CN106471258A - 包括扩压器相对于燃烧室的方位角定位的航空器发动机 - Google Patents

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Abstract

扩压器(14)的固定的轮叶(15)相对于燃烧室的喷嘴(9)被设定方位角角度(a)，以使得来自后缘(34)的路径(35)穿过喷嘴(9)之间的间隔(38)，并且更优选地穿过该喷嘴之间的正中间，使得流的可能包含凝结水的这些部分不对燃烧的点火造成影响。

Description

包括扩压器相对于燃烧室的方位角定位的航空器发动机
技术领域
本发明的主题为一种在扩压器与燃烧室之间包括方位角定位的航空器发动机。
背景技术
所讨论的扩压器在压气机与燃烧室之间被布置在气体流管道上，并且该扩压器在于一圈或数圈固定的轮叶，该轮叶在使得从压气机排出的气体的流能够到达燃烧室中之前，通过以弯曲的和凹入的拱腹表面阻挡该气体的流来使其转向(alter)。在文献FR-2 881813-A和FR-2 905 166-A中对燃烧室进行了描述。存在没有使流转向的显著特性的扩压器，该扩压器的轮叶是轴向的和直的(FR-2616 890-A和GB-700 688-A)。
这里的关注点是防止燃烧室在吸取发动机中的水之后意外性的熄灭。这种在航空器发动机的任一阶段进行的对水的吸取可能是由于各种不同的原因，包括在严酷的气候(雨、冰雹、雪、雾或阴云)中飞行、高环境湿度或者在起飞时由机轮(飞机)或旋翼(直升机)造成的水涌。这基本能够改变机器的运行情况，有损于燃烧并且甚至通过使室熄火而完全地阻碍燃烧。当大量的水突然到达燃烧室中时可能直接熄灭，或者随着气体的温度一点点地降低并且燃烧进行得越来越不充分而渐次地熄灭。
在对抗这些困难所采取的措施当中，已设想了调取压气机中的空气，以将管道外部的、带有由压气机产生的离心力造成的水的一部分空气撤回，并且防止这一部分空气到达燃烧室。然而，这些调取不总是充分的，并且也未设置在所有发动机上。在实践中，另一种方式在于，使得水流到覆盖燃烧室的底部并且位于扩压器的前方的整流罩上。然而，这种整流罩也不总是存在于所有的发动机上，并且如果增加了该整流罩可能难于优化，因为要考虑许多参数。整流罩必须在任何情况下是被贯穿的，以使得被压缩的气体能够在喷嘴之间进入到燃烧室中，或者以提供其它的功能：因此，其关于保护防止水和湿气的效用是令人怀疑的。
发明内容
本文求助于另一个解决方案以克服该问题：本文考虑在扩压器的轮叶与喷嘴之间引入方位角定位。换言之，以这样的方式限定扩压器的轮叶的角位置，以限制水在喷嘴前方的蓄积并且使得该喷嘴接纳更干燥的空气，同时还将水聚集并且使其能够在喷嘴之间通过，因此使其不会妨害燃烧。
总之，本发明涉及一种航空器发动机，该发动机包括气体流动管道、位于流动管道上的燃烧室和也位于流动管道上的在燃烧室上游的扩压器。扩压器由固定的轮叶组成，该轮叶使流动转向并且成圆圈布置。燃烧室包括具有喷射孔的燃料喷嘴，该喷射孔成与轮叶的圆圈同轴的圆圈布置。该发动机的特征在于，以下述方式将轮叶相对于喷嘴成角度地布置：来自于轮叶的后缘(trailing edges)的流的路径终止于喷嘴之间；有利地，终止于喷嘴之间的中间三分之一角距离处；以及更为有利地，终止于喷嘴之间的正中间的角距离处。
扩压器通常包括多个连续的级。本发明则应当被应用在扩压器的使得大多数的在下游的流成形(model)的级(通常是上游的级)上。
本发明基于由于聚集在流中的水的更大的惯性而使水在扩压器的轮叶的拱腹前方经过。则设置该扩压器使得溯于轮叶的后缘的水流的路线将更不适于使室熄火，该路线在喷嘴的外部经过，并且处于喷嘴之间良好的角距离处，或者在该正中间的距离附近。EP-2123 863-A描述了一种具有拱腹扩压器轮叶的设备，该设备作为整体来考虑缺乏表征本发明的有利的方位角定位。
附图说明
现将使用以下附图对本发明进行详尽的描述：
图1和图2示出了燃烧室；
以及图3作为轮叶的圆圈和喷嘴的一部分的平面上的展开示图示出了本发明，其中该平面由轴向方向和机器的角度(方位角)方向来限定。
具体实施方式
图1示出了一种典型的燃烧室，该燃烧室围绕中心轴线1包括内壳体2、外壳体3、内管节(ferrule)4、外管节5、在内壳体与内管节4之间的内旁通管道6、在外壳体3与外管节5之间的外旁通管道7、在管节4和5之间的燃烧室8、通过喷射孔10通向燃烧室8的喷嘴9、室的将内管节4结合到外管节5但是被贯穿以使得所有喷嘴9通过的底部壁11、存在于内壳体2与外壳体3之间的扩压室12以及在扩压室12的入口处的扩压器14，该扩压室在燃烧室8和室的底部壁11的上游并被用于对喷嘴9供应燃料的管13穿过，该扩压器由固定的轮叶15所占据，该轮叶成圆圈穿过来自压气机39的气体的流的管道16进行布置。整流罩40从内管节4到外管节5覆盖喷嘴9到扩压器14；该整流罩的形状是半球形的，并且该整流罩设有开口41，该开口在管13的周围相当宽并且处于喷嘴9的前方。管道16的空气部分地经由内旁通管道6和外旁通管道7通过燃烧室8，以及部分地经由开口41、孔10和诸如17与18的穿过管节4和5以及可能穿过整流罩40的穿孔进入该燃烧室中，以按照情况根据这些穿孔的位置和例如该穿孔的斜面(inclinaisons)的位置与燃料形成可燃混合物以有助于稀释在下游的该混合物，或者通过从旁通管道6和7调取较凉的空气来补充管节4和5；在该领域中存在非常多的设计。
应当提到另一类的燃烧室，该燃烧室被称为倒流式的并且在图2中示出。压气机19是轴流式的或者是离心式的，并且供应管道20，该管道首先是平直的和有分支的，在弯管21之后则为环形的，并且径向的流穿过该管道。扩压器由在弯管21上游的径向的扩压器级22和之后在下游的轴向的扩压器级23组成。当退出轴向的扩压器23时，空气在旁通通过上游管节25之前，在一侧或者在另一侧轴向地沿下游方向由第一旁通管道26或径向向外地由第二旁通管道27终止于扩压室24中。上游管节25具有相当接近于半圆形的弯曲的部段。燃烧室28存在于上游管节25与下游管节29之间，该下游管节也是弯曲的并且被前述的燃烧室所包围，以这样的方式使燃烧室28形成半周的回路。以下述的方式对燃料喷嘴30进行布置：使得通过将燃料朝向机器的上游推进而在燃烧室28的径向外部和轴向下游的端部处点火燃烧。燃料喷嘴不具有覆盖其的整流罩。喷嘴30还可位于上游管节25上。燃烧气体在经由由固定的轮叶组成的分流器31离开燃烧室之前，以径向向内和轴向向下游地进行半周的方式沿着该燃烧室28流动，以到达涡轮32。空气以与另一种设计相同的方式通过各个穿孔和开口进入到燃烧室28中。在所有的设计中，扩压器14、22和23以及喷嘴9和30被成与机器的轴线1或33同轴的圆圈布置。
通过使用参照图1的便利性，参照图3用以对本发明进行说明，虽然如将在后文详述的，本发明可被推广到其它的燃烧室，尤其是图2的燃烧室。扩压室12中的流动在角方向上由固定的轮叶15的形状以及尤其是该轮叶的到后缘34的斜面限定。水滴具有轴向的速度分量，并且该轴向的速度分量使得该水滴跟随近于与扩压室12中的该斜面相切的路径35。某些水滴具有径向的速度分量，该径向的速度分量足以通过被空气流充分地转向而绕过燃烧室8，但最大的部分由于惯性朝向燃烧室8喷射，因此即使当整流罩40存在时仍能够通过开口41到达喷嘴9，并且出现了使燃烧室8熄火的风险，此外，湿气还能够通过穿孔17和18进入到该燃烧室中。注意到水由于其惯性将会在固定的轮叶15的拱腹36附近聚集；该水将更加自发地跟随路径35和该路径的附近区域。
根据本发明，以下述方式安置固定的轮叶15：路径35在喷嘴之间在距喷嘴9一距离处通过，有利地，在该喷嘴的间隔38的中间三分之一37处通过，以及更为有利地，在这些间隔38的正中间处通过；如果喷嘴9的角间距等于γ，并且路径35的在后缘34与喷嘴9之间的角度等于β，则最佳地应当选定方位角定位α(即，后缘34与喷嘴9之间的角度)以使得
考虑到在扩压室34中以及在外旁通管道26中行进过路径35到喷嘴30，所以对诸如为图2的倒流式的室的倒流式的室而言状况是完全相同的。
在扩压器是复合式的(诸如图2的扩压器)的情况下，应当应用于扩压器的准则是施加最强的转向作用，即，通常最上游的扩压器(在图2的情况下为径向扩压器22)；然而如果下游扩压器(下游扩压器23)执行最强的转向作用，这就是将进行考虑的扩压器。
如果必要的话，应当通过检测模拟计算来指定路径35。
由于靠近喷嘴9或30通过，水在移动离开燃烧室之前沿着该燃烧室或完全地绕开该燃烧室流动。
本发明的应用场合通常将取决于在扩压器的轮叶的数量与喷嘴的数量之间的明智选择：这些数量往往必须考虑到一公约数，以这样的方式使得考虑到对轮叶的组关于喷嘴中的每一个进行相似的布置。则可以选择沿轮叶的角方向进行不规则的分布，其中在路径35通至喷嘴30的位置处不存在轮叶。在其它类型的实施例中，本发明可仅应用于某些喷嘴，则该喷嘴将是主喷嘴，其它的喷嘴具有较小的流率。由于按照前述的方式将喷嘴全部布置在路径35的所及范围的外部，也可以考虑喷嘴在角间距中的不规则分布。
通常，方位角定位在扩压器的轮叶的数量与喷嘴的数量(这两个数量具有公约数)之间假设了“时钟”。然而，有特殊的情况，对该情况而言“时钟”不是必需的：
-在存在特殊的喷嘴(优选地在低功率速度期间被供应的喷嘴)的情况下，可关于该特定的喷嘴对方位角定位进行限定；
-在熄火由水通过主孔的渗透来控制的情况下，可使用这些主孔对方位角定位进行限定。在该情况下，主孔和轮叶的数量必须具有公因数。

Claims (4)

1.航空器发动机，包括气体流动管道(16，20)、位于所述流动管道上的燃烧室(8，28)和也位于所述流动管道上的在所述燃烧室上游的扩压器(14，22，23)，其中该扩压器由固定的轮叶(15)组成，所述轮叶设有使流转向的拱腹并且成圆圈布置，其中所述燃烧室包括燃料喷嘴(9，30)，所述燃料喷嘴成与所述轮叶的圆圈同轴的圆圈布置，所述航空器发动机的特征在于，以下述方式将所述轮叶(15)相对于所述喷嘴(9，30)成角度地布置：来自于所述轮叶的后缘(34)和来自于与所述后缘相同的角斜面的流的路径(35)终止于所述喷嘴之间，所述路径与所述轮叶的拱腹相切。
2.根据权利要求1所述的航空器发动机，其特征在于，所述流路线终止于所述喷嘴之间的中间三分之一角距离处。
3.根据权利要求2所述的航空器发动机，其特征在于，所述路径终止于所述喷嘴之间的正中间的角距离处。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的航空器发动机，其特征在于，所述扩压器包括多个连续的级(22，23)，所述轮叶属于所述流动管道上的级中的一个，通过该级对所述流施加最强的转向作用。
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