CN105121960B - 用于涡轮发动机的燃烧室的包括具有会聚内截面的环形壁的喷射系统 - Google Patents

用于涡轮发动机的燃烧室的包括具有会聚内截面的环形壁的喷射系统 Download PDF

Info

Publication number
CN105121960B
CN105121960B CN201480017161.XA CN201480017161A CN105121960B CN 105121960 B CN105121960 B CN 105121960B CN 201480017161 A CN201480017161 A CN 201480017161A CN 105121960 B CN105121960 B CN 105121960B
Authority
CN
China
Prior art keywords
spraying system
annular
injection device
fuel
air
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201480017161.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN105121960A (zh
Inventor
马修·弗朗西斯·罗拉德
迪迪尔·赫尔南德斯
克里斯蒂安·吉恩
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Office National dEtudes et de Recherches Aerospatiales ONERA
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Office National dEtudes et de Recherches Aerospatiales ONERA
SNECMA SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Office National dEtudes et de Recherches Aerospatiales ONERA, SNECMA SAS filed Critical Office National dEtudes et de Recherches Aerospatiales ONERA
Publication of CN105121960A publication Critical patent/CN105121960A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN105121960B publication Critical patent/CN105121960B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D11/00—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space
    • F23D11/10—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space the spraying being induced by a gaseous medium, e.g. water vapour
    • F23D11/101—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space the spraying being induced by a gaseous medium, e.g. water vapour medium and fuel meeting before the burner outlet
    • F23D11/105—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space the spraying being induced by a gaseous medium, e.g. water vapour medium and fuel meeting before the burner outlet at least one of the fluids being submitted to a swirling motion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones
    • F23R3/343—Pilot flames, i.e. fuel nozzles or injectors using only a very small proportion of the total fuel to insure continuous combustion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/35—Combustors or associated equipment
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D2206/00—Burners for specific applications
    • F23D2206/10—Turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D2900/00—Special features of, or arrangements for burners using fluid fuels or solid fuels suspended in a carrier gas
    • F23D2900/00015—Pilot burners specially adapted for low load or transient conditions, e.g. for increasing stability
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D2900/00—Special features of, or arrangements for burners using fluid fuels or solid fuels suspended in a carrier gas
    • F23D2900/11002—Liquid fuel burners with more than one nozzle
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
    • Y02E20/00—Combustion technologies with mitigation potential
    • Y02E20/34—Indirect CO2mitigation, i.e. by acting on non CO2directly related matters of the process, e.g. pre-heating or heat recovery

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Fuel-Injection Apparatus (AREA)
  • Nozzles (AREA)
  • Pressure-Spray And Ultrasonic-Wave- Spray Burners (AREA)
  • Nozzles For Spraying Of Liquid Fuel (AREA)

Abstract

本发明的主要涉及一种用于涡轮发动机的燃烧室底部(10)的空气和燃料喷射的系统(24)，包括：至少两个燃料喷射装置，其包括中央喷射器(26)和周边环形喷射器(43)，所述周边环形喷射器绕所述中央喷射器(26)设置；和内环形空气入口通道(71)以及至少一个外环形空气入口通道(30；30a，30a)，所述中央喷射器开口至所述内环形空气入口通道以便能混合来自所述中央喷射器(26)的燃料和进入所述内环形通道(71)的空气，所述外环形空气入口通道能使得该混合物富含空气并稳定先导燃烧区(P)。所述内环形通道(71)和所述至少一个外环形通道(30；30a，30b)由中间环形壁(70)分隔，所述中间环形壁绕所述中央喷射器(26)延伸并具有会聚内轮廓(70a)。所述内环形通道不具有产生漩涡运动的涡旋器。

Description

用于涡轮发动机的燃烧室的包括具有会聚内截面的环形壁的 喷射系统
技术领域
本发明涉及涡轮发动机燃烧室领域，更具体地，涉及在这些燃烧室中的空气和燃料喷射系统的领域。
本发明适用于任何类型的陆地或航空涡轮发动机，尤其涉及飞机涡轮发动机，如涡轮喷气机和涡轮螺旋桨。
更准确地，本发明涉及一种双燃料喷射回路喷射系统，其包括经常称为先导喷射器的中央喷射器，输出用于低转速(low regime)和周边环形喷射器(还称为主喷射器)的优化永久燃料流，所述周边环形喷射器输出针对高转速优化的间歇燃料流，该周边喷射器例如是目前被称为多点喷射的类型。
这些喷射系统被开发来使燃烧室以低燃料含量的空气和燃料混合物进行操作(目前称为分级稀薄燃烧燃烧室)，更通常地用于使得空气和燃料喷射适应燃烧室的不同操作转速，以减少其燃料消耗和诸如氮氧化物和废气的污染物的排放，并满足高功率产生的污染排放物的监管标准。
背景技术
上述类型的喷射系统已经为现有技术中所知晓，具体公开于法国专利申请FR 2958 015 A1中。
图1示出用于涡轮发动机的环形稀薄燃烧室10的一个示例。环形燃烧室10通常包括两个环形壁，内壁12和外壁14界定环形燃烧室并在上游端连接至室圆顶环形壁16，并且在下游端分别连接至涡轮发动机的外壳18和内壳20，内壳被连接到扩散器22，所述扩散器22布置在燃烧室10的上游，并使得来自涡轮发动机(图1中未示出)的压缩机的压缩空气以公知的方式扩散进入该燃烧室中。
该室圆顶16通常包括绕燃烧室的轴线均匀分布的孔，空气和燃料喷射系统24被安装在燃烧室中，各空气和燃料喷射系统在燃烧室10中产生火焰。
在图1中所示的燃烧室10的喷射系统24是包括中央喷射器和周边环形喷射器的类型，中央喷射器也称为先导喷射器，周边环形喷射器也称为主喷射器，在这种情况下，周边环形喷射器是多点类型。
如在图2(是图1所示的喷射系统24的较大尺寸的视图)中更具体地示出的，中央燃料喷射器26由开口至系统的中心轴线28的喷嘴构成，所述中心轴线28大致形成构成喷射系统24的旋转零件的对称轴线。
该中央喷射器26通常与两个空气入口通道相连，所述空气入口通道包括内通道29和外环形通道30，中央喷射器26开口至所述内通道29，使得由该中央喷射器26喷射的燃料可以立即与进入该通道空气入口相混合，所述外环形通道30在下游端开口至喷射系统24，以便随后使得空气与燃料的混合物富含空气。
斜翅片32和34通常穿过上述两个空气入口通道29和30，以便在喷射系统24中在穿过其中的气流中产生绕中心轴线28的涡旋运动，以促进喷射系统中的空气和燃料混合物的均匀化。
上述两个入口通道29和30的每一个因而通常被称为涡旋器，并且其通常分别由环形壁36或38使用内会聚发散轮廓(有时也被称为文丘里管)在外部零件上界定，所述内会聚发散轮廓特别设计为：通过在靠近燃料喷射器的鼻部的下游端引起加速流动来防止火焰返回到喷射系统24。
在图2中示出的示例中，两个空气入口通道29和30和界定它们的环形壁36和38大致沿着喷射系统的轴线28延伸。
中央燃料喷射器26通常是由导管40供给，所述导管40被部分地容纳在由燃烧室10的外壳18支撑的臂42中(参见图1)。
此外，周边或多点燃料喷射器43由呈环形的一行燃料喷孔44构成，所述呈环形的行例如可以形成在界定外环形通道30(见图2)的壁38的锥形上游部分46中。
周边喷射器43的燃料喷孔44与环形分布腔48连通，通过部分形成在臂42中的导管50对所述环形分布腔48进行燃料供给，而这些燃料喷孔44向上开口到周边环形通道52，在所述环形通道52中，具有环形空间53，用于空气流的进入，所述空气流在所述通道52中与从周边喷射器43输出的燃料混合。
斜翅片54穿过上述环形空气入口空间53，以在穿过其中的空气流中强制形成绕喷射系统24的中心轴线28的涡旋运动。
周边环形通道52由环形壁38界定其内表面，由碗状件56和支承装置58界定其外表面，所述碗状件56朝下游方向向外成锥形，所述支承装置58可以用于将喷射系统24安装在燃烧室10的圆顶16中。
在图1和2中示出的示例中，环形空气入口空间53为锥形形状，并且由环形壁38的锥形部分46在内侧界定，以露出径向向外的开口。
在操作期间，燃料通过周边喷射器43燃料喷射口44进入周边环形通道52，该燃料然后与通道52中的循环的空气流混合，这有利于该燃料的雾化，换言之，将该燃料以细液滴的形式喷射。
通常，在喷射系统包括两个燃料喷射回路。例如，如上述所描述的喷射系统24，中央喷射器或先导喷射器26输出在燃烧室的所有操作转速都相当恒定的并且对低转速优化的燃料流，而周边或主要喷射器43输出高转速的大燃料流(其对该类型的转速优化)，不输出任何低转速的燃料。因此，能够具有如图1示出的两种类型的涡旋燃烧区；由于低的空气流，先导燃烧区P产生富含燃料的火焰，由于高空气流，多点燃烧区式产生燃料贫乏的火焰。
然而，配备有上述类型的喷射系统燃烧室在低转速具有相对高的某种污染物排放水平，例如，如一氧化碳或烃。
污染物排放水平取决于这些燃烧室中燃料燃烧的质量，特别是取决于来自喷射系统的喷射器的燃料的雾化和蒸发的质量，并取决于是否存在在燃烧室中控制空气和燃料混合的再循环区。
更具体地，在此考虑在低转速的污染物排放的情况。在低转速区，由于操作原理，在多点燃烧区M中的火焰不存在，仅在先导燃烧区P中存在火焰。因而，如图1所示，比较大的燃料液滴60通过离心力随着高的空气流相当快地从中央燃料喷射器26向多点燃烧区M运送，这导致不良燃烧，这是因为未消耗的燃料随着高空气流到达多点燃烧区M时化学反应冻结，并因此导致污染物在低转速区排放。参考图1，当燃料到达先导燃烧区P和多点燃烧区M之间的界面时，化学反应的冻结开始。而且，如图1所示，燃料从中央燃料喷射器26沿空气流的方向喷射，这大大降低了液滴60的雾化和蒸发的程度。
化学反应的冻结和沿空气流的方向喷射燃料是可以在低转速减小燃烧室内的燃烧质量、因而可以增加对环境有害的物质的排放的两种现象。
因此，需要能够保持足够稳定及湍流的先导燃烧区P，而不过度的相互渗透到多点燃烧区M。具体地，来自中央燃料喷射器26的液滴60不能被快速地离心到环形壁38(见图1)，以在先导燃烧区P和多点燃烧区M.中的流的剪切带中形成雾化燃料膜。此外，不同于图1中的结构，先导燃烧区P中的燃料分布必须不干扰多点燃烧区M。在图1所示的根据现有技术的情形中，当只有中央喷射器26在低转速输出燃料时，该化学反应很快由多点燃烧区M的高空气留冻结。
通常，对低转速期望改进先导燃烧区中的燃料分布和改进来自具有双燃料喷射回路的喷射系统中的先导燃料喷射器的雾化和蒸发，以进一步降低对环境有害的的物质(如氮氧化物，一氧化碳和烃)的排放水平。
文件WO 01/51787 A1，US 5833141和US 6543235 B1也公开了多种现有技术的实施方式。
发明内容
本发明的目的是至少部分地满足上述需求，克服现有技术的实施方式的缺点。
本发明的目的特别在于：改进对先导燃烧区和多点燃烧区域之间的干扰的控制，以具有显著不同于多点燃烧区的先导燃烧区，并仅在低操作转速获得来自先导喷射器的燃料的雾化和蒸发。
根据其一个方面，本发明的目的因而是一种用于涡轮发动机的燃烧室的圆顶的空气和燃料喷射系统，包括：
-至少两个燃料喷射装置，包括中央喷射器和周边环形喷射器，所述周边环形喷射器绕所述中央喷射器设置，和
-内环形空气入口通道以及至少一个外环形空气入口通道，所述中央喷射器开口至所述内环形空气入口通道以便能混合来自所述中央喷射器的燃料和进入所述内环形通道的空气，所述外环形空气入口通道能使得该混合物富含空气并稳定先导燃烧区，
所述内环形通道和所述至少一个外环形通道由中间环形壁分隔，所述中间环形壁绕所述中央喷射器延伸并具有会聚内轮廓。
根据本发明，有可能获得先导燃烧区的芯的更均匀的碳化并改进对来自先导喷射器的燃料的雾化和蒸发的控制。因此可以在先导喷嘴附近形成会聚空气膜，以便在与多点燃烧区的界面处将从先导喷嘴输出的燃料流大部分“引导”至先导燃烧区而不是周边燃烧区。对来自先导喷射器的燃料的更好的控制可以防止化学反应通过来自多点燃烧区高的空气流冻结，并可以在低燃烧转速减少污染物质的排放。
在全部描述中，应当注意的是，术语“上游”和“下游”应相对于喷射系统的主要的正常空气和燃料流方向F(从上游到下游)考虑。此外，术语“外轮廓”和“内轮廓”涉及背离喷射系统的中心轴线的轮廓以及朝向喷射系统的中心轴线的轮廓。最后，术语“会聚”和“发散”分别涉及所考虑的流的变窄和所考虑的流的加宽。
根据本发明的喷射系统还可以包括一个或几个单独的或以任何技术上可能的方式组合的以下特征。
外围环形喷射器可以是目前称为多点喷射器的类型。
根据本发明的喷射系统可以包括多个外环形空气入口通道，特别是至少两个外环形通道，可能至少三个甚至四个外环形通道。
外环形通道可以彼此径向重叠，并且它们可以径向重叠在内环形通道上。
中间环形通道在内环形通道和最靠近喷射系统的中心轴线的外环形通道之间延伸。
中间环形壁有利地具有朝向喷射系统的中心轴线会聚的内轮廓。因此，“会聚内轮廓”指中间环形壁的内轮廓完全会聚。具体地，排除了从喷射系统的中心轴线发散的内轮廓的情况，例如一个会聚-发散内轮廓。换句话说，中间环形壁可在其靠近中央喷射器的鼻部的端部具有截取的颈部。
特别是，中间环形壁的内轮廓可朝向喷射系统的中心轴线会聚，使得由中央喷射器喷洒的燃料流和从内环形通道输出的空气流大致垂直。中间环形壁定向为使空气流能大致垂直于燃料喷射可以促进燃料的雾化和蒸发。从先导喷射器运送在出口处喷洒的燃料液滴因而是由内环形通道中的空气流沿所述喷射系统的中心轴线施加的，不再借助于离心作用，因此燃料可以从多点燃烧区离开，以在先导燃烧区域获得较好的燃料分布。
有利的是，内环形通道不能产生漩涡运动。换言之，所述内环形通道没有被涡旋以产生该涡旋运动，换句话说，内环形通道不具有涡旋器产生漩涡运动。
在内环形通道缺乏这种涡旋运动避免了空气流的突然增加可能导致燃料被运送到多点燃烧区。
中间环形壁可包括第一上游部分和第二下游部分，所述第一上游部分沿所述喷射系统的中心轴线延伸，所述第二下游部分朝向喷射系统的中心轴线会聚。中间环形壁的长度(具体地，述第一部分和/或第二部分的长度)可以被选择来将空气流向中央喷射器的鼻引导。
中间环形壁的第二部分朝向喷射系统的中心轴线的定向可以大致与中央喷射器的鼻部的定向相同。
中间环形壁可以沿着中心轴线绕中央喷射器延伸，且可以大致在与中央喷射器的鼻部叠置的位置处中断。因此，中间环形壁可以在含中央喷射器的鼻部的平面内终止，该平面大致垂直于喷射系统的中心轴线。
通过中间环形壁的会聚内轮廓从内环形通道直接向中央喷射器的鼻部喷射可以防止火焰返回，从而将喷射器鼻部朝着先导燃烧区移动，从而获得更好地区分先导燃烧区和多点燃烧区的优点。可能不再需要形成文丘里管的具有会聚-发散内轮廓的壁。然而，形成文丘里管的具有会聚-发散内轮廓的壁(特别位于内环形壁的下游)可以在必要时能进一步防止火焰返回，并且使得空气和燃料之间均化。此外，几个涡旋外环形通道的存在(换句话说，能产生漩涡运动)可以提供对先导燃烧区和多点燃烧区之间的再循环的更好的控制，或者能够可改进空气和燃料之间的混合。
翅片，特别是斜翅片，可穿过所述至少一个外环形通道，所述外环形通道设计成大致绕喷射系统的中心轴线对穿过其间的空气流强制形成涡旋运动。翅片可以被选择来产生弱的涡旋运动。换句话说，不同于内环形通道，所述的至少一个外环形通道可以产生涡旋运动。在所述至少一个外环形通道中引入该涡旋运动可以在必要时使得从中央喷射器输出的燃料获得更好的燃烧性能。通过存在的翅片在至少一个外环形通道中产生的涡旋运动可以在由中央喷射器形成的先导燃烧区附近产生至少一个再循环区，特别是来自先导燃烧区再循环区上游的再循环区和来自先导燃烧区的下游的再循环区。所述的至少一个再循环区域使得能够稳定在先导燃烧区产生的火焰。
所述的至少一个再循环区，特别是从先导燃烧区位于下游的再循环区域，也可以使先导燃烧区获得完全燃烧。
空气动力结构和先导燃烧区附近的至少一个再循环区可以通过存在的外环形空气入口通道得到控制。
所述至少一个外环形通道的外侧可以在形成周边环形喷射器的燃料喷孔的上游部分由环形壁，特别是具有会聚-发散内部轮廓的环形壁界定。这些燃料喷孔可以开口至周边环形通道，在所述周边环形通道中具有环形入口空间，用于在周边环形通道中与从周边环形喷射器输出的燃料混合的空气流。
该环形壁可具有朝向喷射系统的中心轴线定向的会聚内轮廓部分。此会聚内部轮廓部分可叠加在中间环形壁的第二下游会聚部分。该会聚内部轮廓部分和中间环形壁的第二下游会聚部分可以面对喷射系统的中心轴线大致彼此平行地延伸。
翅片可以穿过环形空气入口空间，这在穿过其间的气流中强制形成绕喷射系统的中心轴线的涡旋运动。
根据另一个方面，本发明的另一目的是用于涡轮发动机的环形燃烧室，其特征在于，其包括如上述定义的至少一个喷射系统。
根据另一个方面，本发明的另一目的是涡轮发动机，其特征在于，其包括如上所述的环形燃烧室。
根据本发明所述环形燃烧室和涡轮发动机可以包括上述特征(单独的或与其它特性的任何技术上可行的组合)的任何一种。
附图说明
阅读本发明的非限制性示例实施例的以下详细描述和对所附的图中的局部示意图进行检验后可更好地理解本发明，其中：
-图1是根据现有技术的包括喷射系统的涡轮发动机的环形燃烧室的半轴剖视图，
-图2是大尺寸的轴向剖视图，示出了图1中的燃烧室中的喷射系统，
-图3是根据本发明的示例喷射系统的轴向剖视图，
-图4是图3中的喷射系统的先导区的透视图，
-图5是轴向剖视图，示出了通过图3中的喷射系统获得的再循环区(特别是先导燃烧区和多点燃烧区之间)的形成，和
-图6是根据本发明的另一示例喷射系统的轴向剖视图。
在所有这些图中相同的引用可以表示相同或相似的元件。
此外，在不同的图中所示的不同部分不一定具有相同的比例，以使附图更容易阅读。
具体实施方式
图1和图2示出涡轮发动机的环形燃烧室10，其包括如上所述的现有技术的喷射系统24。
参考图3到5，图显示了根据本发明的喷射系统24的第一个示例。图3和4示出注入系统24的轴向和透视截面图，图5示出了注入系统24获得的在先导燃烧区和多点燃烧区之间形成的再循环区。
该喷射系统24可被设计为安装在涡轮发动机的环形燃烧室10中，具体如以上参照图1和2描述的，其可以是类似于图1和2中的喷射系统24中的类型。此外，以下仅描述对本发明的喷射系统24比较特别的元件，可以参照前述类似于图1和2中的元件的描述。
如可以在图3和4中具体可见的，空气和燃料喷射系统24包括中央喷射器26周边环形喷射器43，所述中央喷射器26设置有鼻部26a，所述鼻部26a可喷洒燃料C的流，所述周边环形喷射器43绕中央喷射器26布置。周边环形喷射器43具体是多点式喷射器。
喷射系统24还包括内环形空气入口通道71以及外环形空气入口通道30，中央喷射器26开口至所述内环形空气入口通道，以便使来自中央喷射器26燃料C和进入内环形通道71的空气流A1之间进行混合，以防止燃料液滴的过度离心，不同于内环形通道71，所述外环形空气入口通道30产生涡旋运动，以随后使得该混合物富含空气，稳定先导燃烧区P，并控制先导燃烧区P的空气动力学结构，所述先导燃烧区P包括再循环区ZR上游和ZR下游(后面参照图5描述)。
根据本发明，所述内环形通道71和外环形通道30通过中间环形壁70隔开，所述中间环形壁70绕中央喷射器26延伸并具有会聚内轮廓70a。
更具体地，中间环形壁70包括第一上游部l1和第二下游部l2，所述第一上游部l1沿喷射系统24的中心轴线28绕中央喷射器26大体直线延伸，所述第二下游部l2朝向喷射系统24的中心轴线28会聚。
中间环形壁70还沿着中心轴线28绕中央喷射器26延伸，然后大致在与中央喷射器26的鼻部26a叠置的位置处中断，使得在内环形通道71的空气流A1和来自中央喷射器26的鼻部26a的燃料C在具有陡峭的梯度的区域中彼此混合，以改进喷洒。
中间环形壁70还具有会聚外轮廓70b，其面对环形壁38的发散部分。
内环形通道71和中间环形壁70一起界定会聚空气膜，使先导燃烧区P的芯的碳化更均匀。
具有会聚内轮廓70a的中间环形壁70朝向喷射系统24的中心轴线28定向，这能使得燃料C的喷射能大致垂直于来自于内环形通道71的空气流A1。
燃料的C大致垂直于空气流A1的喷射能使燃料C的液滴沿中心轴线28朝向先导燃烧区P输送。
有利的是，燃料C的流因而距离多点燃烧区一定距离，以更好地对先导燃烧区P进行供给。
图5示出了先导燃烧区P和多点燃烧区M之间获得的区别。此外，如图3中可见，燃料C流因此距离发源于周边环形通道52(也称为主涡旋器)的空气流A2一定距离。
此外，如在图5中可见，火焰在先导燃烧区P的稳定可能要求在靠近中央喷射器26的鼻部26a处具有再循环区ZR上游，且在先导燃烧区P下游具有再循环区ZR下游。
再循环区ZR上游或ZR下游例如可以通过涡旋运动产生，所述涡旋运动由中间涡旋器(外通道30)和主涡旋器(周边通道52)产生，所述中间涡旋器和主涡旋器可如上所述设置有倾斜翼片34和54。
先导燃烧区P周围的空气动力学结构和再循环区ZR上游和ZR下游能够由存在的外空气入口通道30控制。
在喷射系统24的先导燃烧区中(通过设置有会聚内轮廓70a的中间环形壁70获得)形成会聚空气膜能够使得先导燃烧区P中的火焰与多点燃烧区M的主要的流显著不同，以防止先导火焰的燃烧反应冻结，并以优化的雾化和蒸发从中央喷射器26进行供给。以这种方式，有可能显著提高燃料的燃烧，从而进一步减少对环境有害的物质排放。
参考图6，图中显示了根据本发明的第二示例喷射系统24。
与图3到5示出的第一示例喷射系统24不同，图6中的喷射系统24包括两个外环形空气入口通道30a和30b，彼此径向叠置。
斜翅片34a、34b穿过各外环形通道30a、30b，所述外环形通道30a、30b将对穿过其中的空气流绕喷神系统24的中心轴线施加涡旋运动。该涡旋运动能有助于形成再循环区ZR上游和ZR下游，如上所述。
有利的是，内环形通道71不会产生该涡旋运动。
中间环形壁70还包括第一上游部分l1和第二下游部分12，所述第一上游部分l1沿所述喷射系统24的中心轴线28绕中央喷射器26大体成直线延伸，所述第二下游部分12朝向的中心轴线28会聚。
此外，中间环形壁70沿中心轴线28绕中央喷射器26延伸，然后大致在其与中央喷射器26的鼻部26a叠置的位置处中断，如上所述。
具有会聚-发散内轮廓的环形壁36或文丘里管36还可以进一步改进由中间环形壁70获得的效果以防止火焰返回到喷射系统24。
显然，本发明不限于刚才所描述的示例实施例。熟练的技术人员可以对其作出各种修改。
表达“包含一个”应该被理解为等同于“包含至少一个”，除非另外提及。

Claims (11)

1.一种用于涡轮发动机的环形燃烧室(10)圆顶的空气和燃料喷射系统(24)，包括：
-至少两个燃料喷射装置，包括中央喷射器(26)和周边环形喷射器(43)，所述周边环形喷射器绕所述中央喷射器(26)设置，和
-内环形通道(71)以及至少一个外环形通道(30；30a，30b)，所述中央喷射器(26)开口至所述内环形通道以便能混合来自所述中央喷射器(26)的燃料和进入所述内环形通道(71)的空气，所述外环形通道能使得该混合物富含空气并稳定先导燃烧区(P)，
所述内环形通道(71)和所述至少一个外环形通道(30；30a，30b)由中间环形壁(70)分隔，所述中间环形壁绕所述中央喷射器(26)延伸并具有会聚内轮廓(70a)，
其特征在于：所述内环形通道(71)不具有产生漩涡运动的涡旋器。
2.根据权利要求1所述的喷射系统，其特征在于，所述中间环形壁(70)具有内轮廓(70a)，所述内轮廓朝向所述喷射系统(24)的中心轴线(28)会聚，使得由所述中央喷射器(26)喷射的燃料流和从所述内环形通道(71)输出的空气流大致垂直。
3.根据权利要求1或2的喷射系统，其特征在于，所述中间环形壁(70)包括大致沿着所述喷射系统(24)的中心轴线(28)延伸的第一上游部(l1)和朝向所述喷射系统(24)的中心轴线(28)会聚的第二下游部分(12)。
4.根据权利要求2所述的喷射系统，其特征在于，所述中间环形壁(70)沿所述中心轴线(28)绕所述中央喷射器(26)延伸，并且大致在与所述中央喷射器(26)的鼻部(26a)叠置的位置处中断。
5.根据权利要求1或2所述的喷射系统，其特征在于，所述喷射系统包括多个外环形通道。
6.根据权利要求5所述的喷射系统，其特征在于，所述喷射系统包括至少两个外环形通道(30a，30b)。
7.根据权利要求1或2所述的喷射系统，其特征在于，所述至少一个外环形通道(30；30a，30b)能够产生涡旋运动。
8.根据权利要求7所述的喷射系统，其特征在于，所述至少一个外环形通道(30；30a，30b)因为翅片穿过所述至少一个外环形通道以在穿过其间的空气中绕所述喷射系统(24)的中心轴线(28)强制产生涡旋运动。
9.根据权利要求7所述的喷射系统，其特征在于，在所述至少一个外环形通道(30；30a，30b)中产生的涡旋运动能产生由绕所述中央喷射器(26)形成的先导燃烧区(P)的至少一个再循环区(ZR上游，ZR下游)。
10.一种用于涡轮发动机的环形燃烧室(10)，其特征在于，所述环形燃烧室包括至少一个根据前述权利要求中的任一项所述的喷射系统(24)。
11.一种涡轮发动机，其特征在于，所述涡轮发动机包括根据权利要求10所述的环形燃烧室(10)。
CN201480017161.XA 2013-03-19 2014-03-14 用于涡轮发动机的燃烧室的包括具有会聚内截面的环形壁的喷射系统 Active CN105121960B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1352442 2013-03-19
FR1352442A FR3003632B1 (fr) 2013-03-19 2013-03-19 Systeme d'injection pour chambre de combustion de turbomachine comportant une paroi annulaire a profil interne convergent
PCT/FR2014/050603 WO2014147325A1 (fr) 2013-03-19 2014-03-14 Systeme d'injection pour chambre de combustion de turbomachine comportant une paroi annulaire a profil interne convergent

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN105121960A CN105121960A (zh) 2015-12-02
CN105121960B true CN105121960B (zh) 2018-01-05

Family

ID=48225061

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201480017161.XA Active CN105121960B (zh) 2013-03-19 2014-03-14 用于涡轮发动机的燃烧室的包括具有会聚内截面的环形壁的喷射系统

Country Status (8)

Country Link
US (1) US10036552B2 (zh)
EP (1) EP2976572B1 (zh)
CN (1) CN105121960B (zh)
BR (1) BR112015024058B1 (zh)
CA (1) CA2907533C (zh)
FR (1) FR3003632B1 (zh)
RU (1) RU2645801C2 (zh)
WO (1) WO2014147325A1 (zh)

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9939157B2 (en) 2015-03-10 2018-04-10 General Electric Company Hybrid air blast fuel nozzle
FR3039254B1 (fr) * 2015-07-24 2021-10-08 Snecma Chambre de combustion comportant des dispositifs d'injection additionnels debouchant directement dans les zones de recirculation de coin, turbomachine la comprenant, et procede d'alimentation en carburant de celle-ci
US20170227224A1 (en) * 2016-02-09 2017-08-10 Solar Turbines Incorporated Fuel injector for combustion engine system, and engine operating method
US11067277B2 (en) 2016-10-07 2021-07-20 General Electric Company Component assembly for a gas turbine engine
FR3068113B1 (fr) * 2017-06-27 2019-08-23 Safran Helicopter Engines Injecteur de carburant a jet plat pour une turbomachine d'aeronef
DE102017217329A1 (de) * 2017-09-28 2019-03-28 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Düse mit axial überstehendem Luftleitelement für eine Brennkammer eines Triebwerks
CN110657452B (zh) * 2018-06-29 2020-10-27 中国航发商用航空发动机有限责任公司 低污染燃烧室及其燃烧控制方法
CN111255569B (zh) * 2020-01-13 2021-06-22 南京航空航天大学 一种模态转换联合变几何调节的内并联型进气道及控制方法
US12111056B2 (en) * 2023-02-02 2024-10-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor with central fuel injection and downstream air mixing

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2131490C2 (de) * 1970-06-26 1983-10-20 Ex-Cell-O Corp., Detroit, Mich. Brenner-Mischdüse
CN1034039A (zh) * 1987-12-25 1989-07-19 航空发动机的结构和研究国营公司 喷射装置隔板的控制机构
EP1413830A2 (en) * 2002-10-24 2004-04-28 ROLLS-ROYCE plc Piloted airblast fuel injector with modified air splitter
CN1502797A (zh) * 2002-06-04 2004-06-09 通用电气公司 燃料喷射器的层状燃料带
CN102575844A (zh) * 2009-10-13 2012-07-11 斯奈克玛 用于涡轮发动机的燃烧室的多点喷射器
CN102782411A (zh) * 2010-02-26 2012-11-14 斯奈克玛 用于涡轮机燃烧室的具有改善空气燃油混合物的喷气装置的喷射系统
EP2530382A2 (en) * 2011-06-03 2012-12-05 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Fuel injector

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3474970A (en) * 1967-03-15 1969-10-28 Parker Hannifin Corp Air assist nozzle
GB1114728A (en) * 1967-03-20 1968-05-22 Rolls Royce Burner e.g. for a gas turbine engine combustion chamber
US4562698A (en) * 1980-12-02 1986-01-07 Ex-Cell-O Corporation Variable area means for air systems of air blast type fuel nozzle assemblies
US4996837A (en) * 1987-12-28 1991-03-05 Sundstrand Corporation Gas turbine with forced vortex fuel injection
US5833141A (en) * 1997-05-30 1998-11-10 General Electric Company Anti-coking dual-fuel nozzle for a gas turbine combustor
US6272840B1 (en) 2000-01-13 2001-08-14 Cfd Research Corporation Piloted airblast lean direct fuel injector
US20020162333A1 (en) 2001-05-02 2002-11-07 Honeywell International, Inc., Law Dept. Ab2 Partial premix dual circuit fuel injector
US6543235B1 (en) * 2001-08-08 2003-04-08 Cfd Research Corporation Single-circuit fuel injector for gas turbine combustors
JP4065947B2 (ja) * 2003-08-05 2008-03-26 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 ガスタービン燃焼器用燃料・空気プレミキサー
RU2287110C2 (ru) * 2004-11-15 2006-11-10 Виктор Ташеевич Чумак Способ интенсификации процесса сжигания газа и горелочное устройство для его реализации
US8511097B2 (en) * 2005-03-18 2013-08-20 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Gas turbine combustor and ignition method of igniting fuel mixture in the same
JP4364911B2 (ja) * 2007-02-15 2009-11-18 川崎重工業株式会社 ガスタービンエンジンの燃焼器
FR2919898B1 (fr) 2007-08-10 2014-08-22 Snecma Injecteur multipoint pour turbomachine
FR2921464B1 (fr) 2007-09-24 2014-03-28 Snecma Agencement de systemes d'injection dans un fond de chambre de combustion d'un moteur d'aeronef
US8286433B2 (en) * 2007-10-26 2012-10-16 Solar Turbines Inc. Gas turbine fuel injector with removable pilot liquid tube
GB0820560D0 (en) * 2008-11-11 2008-12-17 Rolls Royce Plc Fuel injector
FR2945854B1 (fr) 2009-05-19 2015-08-07 Snecma Vrille melangeuse pour un injecteur de carburant dans une chambre de combustion d'une turbine a gaz et dispositif de combustion correspondant
FR2952166B1 (fr) 2009-11-05 2012-01-06 Snecma Dispositif melangeur de carburant pour chambre de combustion de turbomachine comprenant des moyens ameliores d'alimentation en air
FR2958015B1 (fr) * 2010-03-24 2013-07-05 Snecma Systeme d'injection pour chambre de combustion de turbomachine, comprenant des moyens d'injection de carburant entre deux flux d'air coaxiaux
FR2964725B1 (fr) 2010-09-14 2012-10-12 Snecma Carenage aerodynamique pour fond de chambre de combustion
EP2436979A1 (en) * 2010-09-30 2012-04-04 Siemens Aktiengesellschaft Burner for a gas turbine
FR2968410B1 (fr) * 2010-12-07 2012-11-16 Nexans Cassette de lovage de fibres et de maintien d'epissures
US9182124B2 (en) * 2011-12-15 2015-11-10 Solar Turbines Incorporated Gas turbine and fuel injector for the same

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2131490C2 (de) * 1970-06-26 1983-10-20 Ex-Cell-O Corp., Detroit, Mich. Brenner-Mischdüse
CN1034039A (zh) * 1987-12-25 1989-07-19 航空发动机的结构和研究国营公司 喷射装置隔板的控制机构
CN1502797A (zh) * 2002-06-04 2004-06-09 通用电气公司 燃料喷射器的层状燃料带
EP1413830A2 (en) * 2002-10-24 2004-04-28 ROLLS-ROYCE plc Piloted airblast fuel injector with modified air splitter
CN102575844A (zh) * 2009-10-13 2012-07-11 斯奈克玛 用于涡轮发动机的燃烧室的多点喷射器
CN102782411A (zh) * 2010-02-26 2012-11-14 斯奈克玛 用于涡轮机燃烧室的具有改善空气燃油混合物的喷气装置的喷射系统
EP2530382A2 (en) * 2011-06-03 2012-12-05 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Fuel injector

Also Published As

Publication number Publication date
CA2907533C (fr) 2020-11-24
WO2014147325A1 (fr) 2014-09-25
FR3003632B1 (fr) 2016-10-14
EP2976572B1 (fr) 2018-05-09
RU2015144484A (ru) 2017-04-28
BR112015024058B1 (pt) 2021-08-24
US10036552B2 (en) 2018-07-31
CA2907533A1 (fr) 2014-09-25
CN105121960A (zh) 2015-12-02
BR112015024058A2 (pt) 2017-07-18
US20160281991A1 (en) 2016-09-29
FR3003632A1 (fr) 2014-09-26
RU2645801C2 (ru) 2018-02-28
EP2976572A1 (fr) 2016-01-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN105121960B (zh) 用于涡轮发动机的燃烧室的包括具有会聚内截面的环形壁的喷射系统
US9562690B2 (en) Swirler, fuel and air assembly and combustor
US6272840B1 (en) Piloted airblast lean direct fuel injector
JP4364911B2 (ja) ガスタービンエンジンの燃焼器
US9429324B2 (en) Fuel injector with radial and axial air inflow
US7721545B2 (en) Device for injecting a mixture of air and fuel, combustion chamber and turbomachine both equipped with such a device
CN102782411B (zh) 用于涡轮机燃烧室的具有改善空气燃油混合物的喷气装置的喷射系统
JP5773342B2 (ja) 燃料噴射装置
JP6606080B2 (ja) エアアシスト式燃料噴射用の燃料ノズル構造体
CN102818292B (zh) 用于降低的排放的回流环形燃烧器
JP6812240B2 (ja) 低排出ガスタービン燃焼器用の空気燃料予混合機
KR102570807B1 (ko) 가스 터빈 연소기에 사용하기 위한 복수의 출구 슬롯을 구비하는 연료 인젝터
US20040079086A1 (en) Piloted airblast lean direct fuel injector with modified air splitter
US9182124B2 (en) Gas turbine and fuel injector for the same
US10914237B2 (en) Airblast injector for a gas turbine engine
CN108351104B (zh) 用于飞行器涡轮发动机的具有改进的空气/燃料混合的空气动力学喷射系统
CN102472492B (zh) 带有改进的进气道的涡轮机燃烧室
CN109945233B (zh) 燃烧室及其雾化装置、航空燃气涡轮发动机
US20150276225A1 (en) Combustor wth pre-mixing fuel nozzle assembly
JP2013174367A (ja) 予混合燃焼バーナ、燃焼器及びガスタービン
CN117212837A (zh) 燃气涡轮发动机及用于其的混合器组件、燃烧室、燃料雾化方法
US20130152594A1 (en) Gas turbine and fuel injector for the same

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant