CN109073224B - 用于涡轮机喷射系统的、在入口处包括气动偏转器的进气旋流器 - Google Patents

用于涡轮机喷射系统的、在入口处包括气动偏转器的进气旋流器 Download PDF

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Abstract

用于涡轮机喷射系统(70)的进气旋流器(100，200)包括围绕进气旋流器的轴线(44)旋转的上游壁(102，202)和下游壁(104，204)，以及翅片(106，206)，该翅片围绕轴线(44)分布并且将上游壁连接到下游壁以便在上游壁和下游壁之间界定出空气入口通道(108，208)，每个空气入口通道具有入口(110，210)和出口(112，212)。旋流器包括两个气动偏转器(120，220)，该两个气动偏转器分别使下游壁(104，204)径向向外延伸并且具有朝向上游的凹度。气动偏转器面向空气入口通道的各自的入口(110，210)径向地延伸，因此能够限制供应到空气入口通道(108，208)的空气的压力损失。

Description

用于涡轮机喷射系统的、在入口处包括气动偏转器的进气旋 流器
技术领域
本发明涉及一种作为涡轮机中的空气和燃料喷射系统的一部分的进气旋流器，以及包括至少一个这种进气旋流器的涡轮机喷射系统，以及包括这种喷射系统的飞行器涡轮机。
背景技术
所附的图1示出了已知类型的飞行器涡轮机10，例如涡轮风扇发动机，其通常包括风扇12，以用于抽吸在风扇下游分开为供应涡轮机的芯部的主流和在该芯部的旁路穿过的次级流的气流。涡轮机芯部通常包括低压压缩机14、高压压缩机16、燃烧室18、高压涡轮20和低压涡轮22。涡轮机通过围绕次级流的流动空间26的短舱24而呈流线型。涡轮机转子能围绕涡轮机的纵向轴线28旋转地安装。
图2表示图1的涡轮机的燃烧室18。传统上，该燃烧室是环形的，包括两个同轴的环形壁，该两个环形壁分别是径向内部壁32和径向外部壁34，该径向内部壁和径向外部壁沿涡轮机中的主气流的流动方向36围绕燃烧室的轴线(与涡轮机的轴线28相同)从上游延伸到下游。这些内部环形壁32和外部环形壁34在它们的上游端部处通过室底环形壁40彼此连接，该室底环形壁40围绕轴线28基本上径向地延伸。该室底环形壁40配备有围绕轴线28分布的多个喷射系统42，该多个喷射系统能够使空气和燃料混合物进行喷射，该多个喷射系统中的每个沿各自的喷射轴线44居中。在整个说明书中，轴向方向和径向方向是参照喷射轴线44限定的。另外，横向平面是与喷射轴线44垂直的平面。
燃烧室通常包括保护性环形整流罩45，该保护性环形整流罩面向室底壁40的上游面延伸并且包括喷射器通道和进气口。
在使用中，来自压缩机16和来自扩压器49的气流48的一部分46供应喷射系统42，而该气流的另一部分50通过沿该室的同轴壁32和34向下游流动而绕过燃烧室并且允许供应特别是设置在这些壁32和34内的空气入口。
如图3所示，每个喷射系统42通常包括套管52，该套管有时被称为“滑动通孔”，在套管中安装有形成喷射臂55的末端的燃料喷嘴54，以及一个或多个进气旋流器56、58，以及钵体60，该钵体有时被称为“混合钵体”或“预汽化钵体”，该钵体基本上采用具有下游喇叭形截头圆锥形部分的环形壁的形式。这些元件相对于喷射轴线44居中。
进气旋流器56、58通过环形壁彼此分开，该环形壁径向地向内延伸以形成内部偏转环形壁62，该内部偏转环形壁也被称为“文丘里管”，具有收缩-扩张形状的内部轮廓。
喷射系统42在燃烧室的运行中起重要作用。喷射系统的效能尤其取决于它们的直接来自扩压器的空气供应质量。
在这方面，进气旋流器56、58参与空气和燃料的混合。因此，每个旋流器56、58包括一环形排的倾斜翅片，以便使气流64旋转，从而改善来自燃料喷嘴54的燃料射流的雾化。特别地，该燃料的一部分以液体形式在文丘里管62的内表面上延伸，并且由在文丘里管62的下游端处旋转的空气剪断。
发明内容
本发明的目的是改善涡轮机喷射系统的性能。
为此，本发明为涡轮机喷射系统提供进气旋流器，该进气旋流器包括均围绕进气旋流器的轴线旋转的上游壁和下游壁，以及多个翅片，该多个翅片围绕轴线分布并将上游壁连接到下游壁以便在上游壁和下游壁之间界定出多个空气入口通道，该多个空气入口通道各自具有布置在径向外侧部上的入口和布置在径向内侧部上的出口。
根据本发明，进气旋流器进一步包括气动偏转器，该气动偏转器是下游壁的向外径向延伸直到气动偏转器的自由端部的延伸部，并且该气动偏转器具有指向上游的凹度，使得气动偏转器面向空气入口通道径向地延伸。
通常，气动偏转器使得旨在进入空气入口通道的气流能够被引导，因此该气流的压头损失最多地受到限制。
因此，配备有包括这种进气旋流器的喷射系统的涡轮机燃烧室的总体性能得到改善，特别是在整体热力循环方面的性能得到改善。
在本发明的第一优选实施例中，气动偏转器从下游壁到气动偏转器的自由端部围绕轴线连续地延伸过360度。
在本发明的第二优选实施例中，气动偏转器包括形成在气动偏转器的自由端部中的凹部，以便在凹部之间界定出齿，齿分别布置成面向空气入口通道的各自的入口。
优选地，上游壁和下游壁基本上垂直于轴线延伸。
另外，气动偏转器优选地成形为使得在气动偏转器的自由端部的每个点处，与自由端部的径向内边缘相切的圆周面基本上平行于进气旋流器的轴线。
本发明还涉及一种用于将空气和燃料混合物喷射到涡轮机燃烧室中的喷射系统，该喷射系统包括用于使喷射器居中的套管，钵体，以及至少一个上述类型的第一进气旋流器，所述第一进气旋流器轴向地布置在套管和钵体之间。
优选地，喷射系统进一步包括同样是上述类型的第二进气旋流器，该第二进气旋流器轴向地布置在第一进气旋流器和钵体之间。
在这种情况下，第一进气旋流器的下游壁优选地是第二进气旋流器的上游壁。
此外，喷射系统有利地包括内部偏转环形壁，该内部偏转环形壁具有收缩-扩张形状的内部轮廓，该内部偏转环形壁是第一进气旋流器的下游壁的向喷射系统内部延伸的延伸部。
优选地，第一进气旋流器和第二进气旋流器的各自的气动偏转器的各自的自由端部基本上在同一横向平面中延伸。
在这种情况下，第一进气旋流器的上游壁在同一横向平面中延伸。
替代性地，第一进气旋流器和第二进气旋流器的各自的气动偏转器的各自的自由端部可以沿进气旋流器的轴线的方向相对于彼此偏置。
在本发明的优选实施例中，第一进气旋流器和第二进气旋流器中的每个的各自的气动偏转器围绕进气旋流器的轴线旋转。
在本发明的其他优选实施例中，第一进气旋流器和第二进气旋流器的各自的气动偏转器中的至少一个成形为使得相应进气旋流器的空气入口截面的径向范围围绕进气旋流器的轴线变化。
本发明进一步涉及一种飞行器涡轮机，包括燃烧室和至少一个上述类型的喷射系统，所述喷射系统用于向燃烧室供应空气和燃料混合物。
附图说明
通过阅读以非限制性示例并参考附图进行的以下描述，将更好地理解本发明，并且本发明的进一步的细节、优点和特征将显现，在附图中：
-已经描述的图1是已知类型的涡轮机的轴向横截面示意图；
-已经描述的图2是图1的涡轮机的燃烧室的半轴横截面示意图；
-已经描述的图3是图2的燃烧室的喷射系统的轴向横截面示意图；
-图4是根据本发明第一优选实施例的喷射系统的半轴向横截面示意图；
-图5是图4的喷射系统的轴向横截面透视局部示意图；
-图6和图7分别是根据本发明的第二优选实施例的喷射系统的透视图和正视图的示意图；
-图8至图11是根据本发明的其他优选实施例的喷射系统的透视示意图。
在这些附图中，相同的附图标记可以表示相同或类似的元件。
具体实施方式
图4和图5示出了一种喷射系统70，该喷射系统70类似于上述图2的喷射系统42，但是该喷射系统70包括根据本发明的第一优选实施例的两个进气旋流器100、200。喷射系统70用于装备与已经描述的图1的涡轮机相同类型的飞行器涡轮机，或用于装备任何其他类型的涡轮机。
因此，喷射系统70包括用于接纳燃料喷射喷嘴的套管52、进气旋流器100、200和钵体60。进气旋流器100、200用于在喷射系统的通过内部偏转环形壁62彼此分开的两个内部环形空间中喷射旋流气流，如上面结合已知类型的喷射系统42所解释的，该内部偏转环形壁62具有收缩-扩张形状的内部轮廓，也被称为“文丘里管”。
第一进气旋流器100，也被称为“内旋流器”，包括上游壁102和下游壁104，该上游壁和下游壁均围绕旋流器的轴线旋转，该旋流器的轴线与喷射系统的喷射轴线44相同。第一进气旋流器100进一步包括多个翅片106，该多个翅片围绕轴线44分布并将上游壁102连接到下游壁104以便在上游壁和下游壁之间界定出空气入口通道108。每个空气入口通道108具有布置在径向外侧部上的入口110和布置在径向内侧部上的出口112。更确切地，每个入口110在界定出相应的空气入口通道108的两个连续翅片106的各自的径向外端部之间被界定出。类似地，每个出口112在界定出相应的空气入口通道108的两个连续翅片106的各自的径向内端部之间被界定出。
根据本发明的一个特征，第一进气旋流器100进一步包括气动偏转器120，该气动偏转器是下游壁104的向外径向延伸到气动偏转器120的自由端部122的延伸部。气动偏转器具有指向上游的凹度。因此，该气动偏转器120径向地面向空气入口通道108的各自的入口110延伸。因此，气动偏转器120的自由端部122总体上朝向上游定向并界定出第一进气旋流器100的空气入口截面。
通常，气动偏转器120因此使得进入空气入口通道108的气流F1能够被引导，因此使得该气流的压头损失最多地受到限制。
在图4和图5中所示的本发明的第一优选实施例中，气动偏转器120从下游壁104到气动偏转器120的自由端部122围绕轴线44连续地延伸过360度。
在所示的示例中，第一进气旋流器100的上游壁102和下游壁104垂直于轴线44延伸。因此，旋流器是径向类型的并且因此沿轴向方向具有最佳的紧凑性。
替代性地，上游壁102和下游壁104可以相对于轴线44倾斜，而不脱离本发明的范围。
此外，在所示的示例中，气动偏转器120具有从下游壁104到自由端部122的弯曲形状。
气动偏转器120可以有利地通过(例如选择性激光熔化(SLM)类型的)增材制造方法制造。
替代性地，气动偏转器120可具有一个或多个弯曲的轴向部分以及一个或多个圆柱形或截头圆锥形的轴向部分，这些轴向部分轴向地排列成端对端，而这并不脱离本发明的范围。
进一步替代性地，气动偏转器120可以由一系列截头圆锥形的轴向部分组成，当所考虑的轴向部分远离下游壁104时，该一系列截头圆锥形的轴向部分各自的顶角都较小。换句话说，气动偏转器120可以具有分段曲率，而不是连续曲率，这并不脱离本发明的范围。
另外，在所示的示例中，气动偏转器120成形为使得在其自由端部122的每个点处，与自由端部122的径向内边缘124相切的圆周面P1平行于第一进气旋流器100的轴线44。
此外，气动偏转器120绕轴线44旋转。因此，气动偏转器120界定出第一进气旋流器100的空气入口截面，该空气入口截面具有围绕轴线44恒定的径向范围S1。
在本发明的优选实施例中，第一进气旋流器100的空气入口截面大于或等于第一进气旋流器100的空气入口通道108的各个通道截面的总和的三倍。
替代性地，气动偏转器120可以具有围绕轴线44的不均一形状，以便使空气入口截面的径向范围S1适应来自涡轮机的扩压器49的气流46的压力不均匀，这将在如下的内容中更清楚地显示。
轴向布置在第一进气旋流器100和钵体60之间的第二进气旋流器200具有与第一进气旋流器100类似的构造。
特别地，第二进气旋流器200，也被称为“外旋流器”，包括上游壁202和下游壁204，上游壁202是第一进气旋流器100的下游壁104。两个壁202、204均关于旋流器200的轴线旋转，旋流器200的轴线与喷射系统的喷射轴线44相同。第二进气旋流器200进一步包括多个翅片206，该多个翅片围绕轴线44分布并且将上游壁202连接到下游壁204以便在上游壁和下游壁之间界定出多个空气入口通道208。每个空气入口通道208具有布置在径向外侧部上的入口210，以及布置在径向内侧部上的出口212。更确切地说，每个入口210在界定出相应的空气入口通道208的两个连续翅片206的各自的径向外端部之间被界定出。类似地，每个出口212在界定出相应的空气入口通道208的两个连续翅片206的各自的径向内端部之间被界定出。
此外，第二进气旋流器200包括气动偏转器220，该气动偏转器是下游壁204的向外径向延伸直到气动偏转器220的上游自由端部222的延伸部，该延伸部大致朝上游定向并界定出第二进气旋流器200的空气入口截面。
气动偏转器220具有的特性与上述第一进气旋流器100的气动偏转器120的特性类似，因此使得进入空气入口通道208的气流F2能够被引导。
特别地，与自由端部222的径向内边缘224相切的圆周面P2平行于第二进气旋流器200的轴线44(图4)。
在所示的示例中，第一进气旋流器100和第二进气旋流器200的各自的气动偏转器120、220的各自的自由端部122、222基本上在同一横向平面P3中延伸，第一进气旋流器100的上游壁102也在该横向平面P3中延伸。因此，分别由气动偏转器120和220界定的空气入口截面基本上被限定在横向平面P3中。
另一方面，内部偏转环形壁62作为第一进气旋流器100的下游壁104的延伸部向喷射系统70内部延伸。
图6和图7示出了与上述喷射系统70大致相似的喷射系统70A，但是喷射系统70A中的第一进气旋流器100A和第二进气旋流器200A与上述的旋流器100、200不同，因为它们各自的气动偏转器120A、220A分别包括形成在其自由端部122A、222A中的凹部126A、226A。这些凹部126A、226A在它们之间界定出齿128A、228A，齿128A、228A分别布置成面向空气入口通道108、208的各自的入口110、210。
有利地，第一进气旋流器100A的气动偏转器120A的齿128A相对于第二进气旋流器200A的气动偏转器220A的齿228A成角度地偏置，使得每个齿128A轴向地面向相应的凹部226A布置。
因此，第一进气旋流器100A的气动偏转器120A的凹部126A使额外的空气朝向第二进气旋流器200A穿过。
替代性地，根据本发明的喷射系统可包括单个进气旋流器，或者甚至是根据上述第二实施例的第一进气旋流器和根据上述第一实施例的第二进气旋流器，或者是根据上述第一实施例的第二进气旋流器和根据上述第二实施例的第一进气旋流器。
图8示出了与上述喷射系统70大致相似的喷射系统70B，但是在喷射系统70B中，第二进气旋流器200B的气动偏转器220B成形为使得所述进气旋流器200B的空气入口截面的径向范围S2围绕轴线44变化。
在图8所示的示例中，气动偏转器220B特别地成形为使得其自由端部222B具有圆形形状并且相对于轴线44偏心。自由端部222B例如从轴线44沿相对于燃烧室的轴线28(在图2中可见)径向向外定向的方向偏心。
径向范围S2优选地具有最小值S2min，该最小值S2min等于对应于径向范围的标称值的一半，其截面将是等效的但具有恒定的径向范围将具有的截面(如图4和图5中所示)。此外，径向范围S2优选地具有等于标称值的三倍的最大值S2max。
替代性地，空气入口截面的径向范围S2的可变性可以通过气动偏转器220B的非轴对称形状(例如，偏心椭圆形状)获得。
替代性地或互补地，第一进气旋流器的气动偏转器可呈现这样的构造，该构造使得第一进气旋流器的空气入口截面的径向范围S1围绕轴线44变化。
通常，进气旋流器中的至少一个的空气入口截面的径向范围的可变性使得能够根据涡轮机的各种设计参数实现以待均匀化的空气向该旋流器供应进行供应的均匀性，所述各种设计参数包括尤其在压缩机16的出口处的可能的流动异质性、由喷射臂55在供应喷射系统70B的气流中引起的滑流、以及保护性环形整流罩45对上述气流的影响。
如图9至图11所示的其他替代性方案使得能够根据这些参数优化进气旋流器的空气供应。
图9和图10分别示出了与上述喷射系统70大致相似的喷射系统70C和70D，但是在喷射系统70C和70D中，第一进气旋流器和第二进气旋流器的各自的气动偏转器的各自的自由端部沿轴线44的方向相对于彼此偏置。
因此，在图9的实施例中，第一进气旋流器100C的气动偏转器120C向上游延伸超过第二进气旋流器200的气动偏转器220的自由端部222。
相反地，在图10的实施例中，第二进气旋流器200D的气动偏转器220D向上游延伸超过第一进气旋流器100的气动偏转器120的自由端部122。
最后，图11示出了类似于图10的喷射系统70E，不同之处在于第二进气旋流器200E的气动偏转器220E具有例如从偏转器的圆形截面环形部分223E延伸的卵形的或长方形的自由端部222E。
在所示的示例中，自由端部222E的长轴230E沿着相对于燃烧室的轴线28(在图2中可见)限定的圆周方向定向。
类似于参考图8所描述的，自由端部222E的形状使得能够实现第二进气旋流器200E的空气入口截面的径向范围围绕轴线44的可变性。

Claims (12)

1.一种用于在涡轮机燃烧室中喷射空气和燃料混合物的喷射系统(70；70A；70B；70C；70D；70E)，包括用于使喷射器居中的套管(52)、钵体(60)、轴向布置在所述套管(52)和所述钵体(60)之间的第一进气旋流器(100；100A；100C)、以及轴向布置在所述第一进气旋流器(100；100A；100C)和所述钵体(60)之间的第二进气旋流器(200；200A；200B；200D；200E)，所述进气旋流器中的每个包括均围绕所述进气旋流器的轴线(44)旋转的上游壁(102，202)和下游壁(104，204)，以及多个翅片(106，206)，所述多个翅片围绕所述轴线(44)分布并将所述上游壁连接到所述下游壁以便在所述下游壁和所述上游壁之间界定出多个空气入口通道(108，208)，所述多个空气入口通道各自具有布置在径向外侧部上的入口(110，210)和布置在径向内侧部上的出口(112，212)，其中，所述第一进气旋流器(100；100A；100C)的下游壁(104)是所述第二进气旋流器(200；200A；200B；200D；200E)的上游壁(202)，其特征在于，所述进气旋流器中的每个进一步包括各自的气动偏转器(120，220；120A，220A；120，220B；120C，220；120，220D；120，220E)，所述气动偏转器是相应的进气旋流器的下游壁(104，204)的向外径向延伸的延伸部并且终止于自由端部(122，222；122A，222A；122，222B；122，222E)，每个相应的气动偏转器具有指向上游的凹度，使得所述气动偏转器面向相应的进气旋流器的空气入口通道的各自的入口(110，210)径向地延伸。
2.根据权利要求1所述的喷射系统，其中，所述第一进气旋流器和所述第二进气旋流器(100，200；100，200B；100C，200；100，200D；100，200E)中的至少一个的气动偏转器(120，220；120，220B；120C，220；120，220D；120，220E)从所述下游壁(104，204)到所述气动偏转器的自由端部(122，222；122，222B；122，222E)围绕所述轴线(44)连续地延伸过360度。
3.根据权利要求1所述的喷射系统，其中，所述第一进气旋流器和所述第二进气旋流器(100A，200A)中的至少一个的气动偏转器(120A，220A)包括形成在所述气动偏转器的自由端部(122A，222A)中的凹部(126A，226A)，以便在所述凹部之间界定出齿(128A，228A)，所述齿分别布置成面向相应的进气旋流器(100A，200A)的空气入口通道的各自的入口(110，210)。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的喷射系统，其中，所述第一进气旋流器和所述第二进气旋流器(100，200；100A，200A；100，200B；100C，200；100，200D；100，200E)中的每个的上游壁(102，202)和下游壁(104，204)壁基本上垂直于所述轴线(44)延伸。
5.根据权利要求1至3中任一项所述的喷射系统，其中，所述第一进气旋流器和所述第二进气旋流器(100，200；100A，200A；100，200B；100C，200；100，200D；100，200E)中的每个的气动偏转器(120，220；120A，220A；120，220B；120C，220；120，220D；120，220E)成形为使得在所述气动偏转器的自由端部(122，222)的每个点处，与所述自由端部的径向内边缘(124，224)相切的圆周面(P1，P2)基本上平行于所述轴线(44)。
6.根据权利要求1至3中任一项所述的喷射系统，所述喷射系统进一步包括具有收缩-扩张形状的内部轮廓的内部偏转环形壁(62)，所述内部偏转环形壁是所述第一进气旋流器的下游壁(104)的向所述喷射系统内部延伸的延伸部。
7.根据权利要求1至3中任一项所述的喷射系统，其中，所述第一进气旋流器和所述第二进气旋流器(100，200；100A，200A；100，200B)的各自的气动偏转器(120，220；120A，220A；120，220B)的各自的自由端部(122，222；122A，222A；122，222B)基本上在同一横向平面(P3)中延伸。
8.根据权利要求7所述的喷射系统，其中，所述第一进气旋流器(100；100A)的上游壁(102)在同一横向平面(P3)中延伸。
9.根据权利要求1至3中任一项所述的喷射系统，其中，所述第一进气旋流器和所述第二进气旋流器(100C，200；100，200D)的各自的气动偏转器(120C，220；120，220D)的各自的自由端部(122，222)沿所述轴线(44)的方向相对于彼此偏置。
10.根据权利要求1至3中任一项所述的喷射系统，其中，所述第一进气旋流器和所述第二进气旋流器(100，200；100C，200；100，200D)的各自的气动偏转器(120，220；120C，220；120，220D)中的每个围绕所述轴线(44)旋转。
11.根据权利要求1至3中任一项所述的喷射系统，其中，所述第一进气旋流器和所述第二进气旋流器的各自的气动偏转器(220B；220E)中的至少一个成形为使得相应的进气旋流器(200B；200E)的空气入口截面的径向范围(S2)围绕所述轴线(44)变化。
12.一种飞行器涡轮机，包括燃烧室和至少一个根据权利要求1至11中任一项所述的喷射系统(70，70A)，所述喷射系统用于向所述燃烧室供应空气和燃料混合物。
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