CN105423343A - 航空发动机燃烧室以及大涵道比涡扇发动机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空发动机燃烧室以及大涵道比涡扇发动机，涉及航空发动机技术领域。解决了现有技术存在燃烧室内喷水逼喘试验过程较易熄火的技术问题。该航空发动机燃烧室包括逼喘试验用喷水装置，所述逼喘试验用喷水装置包括至少一个喷嘴；在航空发动机燃烧室的轴向方向上，所述喷嘴与所述航空发动机燃烧室内最易点火的位置之间的距离不大于15cm。该大涵道比涡扇发动机包括本发明任一技术方案提供的航空发动机燃烧室。本发明用于降低燃烧室在喷水逼喘试验时熄火的可能性。

Description

航空发动机燃烧室以及大涵道比涡扇发动机

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种航空发动机燃烧室以及设置该航空发动机燃烧室的大涵道比涡扇发动机。

背景技术

航空发动机的喘振特性是航空发动机最为基本的特性，喘振特性的测量是航空发动机试验的关键技术之一。

喘振是指发动机内部巨大的压力振动，该振动伴随着流量减小和压气机系统内流动状态的反向。喘振特性的测量、试验方法主要包括燃油阶跃逼喘、喷水逼喘、喷口变几何面积逼喘、高压压气机注气逼喘。逼喘是指通过特定的试验技术或者方法使发动机/压气机的工作点向喘振边界靠近，达到测量喘振边界的目的。喘振边界是指发动机/压气机可以稳定工作和不能稳定工作的界限，发动机/压气机通常应当在与喘振边界具有一定喘振裕度的条件上工作。喘振裕度可通过特定发动机在正常稳定工作线下与喘振边界的差值来计算。这个参数通常是恒定折合流量下的压气机增压比变化百分比(其它参数若能清晰表示也是可以的)。所有逼喘方式的原理都是快速升高压气机后的压力，使压气机的工作点在等转速线上迅速向喘振边界靠近，同时测得相应的气动信号作为喘振先兆信号，由此作为发动机防喘、消喘的依据。

喷水逼喘的方法是向燃烧室内喷入一定量的水，水在高温下迅速汽化、膨胀，提高高压压气机出口反压，实现将发动机工作点推向喘振边界的目的。虽然喷水逼喘需要增加喷水设备、相应的控制/调节系统以及发动机改装，但是喷水逼喘更为适合技术成熟度较低的发动机，尤其是在发动机本体可靠性尚未考核、控制系统稳定性尚未确认的前提下，同时水的喷入不会提高高压涡轮前温度，这样不会对涡轮的强度和热疲劳性能有过高的要求。

现有技术中，喷水装置的喷水口位于火焰筒头部旋流器上游，但本申请人发现：现有技术至少存在以下技术问题：

随着国际民航组织对航空发动机污染排放的要求日益严苛，先进民用大涵道比涡扇发动机普遍采用了LPP(贫油、预混、预蒸发)的燃烧组织方式，这样方式导致了燃烧室的贫油熄火特性相对较差，这种情况下如果仍在燃烧室火焰筒上游喷水逼喘的话，很可能导致燃烧室熄火，发动机停转(或称为停车)，无法达到逼喘的效果。

发明内容

本发明的其中一个目的是提出一种航空发动机燃烧室以及设置该航空发动机燃烧室的大涵道比涡扇发动机，解决了现有技术存在燃烧室内喷水逼喘试验过程较易熄火的技术问题。本发明优选技术方案所能产生的诸多技术效果详见下文阐述。

为实现上述目的，本发明提供了以下技术方案：

本发明实施例提供的航空发动机燃烧室，航空发动机燃烧室，其特征在于，包括火焰筒以及逼喘试验用喷水装置，其中：

所述逼喘试验用喷水装置包括至少一个喷嘴；

所述火焰筒上设置有安装通孔，所述喷嘴设置在所述安装通孔上且所述喷嘴的喷射方向朝向所述火焰筒内；

在航空发动机燃烧室的轴向方向上，所述喷嘴与所述火焰筒内最易点火的位置之间的距离不大于15cm。

在一个优选或可选地实施例中，所述航空发动机燃烧室还包括点火器，所述火焰筒内最易点火的位置为所述点火器的点火电嘴的打火位置。

在一个优选或可选地实施例中，在所述航空发动机燃烧室的轴向方向上，所述喷嘴的位置位于所述航空发动机燃烧室内所述点火电嘴的打火位置的下游区域。

在一个优选或可选地实施例中，在所述航空发动机燃烧室的轴向方向上，所述喷嘴与所述点火电嘴的打火位置之间的距离不大于10cm。

在一个优选或可选地实施例中，所述点火器包括壳体、绝缘隔热材料以及电极，所述壳体的其中一端嵌于所述安装通孔上，所述电极穿出所述壳体的部分形成所述点火电嘴；

所述逼喘试验用喷水装置包括注水管路以及与所述注水管路相连通的所述喷嘴，至少部分所述注水管路位于所述壳体内，且所述绝缘隔热材料介于所述注水管路与所述电极之间；

所述喷嘴位于所述壳体之外；或者，所述喷嘴为贯穿设置在所述壳体上的至少一个喷水通孔或至少一条缝隙。

在一个优选或可选地实施例中，所述航空发动机燃烧室上固定设置有机匣安装座，所述机匣安装座上设置有螺纹孔；

所述壳体为圆筒状且其与所述螺纹孔螺纹连接，所述绝缘隔热材料、所述电极以及所述注水管路均延伸出所述壳体沿背离所述点火电嘴的方向延伸出所述机匣安装座的部分，且所述壳体沿背离所述点火电嘴的方向延伸出所述机匣安装座的部分还连接有壳体锁定件。

在一个优选或可选地实施例中，所述壳体锁定件为螺母，其中：

所述螺母、所述壳体以及所述绝缘隔热材料三者上设置有保险丝孔；或者，所述电极包括正电极以及负电极，所述正电极以及所述负电极之间填充有绝缘隔垫材料，所述螺母、所述壳体以及所述绝缘隔垫材料三者上设置有保险丝孔；

所述保险丝孔贯穿设置有保险丝。

在一个优选或可选地实施例中，所述航空发动机燃烧室沿周向方向分布有2～24个所述喷嘴。

在一个优选或可选地实施例中，所述喷嘴沿所述航空发动机燃烧室的周向方向均匀分布。

在一个优选或可选地实施例中，所述喷嘴的喷水方式为以下三种喷射方向其中的一种、其中两种的结合或其中三种的结合：

沿所述航空发动机燃烧室内高温燃气的主流动方向顺流喷射；

沿所述航空发动机燃烧室内高温燃气的主流动方向逆流喷射；

沿垂直于所述航空发动机燃烧室的轴向的方向喷射。

本发明实施例提供的大涵道比涡扇发动机，包括本发明任一技术方案提供的航空发动机燃烧室。

基于上述技术方案，本发明实施例至少可以产生如下技术效果：

本发明实施例提供的航空发动机燃烧室中，喷嘴与航空发动机燃烧室火焰筒内最易点火的位置(该位置优选为点火器的点火电嘴的打火位置，具体可以为打火电弧所在的位置)之间的距离不大于15cm，由于喷嘴接近航空发动机燃烧室内最易点火的位置，而航空发动机燃烧室内相对较易点火的位置同时也是此处喷水相对较不易熄火的位置，所以喷嘴越接近该位置，熄火的可能性也会越小，所以解决了现有技术存在燃烧室相对较易熄火的技术问题，一定程度上克服了喷水逼喘与发动机停转之间的矛盾。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为现有技术中提供的一种设置喷水装置的燃烧室的示意图；

图2为设置本发明实施例所提供的航空发动机燃烧室的航空发动机主要组成部分之间位置关系的示意图；

图3为本发明实施例所提供的航空发动机燃烧室内点火系统、供水系统与点火器之间关系的示意图；

图4为本发明实施例所提供的一种航空发动机燃烧室的主要组成部分之间位置关系的示意图；

图5为本发明实施例所提供的另一种航空发动机燃烧室的主要组成部分之间位置关系的示意图；

图6为本发明实施例所提供的再一种航空发动机燃烧室的主要组成部分之间位置关系的示意图；

图7为本发明实施例所提供的航空发动机燃烧室中点火器与机匣安装座之间位置关系的示意图；

附图标记：1、逼喘试验用喷水装置；10、供水系统；11、喷嘴；12、注水管路；2、点火器；20、点火系统；21、点火电嘴；22、壳体；23、绝缘隔热材料；24、电极；241、正电极；242、负电极；25、绝缘隔垫材料；31、机匣安装座；32、壳体锁定件；33、保险丝孔；41、低压压气机；42、高压压气机；43、航空发动机燃烧室；44、高压涡轮；45、低压涡轮。

具体实施方式

下面可以参照附图图1～图7以及文字内容理解本发明的内容以及本发明与现有技术之间的区别点。下文通过附图以及列举本发明的一些可选实施例的方式，对本发明的技术方案(包括优选技术方案)做进一步的详细描述。需要说明的是：本实施例中的任何技术特征、任何技术方案均是多种可选的技术特征或可选的技术方案中的一种或几种，为了描述简洁的需要本文件中无法穷举本发明的所有可替代的技术特征以及可替代的技术方案，也不便于每个技术特征的实施方式均强调其为可选的多种实施方式之一，所以本领域技术人员应该知晓：可以将本发明提供的任一技术手段进行替换或将本发明提供的任意两个或更多个技术手段或技术特征互相进行组合而得到新的技术方案。本实施例内的任何技术特征以及任何技术方案均不限制本发明的保护范围，本发明的保护范围应该包括本领域技术人员不付出创造性劳动所能想到的任何替代技术方案以及本领域技术人员将本发明提供的任意两个或更多个技术手段或技术特征互相进行组合而得到的新的技术方案。

本发明实施例提供了一种喷水逼喘试验过程中不易熄火的航空发动机燃烧室。

下面结合图2～图7对本发明提供的技术方案进行更为详细的阐述。

如图2～图7所示，本发明实施例所提供的如图2所示航空发动机燃烧室43，包括火焰筒以及逼喘试验用喷水装置1，其中：

逼喘试验用喷水装置1包括至少一个喷嘴11。

火焰筒上设置有安装通孔，喷嘴11设置在安装通孔上且喷嘴11的喷射方向朝向火焰筒内。

在航空发动机燃烧室43的轴向方向上，喷嘴11与航空发动机燃烧室43的火焰筒内最易点火的位置之间的距离不大于15cm。

本发明实施例提供的如图2所示航空发动机燃烧室43中，如图4所示喷嘴11与航空发动机燃烧室43内最易点火的位置(该位置优选为点火器2的点火电嘴21的打火位置，具体可以为打火电弧所在的位置)之间的距离不大于15cm，由于喷嘴11接近航空发动机燃烧室43内最易点火的位置，而航空发动机燃烧室43内最易点火的位置同时也是此处喷水最不易熄火的位置，所以喷嘴11越接近该位置，熄火的可能性也会越小，进而可以保证喷水逼喘试验的可靠进行，一定程度上克服了喷水逼喘与发动机停转之间的矛盾。

作为一种优选或可选地实施方式，如图2所示航空发动机燃烧室43还包括点火器2，火焰筒内最易点火的位置为如图3和图4所示点火器2的点火电嘴21的打火位置。该位置点火器2有利于点火，点着火之后，火焰也相对不易熄灭。

作为一种优选或可选地实施方式，如图2所示在航空发动机燃烧室43的轴向方向上，喷嘴11与点火电嘴21的打火位置之间的距离不大于10cm。

当喷嘴11与点火电嘴21的打火位置之间的距离不大于10cm时，喷水逼喘试验过程中发动机燃烧室内的火焰较不易熄灭。

当然，喷嘴11与点火电嘴21的打火位置之间的距离也可以设置更小或设置更大。

作为一种优选或可选地实施方式，在如图2所示航空发动机燃烧室43的轴向方向上，喷嘴11的位置位于航空发动机燃烧室43内点火电嘴21的打火位置的下游区域(下游区域可以理解为点火电嘴21周围接近航空发动机燃烧室43的出流口的区域)。由于喷水逼喘试验过程中，水会最终从航空发动机燃烧室43内点火电嘴21的打火位置的下游区域流出航空发动机燃烧室43，所以喷嘴11的位置设置在上述位置有利于喷水逼喘试验过程中喷射出的水流快速流出航空发动机燃烧室43。

作为一种优选或可选地实施方式，在如图2所示航空发动机燃烧室43的轴向方向上，喷嘴11与点火电嘴21的打火位置之间的距离为0.5cm～8cm。

当喷嘴11与点火电嘴21的打火位置之间的距离为0.5cm～8cm时，不仅便于安装、设置喷嘴11，而且该位置更为接近航空发动机燃烧室43内相对较易点火的位置，所以熄火的可能性更低。

作为一种优选或可选地实施方式，如图4所示点火器2包括壳体22、绝缘隔热材料23以及电极24。壳体22的其中一端嵌于安装通孔上，电极24穿出壳体22的部分形成点火电嘴21。电极24包括正电极241和负电极242。正电极241和负电极242之间填充有绝缘隔垫材料25。

逼喘试验用喷水装置1包括注水管路12以及与注水管路12相连通的喷嘴11，至少部分注水管路12位于壳体22内，且绝缘隔热材料23介于注水管路12与电极24之间。

喷嘴11优选为贯穿设置在壳体22上的至少一个如图4所示喷水通孔或至少一条如图6所示缝隙。喷嘴11优选为贯穿设置在壳体22上如图5所示的至少两个喷水通孔或至少两条缝隙。

上述结构不仅结构上简单、便于制造，而且喷水作业效率较高。当采用缝隙喷水时，喷出的水较为分散、均匀。

喷嘴11也可以设置在位于壳体22之外，此时，喷嘴11可以为类似单独的水喷头类似的喷水部件，也可以为管件。

航空发动机燃烧室43周向上可以设置两个点火器2，喷嘴11的设置形式可以根据航空发动机燃烧室43周向上散布范围的需要进行合适的选择。

本发明结合了点火器2的特点将逼喘试验用喷水装置1的喷嘴11与点火器2的电极24相结合至一个零组件(例如:壳体22)中，使得点火器2在不改装或者小改装发动机的前提下，实现发动机内喷水逼喘的需要，更节省成本与安装空间。

作为一种优选或可选地实施方式，如图2所示航空发动机燃烧室43上固定设置有如图7所示机匣安装座31，机匣安装座31上设置有螺纹孔。

壳体22为圆筒状且其与螺纹孔螺纹连接。绝缘隔热材料23、电极24以及注水管路12均延伸出壳体22沿背离点火电嘴21的方向延伸出机匣安装座31的部分，且该延伸出机匣安装座31的部分还连接有壳体锁定件32(优选为螺母)。

螺纹连接结构紧凑，拆装比较方便。壳体22对注水管路12以及电极24均可以起到承载与保护的作用。注水管路12延伸出壳体22沿背离点火电嘴21的方向延伸出机匣安装座31的部分的端口可以连接供水系统10以从供水系统10获取水源。电极24延伸出壳体22沿背离点火电嘴21的方向延伸出机匣安装座31的部分的端口可以与点火系统20电连接，依此获取点火所需电能。

作为一种优选或可选地实施方式，壳体锁定件32为螺母，其中：

螺母、壳体22以及绝缘隔热材料23三者上设置有保险丝孔33。或者，电极24包括正电极241以及负电极242，正电极241以及负电极242之间填充有绝缘隔垫材料25，螺母、壳体22以及绝缘隔垫材料25三者上设置有保险丝孔33。

保险丝孔33贯穿设置有保险丝。

保险丝可以起到销子的作用以有效地锁定螺母，防止螺母从壳体22上脱出，进而防止壳体22从机匣安装座31上松脱。拆卸时，可以根据需要将保险丝剪断，由螺母的径向方向将保险丝拔出。

当然，不设置螺母仅在壳体22以及绝缘隔热材料23上设置保险丝孔33以及保险丝的技术方案，或者，仅在壳体22以及绝缘隔垫材料25上设置有保险丝孔33以及保险丝的技术方案也可行。

作为一种优选或可选地实施方式，如图2所示航空发动机燃烧室43沿周向方向分布有至少两个如图3或图4所示喷嘴11。喷嘴11的数目可以为2～24个，优选为3个、4个、6个或10个。多个喷嘴11可以以较快的速度喷射喷水逼喘试验所需要的水。

作为一种优选或可选地实施方式，如图3和图4所示喷嘴11沿如图2所示航空发动机燃烧室43的周向方向均匀分布。该设计可以使喷嘴11喷射到航空发动机燃烧室43内各处水更为分散、均匀，有利于喷水逼喘试验的进行。

作为一种优选或可选地实施方式，如图3或图4所示喷嘴11的喷水方式为以下三种喷射方式其中的一种、其中两种的结合或其中三种的结合：

沿如图2所示航空发动机燃烧室43内高温燃气的主流动方向顺流喷射。

沿如图2所示航空发动机燃烧室43内高温燃气的主流动方向逆流喷射。

沿垂直于如图2所示航空发动机燃烧室43的轴向的方向喷射。

以上三种喷射方式均为较为可行的喷射方式，均可以较为理想地实现喷水逼喘试验。喷嘴11的喷水方式优选为沿垂直于航空发动机燃烧室43的轴向的方向喷射。此时，喷嘴11喷入燃烧室内的水更为均匀、分散，更有利于喷水逼喘试验的进行。

本发明实施例提供的大涵道比涡扇发动机包括本发明任一技术方案提供如图2所示的航空发动机燃烧室43。

大涵道比涡扇发动机的火焰筒壁面(尤其外壁面)没有设计主燃孔和掺混孔，适宜采用喷水逼喘试验的方法测量其喘振特性，进而也适宜采用上述本发明任一技术方案提供的航空发动机燃烧室43，以减小喷水逼喘试验的过程中航空发动机熄火的可能性。

如图2所示，大涵道比涡扇发动机的主要部件包括低压压气机41、高压压气机42、燃烧室、高压涡轮44和低压涡轮45，点火器2安装于燃烧室上，其通过外机匣直接贯穿入火焰筒内，当发动机由带转装置带转至一定转速后，点火器2开始打火，随即喷入燃油，进而利用高温燃气驱动涡轮，实现发动机的自循环。

上述本发明所公开的任一技术方案除另有声明外，如果其公开了数值范围，那么公开的数值范围均为优选的数值范围，任何本领域的技术人员应该理解：优选的数值范围仅仅是诸多可实施的数值中技术效果比较明显或具有代表性的数值。由于数值较多，无法穷举，所以本发明才公开部分数值以举例说明本发明的技术方案，并且，上述列举的数值不应构成对本发明创造保护范围的限制。

如果本文中使用了“第一”、“第二”等词语来限定零部件的话，本领域技术人员应该知晓：“第一”、“第二”的使用仅仅是为了便于描述上对零部件进行区别如没有另行声明外，上述词语并没有特殊的含义。

同时，上述本发明如果公开或涉及了互相固定连接的零部件或结构件，那么，除另有声明外，固定连接可以理解为：能够拆卸地固定连接(例如使用螺栓或螺钉连接)，也可以理解为：不可拆卸的固定连接(例如铆接、焊接)，当然，互相固定连接也可以为一体式结构(例如使用铸造工艺一体成形制造出来)所取代(明显无法采用一体成形工艺除外)。

另外，上述本发明公开的任一技术方案中所应用的用于表示位置关系或形状的术语除另有声明外其含义包括与其近似、类似或接近的状态或形状。本发明提供的任一部件既可以是由多个单独的组成部分组装而成，也可以为一体成形工艺制造出来的单独部件。

最后应当说明的是:以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：依然可以对本发明的具体实施方式进行修改或者对部分技术特征进行等同替换；而不脱离本发明技术方案的精神，其均应涵盖在本发明请求保护的技术方案范围当中。

Claims (12)

1.一种航空发动机燃烧室，其特征在于，包括火焰筒以及逼喘试验用喷水装置，其中：

所述逼喘试验用喷水装置包括至少一个喷嘴；

所述火焰筒上设置有安装通孔，所述喷嘴设置在所述安装通孔上且所述喷嘴的喷射方向朝向所述火焰筒内；

在航空发动机燃烧室的轴向方向上，所述喷嘴与所述火焰筒内最易点火的位置之间的距离不大于15cm。

2.根据权利要求1所述的航空发动机燃烧室，其特征在于，所述航空发动机燃烧室还包括点火器，所述火焰筒内最易点火的位置为所述点火器的点火电嘴的打火位置。

3.根据权利要求2所述的航空发动机燃烧室，其特征在于，在所述航空发动机燃烧室的轴向方向上，所述喷嘴的位置位于所述航空发动机燃烧室内所述点火电嘴的打火位置的下游区域。

4.根据权利要求3所述的航空发动机燃烧室，其特征在于，在所述航空发动机燃烧室的轴向方向上，所述喷嘴与所述点火电嘴的打火位置之间的距离不大于10cm。

5.根据权利要求2所述的航空发动机燃烧室，其特征在于，所述点火器包括壳体、绝缘隔热材料以及电极，所述壳体的其中一端嵌于所述安装通孔上，所述电极穿出所述壳体的部分形成所述点火电嘴；

所述逼喘试验用喷水装置包括注水管路以及与所述注水管路相连通的所述喷嘴，至少部分所述注水管路位于所述壳体内，且所述绝缘隔热材料介于所述注水管路与所述电极之间；

所述喷嘴位于所述壳体之外；或者，所述喷嘴为贯穿设置在所述壳体上的至少一个喷水通孔或至少一条缝隙。

6.根据权利要求5所述的航空发动机燃烧室，其特征在于，所述喷嘴为贯穿设置在所述壳体上的至少两个喷水通孔或至少两条缝隙。

7.根据权利要求5所述的航空发动机燃烧室，其特征在于，所述航空发动机燃烧室上固定设置有机匣安装座，所述机匣安装座上设置有螺纹孔；

所述壳体为圆筒状且其与所述螺纹孔螺纹连接，所述绝缘隔热材料、所述电极以及所述注水管路均延伸出所述壳体沿背离所述点火电嘴的方向延伸出所述机匣安装座的部分，且所述壳体沿背离所述点火电嘴的方向延伸出所述机匣安装座的部分还连接有壳体锁定件。

8.根据权利要求7所述的航空发动机燃烧室，其特征在于，所述壳体锁定件为螺母，其中：

所述螺母、所述壳体以及所述绝缘隔热材料三者上设置有保险丝孔；或者，所述电极包括正电极以及负电极，所述正电极以及所述负电极之间填充有绝缘隔垫材料，所述螺母、所述壳体以及所述绝缘隔垫材料三者上设置有保险丝孔；

所述保险丝孔贯穿设置有保险丝。

9.根据权利要求1所述的航空发动机燃烧室，其特征在于，所述航空发动机燃烧室沿周向方向分布有2～24个所述喷嘴。

10.根据权利要求9述的航空发动机燃烧室，其特征在于，所述喷嘴沿所述航空发动机燃烧室的周向方向均匀分布。

11.根据权利要求1－10任一所述的航空发动机燃烧室，其特征在于，所述喷嘴的喷水方式为以下三种喷射方向其中的一种、其中两种的结合或其中三种的结合：

沿所述航空发动机燃烧室内高温燃气的主流动方向顺流喷射；

沿所述航空发动机燃烧室内高温燃气的主流动方向逆流喷射；

沿垂直于所述航空发动机燃烧室的轴向的方向喷射。

12.一种大涵道比涡扇发动机，其特征在于，包括权利要求1－11任一所述的航空发动机燃烧室。