CN109099460B - 一种进气面积调节装置和燃烧室 - Google Patents

一种进气面积调节装置和燃烧室 Download PDF

Info

Publication number
CN109099460B
CN109099460B CN201710469520.0A CN201710469520A CN109099460B CN 109099460 B CN109099460 B CN 109099460B CN 201710469520 A CN201710469520 A CN 201710469520A CN 109099460 B CN109099460 B CN 109099460B
Authority
CN
China
Prior art keywords
air inlet
air
combustion chamber
intake
sleeve
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
CN201710469520.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109099460A (zh
Inventor
王智勇
罗昌金
陈景阳
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.)
AECC Commercial Aircraft Engine Co Ltd
Original Assignee
AECC Commercial Aircraft Engine Co Ltd
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 AECC Commercial Aircraft Engine Co Ltd filed Critical AECC Commercial Aircraft Engine Co Ltd
Priority to CN201710469520.0A priority Critical patent/CN109099460B/zh
Publication of CN109099460A publication Critical patent/CN109099460A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109099460B publication Critical patent/CN109099460B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

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
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/26—Controlling the air flow
    • 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
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/58—Cyclone or vortex type combustion chambers

Abstract

本发明的目的是提供一种进气面积调节装置和燃烧室。本发明提供了一种进气面积调节装置，安装在燃烧室的进气口处，包括进气腔体、进气套筒和弹性件。进气腔体具有进气端和出气端。进气套筒包括套筒本体和节流孔板，套筒本体和节流孔板可移动地设置在进气腔体中，其中，节流孔板将进气腔体分隔成带进气端的第一腔部和带出气端的第二腔部。出气端通往燃烧室，进气端与燃烧室的进气口接收相同的气源。弹性件向进气套筒施加弹力以平衡第一腔部和第二腔部之间压差产生于节流孔板上的作用力，从而实现对进气面积的自动调节。本发明提供的燃烧室，包括上述进气面积调节装置，从而能够在不同工况下自动调节燃烧室进气面积。

Description

一种进气面积调节装置和燃烧室
技术领域
本发明涉及航空发动机领域，具体涉及一种进气面积调节装置和燃烧室。
背景技术
民用航空发动机在“安全性、经济性、环保性、舒适性”(简称“四性”)等方面有特殊需求，特别是对“环保性”的强制规定，必需满足适航的强制性规定和用户的要求。民用航空发动机污染排放物包括氮氧化物(NOx)，一氧化碳(CO)，未燃碳氢(UHC)和冒烟(Smoke)等，为了提高整机效率，日益增长的航空发动机燃烧室工作压力和温度使NOx成为最难控制的污染物。燃烧室的设计除了需要满足低排放的要求外还必须兼顾不同工况的燃烧效率、点火和起动性能，燃烧组织技术显得尤为重要。常规的燃烧组织技术面临许多矛盾，比如，在高工况下，为降低NOx和冒烟排放量，要求减少停留时间，增加主燃区的空气量。而低工况下，为减少CO和UHC生产量，保证效率和点火能力，要求增大燃气停留时间，减少主燃区的空气量等。因此控制燃烧和排放的性能关键在于控制主燃区的温度也就是需要控制主燃区的油气比。
现有技术中，多采用位移机构调整主燃级叶片安装角度的方式来调节进气面积，这样的调节方式，其结构非常复杂，可靠性低。
本领域需要一种结构简单，并且能够在不同工况下自动调节燃烧室进气面积的装置和燃烧室，以控制主燃区的油气比。
发明内容
本发明的目的在于提供一种进气面积调节装置，所述进气面积调节装置能够在不同工况下自动调节燃烧室进气面积。
本发明的目的还在于提供一种燃烧室，所述燃烧室包括上述进气面积调节装置，从而能够在不同工况下自动调节燃烧室进气面积。
为实现所述目的的进气面积调节装置，用于航空发动机的燃烧室，所述燃烧室包括进气口，所述进气面积调节装置包括具有进气端和出气端的进气腔体、进气套筒和弹性件；所述出气端通往所述燃烧室，所述进气端与所述燃烧室的所述进气口接收相同的气源；
所述进气套筒包括套筒本体和节流孔板，所述套筒本体用于可移动地遮挡所述进气口；所述节流孔板将所述进气腔体分隔成带所述进气端的第一腔部和带所述出气端的第二腔部；
所述弹性件向所述进气套筒施加弹力以平衡所述第一腔部和所述第二腔部之间压差产生于所述节流孔板上的作用力。
所述的进气面积调节装置，其进一步的特点是，所述进气套筒的移动方向为轴向。
所述的进气面积调节装置，其进一步的特点是，所述进气面积调节装置还包括引导环，所述引导环为两端开口的空心筒状结构，套设在所述进气口的外侧并且一端与所述燃烧室固定连接；所述引导环的内壁围成所述进气腔体，所述节流孔板能够沿所述引导环的内壁滑动。
所述的进气面积调节装置，其进一步的特点是，所述套筒本体为两端开口的空心筒状结构；所述节流孔板自所述套筒本体的侧壁沿径向向外延伸，所述套筒本体套设在所述进气口上，以遮挡所述进气口。
所述的进气面积调节装置，其进一步的特点是，所述进气面积调节装置还包括支撑杆，所述节流孔板上还开设有支撑孔，所述支撑孔套设在所述支撑杆上，使得所述进气套筒能够沿所述支撑杆移动；所述节流孔板的外缘与所述引导环的内壁之间具有第一间隙，所述套筒本体的内壁与所述进气口的外缘之间具有第二间隙。
所述的进气面积调节装置，其进一步的特点是，所述进气面积调节装置还包括支撑杆固定座和锁片，所述支撑杆固定座固定设置在所述燃烧室上，所述支撑杆的一端固定设置在所述支撑杆固定座上，所述支撑杆的另一端穿过所述支撑孔；
所述锁片固定设置在所述支撑杆上，所述锁片位于所述节流孔板的一侧，以防止所述进气套筒从所述支撑杆上脱出。
所述的进气面积调节装置，其进一步的特点是，所述弹性件为沿轴向设置的弹簧，所述弹簧套设在所述支撑杆上，并且所述弹簧的一端抵顶在所述支撑杆固定座上，另一端抵顶在所述节流孔板的后侧。
所述的进气面积调节装置，其进一步的特点是，所述支撑杆固定座包括腰形孔，所述腰形孔具有径向上的长度，所述支撑杆的一端穿过所述腰形孔并被固定，以容许所述进气套筒在受热膨胀时发生径向浮动。
为实现所述目的的燃烧室，包括进气口，还包括如上所述的进气面积调节装置，所述进气面积调节装置用于调节空气进入所述进气口的进气面积。
所述的燃烧室，其进一步的特点是，所述进气口为主燃级旋流器的气流入口。
本发明的积极进步效果在于：本发明提供了一种进气面积调节装置，安装在燃烧室的进气口处，包括进气腔体、进气套筒和弹性件。进气腔体具有进气端和出气端。进气套筒包括套筒本体和节流孔板，套筒本体和节流孔板可移动地设置在进气腔体中，其中，节流孔板将进气腔体分隔成带进气端的第一腔部和带出气端的第二腔部。出气端通往燃烧室，进气端与燃烧室的进气口接收相同的气源。弹性件向进气套筒施加弹力以平衡第一腔部和第二腔部之间压差产生于节流孔板上的作用力。由于在不同工况下，空气的流速不同，导致被节流的空气通过节流孔板上的节流通孔后的压降也不同。例如，空气的流速增大时，压降也逐渐增大，导致节流孔板两侧的压差也逐渐增大，因此，由该压差产生的施加在进气套筒上的作用力也逐渐增大，导致对弹性件的压力也逐渐增大，因而弹性件的形变也逐渐增大，使得进气套筒能够朝向节流孔板的后侧移动，从而使得进气口被遮挡的面积减小，进气面积增大。类似地，当空气的流速减小时，压降也逐渐减小，同时节流孔板两侧的压差也逐渐减小，导致对弹性件的压力也逐渐减小，因而弹性件的形变也逐渐减小，使得进气套筒能够朝向节流孔板的前侧移动，从而使得进气口被遮挡的面积增大，进气面积减小。本发明提供的燃烧室，包括上述进气面积调节装置，从而能够在不同工况下自动调节燃烧室进气面积。
附图说明
本发明的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：
图1为现有技术中燃烧室的截面图；
图2为本发明中燃烧室的截面图；
图3为本发明中进气面积调节装置的示意图；
图4为本发明中进气套筒的示意图；
图5为本发明中孔板的示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例和附图对本发明作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本发明，但是本发明显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施例的内容限制本发明的保护范围。
需要注意的是，图1至图5均仅作为示例，其并非是按照等比例的条件绘制的，并且不应该以此作为对本发明实际要求的保护范围构成限制。本发明中，“前”与“后”标识在图2中，空气的流动方向为从前向后。本发明中，轴向为图2中A-A方向，径向为垂直于A-A的方向。
如图1所示，在现有技术中，燃烧室主要由喷嘴组件23、火焰筒组件24和机匣组件25组成。进入燃烧室的气流分为3股，包括外环腔空气18、头部进气19以及内环腔空气20。空气经压气机压缩后进入燃烧室，与燃油混合后在火焰筒24内进行燃烧，产生的高温燃气向前流动推动涡轮做功。
航空发动机的工况包括小工况和大工况。处于小工况时，燃烧室的进气压力低，速度小；处于大工况时，燃烧室的进气压力高，速度大。燃烧室的设计在某一个设计点确定了头部和火焰筒冷却的进气比例以后，头部各级旋流器及火焰筒冷却孔相互间的进气面积关系也就确定了，在不同工况下进气的比例也基本不变，对于小工况时头部进气太多会引起点火油气比偏低不利于点火，同时主燃级进入大量空气也会影响点火电嘴的火花向预燃级回流区的传递影响点火性能。在大工况时，如果主燃级进气的比例太少，将不利于降低燃烧区的当量比，引起燃烧区产生较高的燃烧温度带来NOx的增加。
本发明提供的进气面积调节装置能够在不同工况下自动调节燃烧室进气面积，更具体地，能够在小工况时减小进气面积，还能够在大工况时增大进气面积。本发明的一个实施例如图2、3所示。
在图2和图3中，燃烧室1包括燃烧室本体2和进气部3。燃烧室本体2具有端部8，进气部3凸出于端部8。端部8包括孔板80(如图5所示)和通道板81，孔板80和通道板81之间具有空气流动通道8a；孔板80上开设有通孔801，通孔801与空气流动通道8a连通，空气流动通道8a与燃烧室本体2的内部的火焰筒连通。
进气部3的外侧壁开设有开口朝向为径向的进气口301。进气部3可以包括主燃级旋流器，相应地，进气口301为主燃级旋流器的气流入口。空气的一部分能够从进气口301进入燃烧室本体2，另一部分能够从通孔801进入燃烧室本体2，并在燃烧室本体2内部与燃油混合后剧烈燃烧。
燃烧室1还包括如图2、3所示的进气面积调节装置，进气面积调节装置包括进气腔体11、进气套筒4和弹性件7。进气腔体11具有进气端和出气端，出气端通往燃烧室1，进气端与燃烧室1的进气口301接收相同的气源。进气套筒4包括套筒本体40和节流孔板41，套筒本体40用于可移动地遮挡进气口301；节流孔板41将进气腔体11分隔成带进气端的第一腔部11a和带出气端的第二腔部11b；弹性件7向进气套筒4施加弹力以平衡第一腔部11a和第二腔部11b之间压差产生于节流孔板上的作用力。
进气腔体11的形成方式有多种，例如，进气面积调节装置可以包括一个引导环5，引导环5为两端开口的空心筒状结构，套设在进气口301的外侧并且一端与燃烧室1固定连接；引导环5的内壁围成进气腔体11。进气腔体11的壁面也可以直接与燃烧室本体2的端部8一体成型。进气腔体11还可以根据需要设计成其他形状。具体地，引导环5的一端与端部8的孔板80固定连接。进气套筒4可移动地设置在进气腔体11中，并将进气腔体11分隔成第一腔部11a和第二腔部11b；第二腔部11b与通孔801连通，第一腔部11a与气源连通。
进气套筒4包括套筒本体40和节流孔板41，套筒本体40可以为两端开口的空心筒状结构，节流孔板41自套筒本体40的侧壁沿径向向外延伸，套筒本体40套设在进气口301上，以遮挡进气口301。节流孔板41上开设有节流通孔411，节流通孔411用于连通第一腔部11a和第二腔部11b，以使得空气的另一部分能够从第一腔部11a穿过节流通孔411而进入第二腔部11b，再从第二腔部11b穿过通孔801而进入燃烧室本体2。节流孔板41能够沿引导环5的内壁滑动。
第一腔部11a和第二腔部11b存在由于节流效应而产生的压差，压差作用在进气套筒4上而产生一个作用力，在本发明的一个实施例中为轴向力。弹性件7用于向进气套筒4施加弹力以抵消作用力，从而使进气套筒4能够在一个位置保持平衡，还用于在作用力根据工况的变化而发生变化时产生相应的形变，以使进气套筒4能够在另一个位置保持平衡，从而改变进气口301被遮挡的面积。具体调节过程见后文描述。
可选地，进气套筒4的移动方向为轴向A-A，但进气套筒4的移动方向也可以根据进气口301的朝向变为其他方向。
为了使进气套筒4的移动过程更加顺利，进气面积调节装置还包括支撑杆6，节流孔板41上还开设有支撑孔412(显示在图4中)，支撑孔412套设在支撑杆6上，使得进气套筒4能够沿支撑杆6移动，并且使得节流孔板41的外缘与引导环5的内壁之间具有第一间隙，套筒本体40的内壁与进气口301的外缘之间具有第二间隙。可选地，第一间隙小于或者等于1mm，第二间隙小于或者等于1mm。
参考图2、3、4，进气面积调节装置还包括支撑杆固定座9和锁片10，支撑杆固定座9固定设置在孔板80的一侧，支撑杆6的一端固定设置在支撑杆固定座9上，支撑杆6的另一端穿过支撑孔412；锁片10固定设置在支撑杆6上，在空气的流动路径上，锁片10位于节流孔板41的前侧，以防止进气套筒4从支撑杆6上脱出。
可选地，弹性件7为沿轴向设置的弹簧，弹簧套设在支撑杆6上，并且弹簧的一端抵顶在支撑杆固定座9上，另一端抵顶在节流孔板41的后侧。弹性件7可根据实际情况设置一定的预紧力。
可选地，支撑杆固定座9包括腰形孔901，腰形孔901具有径向上的长度，支撑杆6的一端穿过腰形孔901并被固定，以便进气套筒4受热膨胀时发生径向浮动。支撑杆6可以是两端具有螺纹的销，锁片10可以是螺母。
节流通孔411用于使节流孔板41的两侧，也就是第一腔部11a和第二腔部11b产生压差，压差能够根据工况的变化而变化，以使得空气施加在进气套筒4上的轴向力能够根据工况的变化而变化；弹性件7与进气套筒4连接，轴向力的变化能够使得弹性件7产生相应的形变并使得进气套筒4沿轴向移动，从而改变进气口301被套筒本体40遮挡的面积，进而调节燃烧室1的进气面积。
上述进气面积的调节过程如下：空气的一部分从燃烧室1的进气部3的进气口301进入燃烧室本体2，另一部分从第一腔部11a穿过节流通孔411而进入第二腔部11b，再从第二腔部11b穿过通孔801而进入燃烧室本体2。由于在不同工况下，空气的压力以及流速不同，导致被节流的空气通过节流通孔411后的压降也不同。例如，空气的压力以及流速增大时(从小工况变到大工况)，节流过程产生的压降也逐渐增大，导致节流孔板41两侧的压差也逐渐增大，因此，由该压差产生的施加在进气套筒4上的轴向力也逐渐增大，导致对弹性件7的压力也逐渐增大，因而弹性件7的形变也逐渐增大，使得进气套筒4能够朝向节流孔板41的后侧移动，从而使得进气口301被遮挡的面积减小，进气面积增大，从而使得进入燃烧室本体2的空气量增大，特别是主燃级的进气量进气比例增大，在大工况下燃烧区域的油气比变低，使得燃烧区的温度得到控制，产生的NOx降低。
类似地，当空气的压力以及流速减小时(从大工况变到小工况)，节流过程产生的压降也逐渐减小，导致节流孔板41两侧的压差也逐渐减小，导致对弹性件7的压力也逐渐减小，因而弹性件7的形变也逐渐减小，使得进气套筒4能够朝向节流孔板41的前侧移动，从而使得进气口301被遮挡的面积增大，进气面积减小，从而使得进入燃烧室本体2的空气量减少特别是主燃级的进气量进气比例减少，在小工况下燃烧区域的油气比变高，有利于点火。
上述进气面积的调节过程不需要复杂的控制程序，就能够实现根据工况的变化来自动调节进气面积的大小。
本发明的积极进步效果在于：本发明提供了一种进气面积调节装置，安装在燃烧室的进气口处，包括进气腔体、进气套筒和弹性件。进气腔体具有进气端和出气端。进气套筒包括套筒本体和节流孔板，套筒本体和节流孔板可移动地设置在进气腔体中，其中，节流孔板将进气腔体分隔成带进气端的第一腔部和带出气端的第二腔部。出气端通往燃烧室，进气端与燃烧室的进气口接收相同的气源。弹性件向进气套筒施加弹力以平衡第一腔部和第二腔部之间压差产生于节流孔板上的作用力。由于在不同工况下，空气的流速不同，导致被节流的空气通过节流孔板上的节流通孔后的压降也不同。例如，空气的流速增大时，压降也逐渐增大，导致节流孔板两侧的压差也逐渐增大，因此，由该压差产生的施加在进气套筒上的作用力也逐渐增大，导致对弹性件的压力也逐渐增大，因而弹性件的形变也逐渐增大，使得进气套筒能够朝向节流孔板的后侧移动，从而使得进气口被遮挡的面积减小，进气面积增大。类似地，当空气的流速减小时，压降也逐渐减小，同时节流孔板两侧的压差也逐渐减小，导致对弹性件的压力也逐渐减小，因而弹性件的形变也逐渐减小，使得进气套筒能够朝向节流孔板的前侧移动，从而使得进气口被遮挡的面积增大，进气面积减小。本发明提供的燃烧室，包括上述进气面积调节装置，从而能够在不同工况下自动调节燃烧室进气面积。
本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本发明权利要求所界定的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种进气面积调节装置，用于航空发动机的燃烧室(1)，所述燃烧室(1)包括进气口(301)，其特征在于，所述进气面积调节装置包括具有进气端和出气端的进气腔体(11)、进气套筒(4)和弹性件(7)；所述出气端通往所述燃烧室(1)，所述进气端与所述燃烧室(1)的所述进气口(301)接收相同的气源；
所述进气套筒(4)包括套筒本体(40)和节流孔板(41)，所述套筒本体(40)用于可移动地遮挡所述进气口(301)；所述节流孔板(41)将所述进气腔体(11)分隔成带所述进气端的第一腔部(11a)和带所述出气端的第二腔部(11b)；
所述弹性件(7)向所述进气套筒(4)施加弹力以平衡所述第一腔部(11a)和所述第二腔部(11b)之间压差产生于所述节流孔板上的作用力。
2.如权利要求1所述的进气面积调节装置，其特征在于，所述进气套筒(4)的移动方向为轴向。
3.如权利要求1所述的进气面积调节装置，其特征在于，所述进气面积调节装置还包括引导环(5)，所述引导环(5)为两端开口的空心筒状结构，套设在所述进气口(301)的外侧并且一端与所述燃烧室(1)固定连接；所述引导环(5)的内壁围成所述进气腔体(11)，所述节流孔板(41)能够沿所述引导环(5)的内壁滑动。
4.如权利要求3所述的进气面积调节装置，其特征在于，所述套筒本体(40)为两端开口的空心筒状结构；所述节流孔板(41)自所述套筒本体(40)的侧壁沿径向向外延伸，所述套筒本体(40)套设在所述进气口(301)上，以遮挡所述进气口(301)。
5.如权利要求4所述的进气面积调节装置，其特征在于，所述进气面积调节装置还包括支撑杆(6)，所述节流孔板(41)上还开设有支撑孔(412)，所述支撑孔(412)套设在所述支撑杆(6)上，使得所述进气套筒(4)能够沿所述支撑杆(6)移动；所述节流孔板(41)的外缘与所述引导环(5)的内壁之间具有第一间隙，所述套筒本体(40)的内壁与所述进气口(301)的外缘之间具有第二间隙。
6.如权利要求5所述的进气面积调节装置，其特征在于，所述进气面积调节装置还包括支撑杆固定座(9)和锁片(10)，所述支撑杆固定座(9)固定设置在所述燃烧室(1)上，所述支撑杆(6)的一端固定设置在所述支撑杆固定座(9)上，所述支撑杆(6)的另一端穿过所述支撑孔(412)；
所述锁片(10)固定设置在所述支撑杆(6)上，所述锁片(10)位于所述节流孔板(41)的一侧，以防止所述进气套筒(4)从所述支撑杆(6)上脱出。
7.如权利要求6所述的进气面积调节装置，其特征在于，所述弹性件(7)为沿轴向设置的弹簧，所述弹簧套设在所述支撑杆(6)上，并且所述弹簧的一端抵顶在所述支撑杆固定座(9)上，另一端抵顶在所述节流孔板(41)的后侧。
8.如权利要求6所述的进气面积调节装置，其特征在于，所述支撑杆固定座(9)包括腰形孔(901)，所述腰形孔(901)具有径向上的长度，所述支撑杆(6)的一端穿过所述腰形孔(901)并被固定，以容许所述进气套筒(4)在受热膨胀时发生径向浮动。
9.一种燃烧室，包括进气口(301)，其特征在于，所述燃烧室(1)还包括如权利要求1至8中任意一项权利要求所述的进气面积调节装置，所述进气面积调节装置用于调节空气进入所述进气口(301)的进气面积。
10.如权利要求9所述的燃烧室，其特征在于，所述进气口(301)为主燃级旋流器的气流入口。
CN201710469520.0A 2017-06-20 2017-06-20 一种进气面积调节装置和燃烧室 Active CN109099460B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710469520.0A CN109099460B (zh) 2017-06-20 2017-06-20 一种进气面积调节装置和燃烧室

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710469520.0A CN109099460B (zh) 2017-06-20 2017-06-20 一种进气面积调节装置和燃烧室

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109099460A CN109099460A (zh) 2018-12-28
CN109099460B true CN109099460B (zh) 2020-07-17

Family

ID=64795551

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201710469520.0A Active CN109099460B (zh) 2017-06-20 2017-06-20 一种进气面积调节装置和燃烧室

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109099460B (zh)

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113423940B (zh) * 2018-12-29 2023-01-24 潍柴动力股份有限公司 一种气体混合器
CN112066412B (zh) * 2019-06-10 2022-03-29 中国航发商用航空发动机有限责任公司 燃烧室、燃气轮机以及抑制振荡燃烧的方法
CN112066415B (zh) * 2019-06-10 2022-04-01 中国航发商用航空发动机有限责任公司 燃烧室、燃气轮机以及抑制振荡燃烧的方法
CN112066414B (zh) * 2019-06-10 2022-04-12 中国航发商用航空发动机有限责任公司 燃烧室、燃气轮机以及抑制振荡燃烧的方法
CN110440287B (zh) * 2019-07-26 2021-04-16 中国航发沈阳发动机研究所 一种流量调节套筒
CN111594873B (zh) * 2020-05-11 2022-01-11 萧县煜成石油设备有限公司 一种燃烧室的气体导流控制装置
CN111780163A (zh) * 2020-06-23 2020-10-16 江苏大学 一种出口气流强度可连续调节的旋流器
EP3929487A1 (en) * 2020-06-25 2021-12-29 General Electric Company Combustor assembly for a gas turbine engine
CN114413281B (zh) * 2021-11-29 2022-10-21 南京航空航天大学 双层帽罩空气流量分配智能燃烧调节系统及调节方法
CN114321977A (zh) * 2021-11-29 2022-04-12 南京航空航天大学 一种环缝帽罩进气面积智能调节系统及调节方法
CN114278438B (zh) * 2021-12-03 2023-04-07 南京航空航天大学 一种压气机出口流量分配智能燃烧调节系统及其工作方法

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2602271B1 (fr) * 1986-07-30 1990-07-27 Snecma Dispositif d'injection, pour turbomachines, a vrille de turbulence a calage variable
JP4205231B2 (ja) * 1998-02-10 2009-01-07 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ バーナ
AUPR657901A0 (en) * 2001-07-25 2001-08-16 Micro Gas Turbine Pty Ltd A miniature multifuel gas turbine engine
CN201090323Y (zh) * 2007-10-22 2008-07-23 重庆市海嘉燃气汽车设备制造有限公司 比例调节式混合器
CN201144740Y (zh) * 2008-01-14 2008-11-05 戴江华 燃气发动机之混气阀
CN103292356B (zh) * 2013-06-19 2015-03-04 北京航空航天大学 一种斜切主燃孔助旋低污染回流燃烧室
CN204313310U (zh) * 2014-11-11 2015-05-06 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 燃气轮机燃料喷嘴的进气结构
CN104456625B (zh) * 2014-11-11 2017-11-07 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 燃气轮机燃料喷嘴的进气结构
CN104676648B (zh) * 2015-01-09 2017-02-22 北京航空航天大学 一种预燃级rql，主燃级lpp的中心分级低污染燃烧室

Also Published As

Publication number Publication date
CN109099460A (zh) 2018-12-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109099460B (zh) 一种进气面积调节装置和燃烧室
US7500347B2 (en) Variable geometry combustor
US7200986B2 (en) Fuel injector
US5323614A (en) Combustor for gas turbine
CN106796031B (zh) 火炬式点火器
CA2784660C (en) Acoustic damping device for use in gas turbine engine
KR20150065782A (ko) 개선된 작동성을 갖는 방사상 단계식 예혼합 파일럿을 갖는 연소기
CN111396926B (zh) 一种放气式扩压器与火焰筒一体式的燃烧室
CN108980891B (zh) 一种具有气动导流与防回火结构的中心分级低排放燃烧室头部
US4007001A (en) Combustors and methods of operating same
US8596071B2 (en) Method and apparatus for assembling a gas turbine engine
Genova et al. Exploration of a Reacting Jet-in-Crossflow in a High-Pressure Axial Stage Combustor
CN112066415B (zh) 燃烧室、燃气轮机以及抑制振荡燃烧的方法
CN111425887B (zh) 燃气轮机燃烧室及燃气轮机
EP1978306B1 (en) Hooded air/fuel swirler for a gas turbine engine
CN109073221A (zh) 燃烧室衬里的高频声学阻尼器
US9513010B2 (en) Gas turbine engine combustor with fluidic control of swirlers
CN109945234A (zh) 一种单筒燃烧室及燃气轮机
CN112066414B (zh) 燃烧室、燃气轮机以及抑制振荡燃烧的方法
CN116202105B (zh) 一种优化燃烧性能的旋流燃烧室头部结构
CN115164231B (zh) 一种低排放燃烧器
US2716863A (en) Continuous flow and internal combustion engines, and in particular turbojets or turbo-props
CN116085829A (zh) 一种主副喷口自切换的燃油喷嘴结构
JPH07332114A (ja) 予蒸発予混合燃焼用燃料噴射弁
CN116202105A (zh) 一种优化燃烧性能的旋流燃烧室头部结构

Legal Events

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