度并改进燃烧室的点火。此外，在再循环区域84中的燃料微滴较细，因此进一步有利于燃烧火焰的形成。
图7是周向地在火花塞42任何一侧上的两个相邻喷射系统S1，S2的下游的示意图，并且图8显示了由各自喷射系统S4，S5所产生的空气/燃料混合物片N4和N5。
周向地定位到火花塞42左侧的喷射系统S4所具有的初级旋流器76匹配于参考图5所描述的初级旋流器，以产生顺时针旋转（图7中的箭头D）的空气/燃料混合物片N4。该喷射系统S4具有混合器碗86，所述混合器碗86具有多个绕着碗90轴线有规则地分布的空气喷射孔88。碗86具有角扇区92，其中，孔94的直径小于碗86的其他孔88的直径（图6）。
当空气/燃料混合物穿透到碗86的内侧中时，穿过角扇区92的孔94的空气流速小于穿过碗86的其他孔88的空气流速。其结果是，在该扇区92的附近穿过的空气和燃料的颗粒离开碗86的轨迹比在碗86的其他孔88附近穿过的颗粒的轨线更张开。这导致了喷洒燃料片的局部扩大部96（图7）。
由于空气/燃料混合物片的截头圆锥形和回转的形状，空气和燃料的每个颗粒都遵循基本采取截头圆锥形螺旋形式的路径。局部扩大部因此采取对应于那些截头圆锥形螺旋形路径的形状。
为了确保扩大部96跨过火花塞42的轴线98并尽可能近到达火花塞42的内侧端部，碗86的扇区92需要沿与空气/燃料混合物的旋转方向相反的方向（即相对于平面100的逆时针方向）角向偏移角度角度α，所述平面100包括碗90的轴线并穿过碗的轴线90附近的期望在该处扩大部跨过火花塞42的轴线98的角位置。在图6中，平面100由一线表示并垂直于片的平面。
周向地定位到火花塞右侧的喷射系统S5所具有的初级旋流器匹配于参考图3所描述的初级旋流器，以产生逆时针旋转（图7中的箭头E）的空气/燃料混合物片。该喷射系统S5具有混合器碗102，该混合器碗带有多个孔88，所述孔88绕着碗的轴线有规则地分布，并与喷射系统S4的碗86的孔相同。碗102具有角扇区104，其中，孔96的直径小于在碗88中的其他孔的直径，从而使得可形成燃料片N5的局部扩大部105（图7）。
碗102的角扇区104沿与空气/燃料混合物的旋转方向相反的方向（即沿相对于平面106的顺时针方向）以角β角偏移，所述平面106包括碗102的轴线108并穿过碗102的轴线108附近的期望在该处扩大部跨过火花塞42的轴线98的角位置。角α和角β从具有直径较小的孔的碗86，102的各扇区92，104的中部测量。
喷射系统S4，S5的碗86，102的扇区92，104的角范围确定绕着碗86，102的各轴90，108的空气/燃料混合物片N4，N5的各扩大部96，105的角范围。
具有这种结构，如由定位在火花塞的任一侧上的喷射系统S4，S5所产生的空气/燃料混合物片N4，N5的局部变形96，105使燃料的微滴能够尽可能近地被射到火花塞42的内侧端部，从而增加在火花塞42的内侧端部附近的颗粒所花费的时间，并且有利于燃烧室的点火。
在图6中所示的实施例中，两个喷射系统S4，S5的角扇区92，104关于包括火花塞轴线的径向平面相互对称。在这种情况下，角α和角β相等。
在本发明的另一个实施例中，如在图8中所示，具有直径减小的孔的碗的扇区被不具有空气喷射孔的扇区110，112所替代。这些碗114，116用来获得形状与那些使用具有各自扇区92，104的碗86，102获得的燃料片的形状基本相同的燃料片，其中所述扇区92，104具有直径较小的孔94，96。沿径向方向仅燃料片扩大部的宽度较大，因为不存在穿过碗114，116的扇区110，112的空气流。
可以将包括具有直径较小的孔的扇区的碗的喷射系统与包括不具有孔的扇区的碗的喷射系统相结合。
在本发明的实际实施例中，具有直径较小的孔94，96的碗86，102的扇区91，104和不具有孔的碗114，116的扇区110，112都以大约50°的角度延伸，角α和角β的角度都是80°的量级。角α和角β可以位于0°至180°的范围内。
在实践中，具有直径较小的孔的两个角扇区92，104或不具有孔的两个扇区110，112的定位和角范围通过三维模拟来确定。这种模拟考虑许多参数，例如，旋流器叶片的形状和倾斜角，来自高压压缩机的空气的流速，来自喷射器的燃料的流速，等等。
在本发明的各种实施例中，火花塞42可以以距离两个相邻喷射系统基本相等的周向距离被定位。

Claims (10)

1.一种涡轮发动机的环形燃烧室(10)，该室具有同轴的内壁(18)和外壁(20)，所述内壁(18)和外壁(20)形成两个回转表面，所述两个回转表面通过一环形室端壁(22)在它们的上游端部处连接在一起，所述环形室端壁(22)包括用于安装喷射系统的开口，每个所述喷射系统均包括：喷射器(36)；至少一个旋流器(76，44)，所述旋流器用于产生旋转空气流，所述旋转空气流向下游与来自喷射器(36)的燃料混合；以及安装在喷射系统下游的外壁(20)中的孔中的至少一个点火火花塞(42)，其特征在于：所述火花塞(42)沿周向定位在两个相邻的喷射系统(S1，S2)之间，所述喷射系统(S1，S2)被配置成产生沿相反方向旋转的两个空气/燃料混合物片(N1，N2)。
2.根据权利要求1所述的环形燃烧室，其特征在于：如从下游所看到的，沿周向定位到火花塞(42)左侧的两个喷射系统中的第一喷射系统(S1)产生顺时针旋转的空气/燃料混合物片(N1)，沿周向定位到火花塞(42)右侧的两个相邻系统中的第二喷射系统(S2)产生逆时针旋转的空气/燃料混合物片(N2)。
3.根据权利要求2所述的环形燃烧室，其特征在于：所述两个相邻喷射系统(S1，S2)中的每个均包括碗，所述碗具有位于旋流器下游的大致截头圆锥形的壁，并形成有一圈空气喷射孔(88)，用于产生空气/燃料混合物的大致截头圆锥形且旋转的片，这些孔(88)的分布和尺寸确定方式使得所得到的空气/燃料混合物片具有跨越火花塞轴线的局部的扩大部。
4.根据权利要求3所述的环形燃烧室，其特征在于：所述两个喷射系统(S1，S2)中的至少一个的碗具有孔(94)，所述孔(94)的直径小于所述碗的其他孔(88)的直径，这些直径较小的孔(94)在一角扇区(92，104)上形成，该角扇区(92，104)的尺寸和角位置被预先确定，以形成所述扩大部。
5.根据权利要求4所述的环形燃烧室，其特征在于：每个所述碗的上述角扇区(92，104)中的直径较小的孔(94)的直径比在该碗中其他孔(88)的直径至少小40％。
6.根据权利要求3所述的环形燃烧室，其特征在于：所述两个喷射系统(S1，S2)中的至少一个的碗在一角扇区(110，112)上不具有孔，该角扇区(110，112)的尺寸和位置被预先确定，以形成所述扩大部。
7.根据权利要求4至6中任何一项所述的环形燃烧室，其特征在于：两个喷射系统的角扇区(92，104，110，112)关于包括火花塞(42)轴线的径向平面彼此对称。
8.根据权利要求4至6中任何一项所述的环形燃烧室，其特征在于：每个所述角扇区(92，104，110，112)均以大约20°至50°的角度延伸。
9.根据权利要求1-6中任何一项所述的环形燃烧室，其特征在于：所述火花塞(42)以与两个相邻喷射系统大致相等的周向距离定位。
10.一种涡轮发动机，例如飞机涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机，其具有根据任何前述权利要求所述的燃烧室。
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