CN105593602B - 通过燃料喷射系统均匀进气的涡轮发动机的燃烧室 - Google Patents

Abstract

本发明涉及用于涡轮发动机的燃烧室，包括环形端壁(18)，其上设有喷射系统(20)，每个喷射系统都以各自的轴线(24)为中心，且每个喷射系统都具有形成容纳喷射器头的衬套(26’)的上游端部，以及环形罩(40’)，该环形罩覆盖所述端壁(18)并包括喷射器通过开口(42)，该开口分别设置为与所述喷射系统(20)相对，其中，所述环形罩(40’)包括独立于所述喷射器通过开口(42)的进气口，并且每个喷射系统的所述衬套(26’)穿过相应的喷射器通过开口(42)并在其上游端部包括具有自由端(64)的挡圈(62)，该自由端远离喷射系统的所述轴线(24)，远离的第一距离(d1)大于第二距离(d2)，该第二距离将所述喷射器通过开口的边缘与所述轴线分开。

Description

通过燃料喷射系统均匀进气的涡轮发动机的燃烧室

技术领域

本发明涉及一种涡轮发动机，特别是飞机推进组件的环形燃烧室。

本发明特别(但不是唯一)适于装有环形排列的一排喷射器的燃烧室，每个喷射器都具有喷射头，喷射头上设置有一种喷射燃料的中央喷嘴和外围燃料喷射设备，例如，多点式燃油喷射设备。这种喷射器用在称之为具有“分级贫油燃烧(staged lean combustion)”的燃烧室内。

本发明还涉及一种燃烧室模块(combustion chamber module)，以及包括这种燃烧室模块的涡轮发动机。

背景技术

图1示出了一种已知类型涡轮发动机1的典型事例，例如，飞机的双转子涡轮风扇发动机(twin spool turbofan engine)。

根据箭头2所示推力方向(该方向同时对应于涡轮发动机内气流的一般方向)，涡轮发动机1依次包括：低压压缩器4、高压压缩器6、环形燃烧室8、高压涡轮10和低压涡轮11。

在下面的发明说明中，上游方向和下游方向的定义均为相对于燃烧室的内部气流的一般方向，而且，一般来说，系指涡轮发动机的一般方向。

按照已知方式，燃烧室8安装于向其提供增压空气的高压压缩器6的下游和高压涡轮10的上游，高压涡轮在来自燃烧室的燃气推力的作用下旋转高压压缩器6。

图2以较大比例示出了燃烧室8及其封闭环境。

燃烧室8包括两个分别为径向内同轴环形壁12和径向外同轴环形壁13，两个环形壁围绕燃烧室的纵轴14延伸。

这两个环形壁12和13固定到燃烧室内套15和外套16的下游，而在上游端部则通过燃烧室的环形端壁18而彼此连接。

环形端壁18包括环形排列的一排端口，均匀地分布在燃烧室的纵轴14周围，喷射系统20安装在这些端口内，喷射器22的各个喷射头21分别安装在喷射系统内。这些喷射器22均具有燃料排放轴线，其与对应的喷射系统20的轴线交汇在一起。喷射系统20安装在端壁18内，以便能够在沿与轴线24相互垂直的方向上稍稍移动，并从而能够在运行时承受影响燃烧室8、喷射系统20和壳体15和16的不均匀膨胀(differential expansions)。

由燃烧室8和喷射器22所形成的组件在本说明书中称之为“燃烧室模块”。

每个喷射系统20包括形成衬套(bushing)26的上游端部、通向燃烧室8内的扩口碗(flared bowl)28形状的下游端部，以及设置在衬套26和扩口碗28之间的环形进气口30，环形进气口用于让来自安装在涡轮发动机高压压缩器出口处的扩压器34的气流32的一部分31流入，从而在喷射系统内部将已进入的空气与来自安装在衬套26内喷射器22的燃料进行预先混合。

在所示的示例中，鳍板(fins)36横跨环形进气口30，以便将旋转运动传输给穿越鳍板的气流。为此，这种进气口是通常称之为“旋流器(swirler)”的进气口类型。

此外，燃烧室的环形壁12和13在其上游端部部连接到环形罩(annular shroud)40上，环形罩包括设置为面向喷射系统20的端口42，端口用于使喷射器22和供给喷射系统20的空气31通过。该环形罩40的主要功能是保护燃烧室的端壁18和为气流32的一部分44和46提供导向，这些气流的一部分分别在两个各自的内旁路空间48和外旁路空间50的内部沿燃烧室的内环形壁12和外环形壁13向下游流动。在下文中，气流32的这些部分44和46分别称之为“内旁路气流”和“外旁路气流”。内旁路空间48和外旁路空间50与将其相互连接的上游空间52一起形成围壳(enclosure)，燃烧室8在围壳内延伸的。当然，每个端口42相对于相应的喷射系统的轴线24，都位于环形进气口30的上游。

然而，喷射系统20的环形进气口30的空气供应在每个喷射系统的轴线24附近是不均匀的，这很可能会降低燃烧室的性能，特别是在限制污染物排放和控制燃烧室的排气口处的废气热分布的性能方面。

这个问题在燃烧室采用称之为“分级贫油燃烧”燃烧模式的情况下尤为突出，诸如图2所示的燃烧室。在这种形式的燃烧室中，每个喷射器22的头21都包括用来喷射燃料的中央喷嘴54、设置在中央喷嘴54周围的轴向进气设备56、以及设置在轴向进气设备56周围的外围燃料喷射设备58。来自中央喷嘴54的燃料在每个喷射系统内部与通过轴向进气设备56进入的空气混合，而来自外围燃料喷射设备58的燃料在每个喷射系统内部与经由喷射系统的环形进气口30进入的空气混合。但是，这种喷射系统的横向总尺寸较大，很可能会增加气流31的非均匀性。此外，运行时，这些喷射系统需要相当大量的气流，这会加重燃烧室8的非均质性。

对于设置在离心式扩压器34’的出口处的燃烧室，上述问题尤为突出，如图3所示。

实际上，在这种情况下，每个喷射系统20的环形进气口30的径向外部部分是接收直接的气流31a，而环形进气口30的径向内部部分则只接收间接的气流31b。

发明内容

本发明的主要目的是提出一种针对上述这些问题的简单、经济和有效的解决方案，从而使上述缺陷能够至少部分地得以避免。

为此，本发明提出了一种用于涡轮发动机的环形燃烧室，包括：

-环形端壁，其设有多个喷射系统，每个喷射系统都以各自的轴线为中心，且每个喷射系统都具有上游端部、下游端部和环形进气口；该上游端部形成用于容纳喷射器头的衬套，该下游端部通向所述燃烧室内，该环形进气口设在所述上游端部和下游端部之间，以便使经由所述环形进气口进入的空气在喷射系统内部与来自喷射器的燃料混合；以及

-环形罩，其覆盖所述端壁的上游侧并包括多个喷射器端口，这些喷射器端口分别设置为面向所述喷射系统，所述环形罩和所述端壁一起形成环形空间，每个喷射系统的环形进气口通向该空间内。

根据本发明，所述环形罩包括独立于所述喷射器端口的多个进气端口。

此外，每个所述喷射系统的所述衬套横跨所述环形罩的相应喷射器端口，并在其上游端部包括具有自由端的环形挡圈，所述自由端远离喷射系统的所述轴线，远离的第一距离大于或等于第二距离，该第二距离为将所述相应的喷射器端口边缘与所述喷射系统的所述轴线分开的距离。

每个喷射系统的衬套的环形挡圈使得环形罩的相应的喷射器端口的进气端口被隐蔽，并从使经由所述喷射器端口向喷射系统的环形进气口提供的空气流降低到基本上没有的状态。为此，环形进气口的空气供应几乎只有通过环形罩的进气端口来间接提供。

这样，每个喷射系统的环形进气口的空气供应就更为均匀，下文将更详细地介绍。

此外，这种布局可以使每个喷射系统保持相对于环形罩和燃烧室的端壁移动的特性。

优选地，所述进气端口和所述喷射器端口是这样分布的，即，至少一个进气端口沿所述环形罩的周缘周向地设置在每对相邻的喷射器端口之间。

所述分布可以使每个喷射系统的环形进气口的空气供应的均匀性得到优化。

在这种情况下，所述进气端口沿所述环形罩周缘与所述喷射器端口优选交替分布。

本发明还涉及一种用于涡轮发动机的燃烧室模块，包括：

上述类型的环形燃烧室，以及

环形排列的喷射器，包括分别安装在所述燃烧室的喷射系统的所述衬套内的各个喷射器头。

有利的是，本发明适于这种燃烧室模块，其中，每个喷射器头包括用于喷射燃料的中央喷嘴、设置在所述中央喷嘴周围的轴向进气设备，和设置在所述轴向进气设备周围的外围燃料喷射装置。

此外，有利的是，所述环形罩的所述喷射器端口具有各自的等重心，刻在以所述燃烧室的轴线为中心并具有第一直径的第一圆上。

在本发明的第一优选实施方式中，所述环形罩的所述进气端口具有各自的等重心，该等重心刻在以所述燃烧室的轴线为中心并具有第二直径的第二圆上，所述第二直径严格大于所述第一圆的所述第一直径。

在本发明的第二优选实施方式中，所述环形罩的所述进气端口具有刻在所述第一圆上的各自的等重心。

本发明最后涉及飞机的涡轮发动机，包括上述类型的燃烧室模块。

附图说明

通过阅读以非限定性示例和参照附图给出的如下说明，可以更好地理解本发明，本发明的其它细节、优点和特性会显现出来，附图如下：

图1为已知类型的涡轮发动机的轴向截面局部示意图，上文已经介绍；

图2为图1所示涡轮发动机的燃烧室模块的轴向截面局部示意图，包括轴向扩压器，上面已经介绍；

图3为已知类型涡轮发动机的燃烧室模块的轴向截面局部示意图，包括离心式扩压器，上文已经介绍；

图4为根据本发明第一个优选实施方式的涡轮发动机的燃烧室模块的轴向截面局部示意图；

图5为属于图4所示的燃烧室模块的燃烧室的轴向截面局部示意图，所示为单独示意图；

图6为图4所示的燃烧室模块的局部示意图，所示自上游看去；

图7类似于图6，所示为图4所示的燃烧室模块的另一种实施方式；

图8类似于图6，示出了根据本发明第二个优选实施方式的涡轮发动机的燃烧室模块。

在这些附图中，相同的附图标记系指相似或相同的元件。

具体实施方式

图4至图6示出了根据本发明第一个优选实施方式的燃烧室模块59的局部。该燃烧室是涡轮发动机的组成部分，涡轮发动机的其它部件都是传统形式的部件，如上述图1所示。

图4至图6更具体地示出了燃烧室8的后部以及燃烧室模块的喷射器22，而图5则仅示出了燃烧室8的后部。

如图6所示，覆盖着燃烧室8上游一侧的环形罩40’包括独立于喷射器端口42的多个进气端口60。在所示示例中，进气端口60可沿环形罩40’周缘与喷射器端口42交错设置。按照本身已知的方式，每个喷射器端口42相对于相应的喷射系统的轴线24而位于环形进气口30的上游。

如图4和图5所示，每个喷射系统20的衬套26’横跨环形罩40’的对应的喷射器端口42。

衬套26’在其上游端部包括环形挡圈62。该环形挡圈62的自由端64远离喷射系统20的轴线24，远离的第一距离d1(图5)大于或等于第二距离d2，第二距离d2将所述喷射器端口42的边缘与喷射系统的轴线24隔开。

在所示示例中，环形挡圈62并不是旋转对称的。实际上，第一距离d1在喷射系统的轴线24周围稍有变化。

更确切地说，环形挡圈62的径向外部比其径向内部延伸得更长。为此，在图5所示的轴向截面上，自由端64的径向外侧66比自由端64的径向内侧66’距离喷射系统的轴线24更远。

同样，喷射口42也不具有旋转对称性，所以，第二距离d2在喷射系统的轴线24的周围稍稍变化。

第一距离d1和第二距离d2之间的上述偏差都表示在燃烧室模块的每个轴向截面之内。

此外，在所示示例中，燃烧室属于分级贫油燃烧型。为此，每个喷射器头都包括用来喷射燃料的中央喷嘴54、设置在所述中央喷嘴54周围的轴向进气设备56、以及设置在所述轴向进气设备周围的外围燃料喷射设备58。例如，该外围设备58是“多点”式，也就是说，包括了环形设置的一排喷射口。

如图6所示，环形罩40’的喷射器端口42具有各自的等重心68(isobarycentre)，刻在以所述燃烧室8的轴线14为中心并具有第一直径D1的第一圆70上。

在本发明的第一个实施方式中，环形罩40’的进气端口60具有各自的等重心72，刻在以所述燃烧室8的轴线14为中心并具有第二直径D2的第二圆74上，所述第二直径D2严格大于所述第一圆70的第一直径D1。

为此，进气端口60径向向外偏离环形罩40’。当向燃烧室供应空气的扩压器为离心式时，这种布局特别有利，如图3所示为现有技术的示例。

在图6给出的示例中，进气端口60沿周缘方向为长方形。此外，每个进气端口60都远离上述第一圆70。

或者，每个进气端口60可以延伸至第一圆70处，如图7所示。在这种情况下，有利的是，每个进气端口60边缘具有弯曲的边侧区域，以便与位于附近的喷射器端口42的曲度大体上相匹配。

在图8所示的本发明的第二个优选实施方式中，环形罩40’的进气端口60具有各自的等重心72，刻在第一圆70上。

当向燃烧室供应空气的扩压器为轴向形式时，这种布局特别有利，如图2所示为现有技术的示例。

运行时，在所有情况下，向每个喷射系统20的环形进气口30提供的空气都会完全地或几乎完全地流过环形罩40’的进气端口60。实际上，每个喷射系统20的衬套的环形挡圈62基本上都能防止每个喷射系统周围空气流过相应的喷射器端口42。环形挡圈62和喷射器端口42的边缘实际上形成了挡住来自扩压器的气流的环形挡板，以便向燃烧室提供增压空气。

为此，提供给每个喷射系统20的环形进气口30的空气首先在燃烧室的环形端壁18和环形罩40’之间形成的空间78(图4)内旋流流动。

这样，环形进气口30在其各自轴线周围的空气供应的均匀性得到改善。

在上述优选实施方式中，喷射器端口和进气端口都交替分布。

作为另一种方式，其它的布局形式也是可以的，但都没有脱离本发明的范围。

一般来讲，为了使每个喷射系统的环形进气口30的空气供应的均匀性最优，进气端口60和喷射器端口42优选分布成至少一个进气端口60沿环形罩40’的周缘周向地设置在每对连续的喷射器端口42之间。

Claims (9)

1.用于涡轮发动机的环形燃烧室(8)，包括：

-环形端壁(18)，其设有多个喷射系统(20)，每个喷射系统都以各自的轴线(24)为中心，且每个喷射系统都具有上游端部、下游端部(28)和环形进气口(30)；该上游端部形成用于容纳喷射器头(21)的衬套(26’)，该下游端部通向所述燃烧室内，该环形进气口设在所述上游端部和下游端部之间，以便使经由所述环形进气口(30)进入的空气在喷射系统内部与来自喷射器(22)的燃料混合；以及

-环形罩(40’)，其覆盖所述端壁(18)的上游侧并包括多个喷射器端口(42)，这些喷射器端口分别设置为面向所述喷射系统(20)，所述环形罩(40’)和所述端壁(18)一起形成环形空间(78)，每个喷射系统(20)的环形进气口(30)通向该空间内；

所述燃烧室的特征在于，所述环形罩(40’)包括独立于所述喷射器端口(42)的多个进气端口(60)；以及，其特征还在于，每个所述喷射系统的所述衬套(26’)横跨所述环形罩的相应喷射器端口(42)，并在其上游端部包括具有自由端(64)的环形挡圈(62)，所述自由端远离喷射系统的所述轴线(24)，远离的第一距离(d1)大于或等于第二距离(d2)，该第二距离为将所述相应的喷射器端口(42)边缘与所述喷射系统的所述轴线(24)分开的距离。

2.根据权利要求1所述的环形燃烧室，其中，所述进气端口(60)和所述喷射器端口(42)分布成至少一个进气端口(60)沿所述环形罩(40’)的周缘周向地设置在每对连续喷射器端口(42)之间。

3.根据权利要求2所述的环形燃烧室，其中，所述进气端口(60)沿所述环形罩(40’)周缘与所述喷射器端口(42)交替布置。

4.用于涡轮发动机的燃烧室模块(59)，包括：

-根据权利要求1至3中任一项所述的环形燃烧室(8)，以及

-环形排列的喷射器(22)，包括分别安装在所述燃烧室的喷射系统(20)的所述衬套(26’)内的各自的喷射器头(21)。

5.根据权利要求4所述的燃烧室模块，其中，每个喷射器头(21)包括用于喷射燃料的中央喷嘴(54)，设置在所述中央喷嘴周围的轴向进气设备(56)，以及设置在所述轴向进气设备周围的外围燃料喷射设备(58)。

6.根据权利要求4或5所述的燃烧室模块，其中，所述环形罩(40’)的所述喷射器端口(42)具有各自的等重心(68)，刻在以所述燃烧室(8)的轴线(14)为中心并具有第一直径(D1)的第一圆(70)上。

7.根据权利要求6所述的燃烧室模块，其中，环形罩(40’)的进气端口(60)具有各自的等重心(72)，刻在以所述燃烧室(8)的轴线(14)为中心并具有第二直径(D2)的第二圆(74)上，所述第二直径严格大于所述第一圆(70)的所述第一直径(D1)。

8.根据权利要求6所述的燃烧室模块，其中，所述环形罩(40’)的所述进气端口(60)具有刻在所述第一圆(70)上的各自的等重心(72)。

9.一种飞机涡轮发动机，其特征在于，其包括根据权利要求4到8中任一项所述的燃烧室模块(59)。