CN110657455A - 燃烧室 - Google Patents

Abstract

本发明的目的在于提供一种燃烧室，采用单环腔火焰筒结构，在保证燃烧室性能的前提下降低发动机整个LTO循环的污染排放。在该燃烧室中，主燃级包含内侧旋流器、外侧旋流器、集油环以及预混预蒸发段，外侧旋流器采用径向旋流器，内侧旋流器采用轴向旋流器，集油环采用周向多点均布的直射式燃油喷孔，燃油形成直喷油雾，并在内旋流和外旋流的剪切作用下破碎雾化形成主燃级气动雾化油雾；预混预蒸发段采用喷管结构，具有喉道；直射式燃油喷孔相对于主燃级的预混预蒸发段的径向位置位于喉道高度的20％～80％范围内，并且直射式燃油喷孔喷射方向与主燃级轴线方向的夹角为‑15°～60°。

Description

燃烧室

技术领域

本发明涉及一种燃烧室结构，特别用于航空发动机。

背景技术

现代航空发动机燃烧室的基本性能和结构分布已经达到相当高的水平，但是对于现代航空发动机燃烧室来说，仍然存在大量的难题和挑战，新材料、新工艺、新结构、新概念的发展应用才是保证其持续进步的源泉。

现代民用航空发动机燃烧室的主要发展趋势是低污染燃烧。民用航空发动机燃烧室必须满足日益严格的航空发动机污染排放标准。目前采用的CAEP6(Committee onAviation Environmental Protection)标准对污染排放物的规定已经非常严格，特别是对NOx污染排放要求；而最新的CAEP8标准提出了将NOx的排放在CAEP6的排放标准上降低15％，随着航空业的迅猛发展和人们环保意识的不断提高，未来对燃气轮机燃烧室污染排放会提出更高的要求。

目前的常规燃烧方式无法降低NOx、CO和UHC，原因是目前燃烧室的设计方法所决定的。对于常规燃烧室来说，在大状态时，由于采用液雾扩散燃烧方式，燃烧区局部当量比总是在1附近，远超过上述低污染燃烧所需当量比范围要求，此时虽然CO和UHC的排放低，但NOx的排放达到最大。在小状态时，燃烧区当量比又很低，远低于上述低污染燃烧所需当量比区间，此时虽然NOx排放低，但CO和UHC排放又很高。另外，由于常规燃烧室普遍采用扩散燃烧方式，局部当量比不均匀，因此对于常规燃烧室来说，无法满足在整个发动机工作范围内的低污染要求。

关于低污染燃烧室的研究，有双环腔低污染燃烧DAC、RQL(富油燃烧-淬熄-贫油燃烧，Rich burn-Quench-Lean burn，简称RQL)低污染燃烧室等。有些低污染燃烧室中，预燃级采用扩散燃烧、主燃级采用预混燃烧的燃烧组织方式，目的是降低污染指数最大的大工况下的NOx排放。有些低污染燃烧室中，头部形式采用空气雾化喷嘴，燃烧室为单环腔。有些低污染燃烧室中，燃烧室是一个单环腔分级燃烧室。有些燃烧室中，预燃级采用扩散燃烧方式，主燃级采用预混燃烧方式，主燃级为环形结构，轴向或径向供油，采用多点喷射或是预膜雾化方式，目的是降低大工况下的NOx排放，从而使整个LTO循环的NOx的排放得到降低。

如，US20100251719A1中，公开了一种头部由位于中心的预燃级和外围的主燃级组成的低污染燃烧室，其中，主燃级燃油喷射位置在主燃级流道内侧，喷射方向为径向，燃油横向射入主燃级气流通道内。

又如，US6968692B2中，也公开了一种头部由位于中心的预燃级和外围的主燃级组成的低污染燃烧室，其中，预燃级采用单级旋流器，主燃级为一级旋流器和直通道的组合，主燃级燃油喷点位于旋流器外流道。

不管是何种先进的低污染燃烧室，其关键技术就是降低NOx(氮氧化物)、CO(一氧化碳)、UHC(未燃碳氢化合物)和冒烟的燃烧技术，核心问题是降低燃烧区的温度，同时使燃烧区温度场均匀，即整体和局部的当量比控制，而主燃区当量比的均匀性又主要取决于燃油雾化和油气掺混的均匀性。

发明内容

本发明的目的在于提供一种燃烧室，采用单环腔火焰筒结构，在保证燃烧室性能的前提下降低发动机整个LTO循环的污染排放。

一种燃烧室，采用单环腔火焰筒结构，包含燃烧室头部，所述燃烧室头部包括主燃级和预燃级，其中，所述主燃级包含内侧旋流器、外侧旋流器、集油环以及预混预蒸发段，外侧旋流器采用径向旋流器，内侧旋流器采用轴向旋流器，所述集油环采用周向多点均布的直射式燃油喷孔，燃油形成直喷油雾，并在内旋流和外旋流的剪切作用下破碎雾化形成主燃级气动雾化油雾；预混预蒸发段采用喷管结构，具有喉道；直射式燃油喷孔相对于主燃级的预混预蒸发段的径向位置位于喉道高度的20％～80％范围内，并且直射式燃油喷孔喷射方向与主燃级轴线方向的夹角为-15°～60°。

在一个实施方式中，主燃级的集油环具有合流角。

在一个实施方式中，相对于主燃级轴线方向，合流角的外型面型线末端偏转角为-60°～-30°，合流角的内型面型线末端偏转角为5°～45°。

在一个实施方式中，主燃级的预混预蒸发段的出口段外侧壁面扩张角为0°～45°。

在一个实施方式中，预燃级通过级间段与主燃级连接并与主燃级保持同心。

在一个实施方式中，预燃级的所述级间段的部分气流的出口位于主燃级的预混预蒸发段的出口处，沿径向流出，对主燃级出口气流起到气动导流的作用。

在一个实施方式中，该部分气流占预燃级空气量的20％～60％。

在一个实施方式中，主燃级燃油占燃烧室所需的全部燃油的比例为0％～93％。

在一个实施方式中，预燃级采用的旋流器的级数为1≤n≤3；每级旋流器采用的旋流器结构是轴向旋流器，或是径向旋流器，或是斜向旋流器；当n≥2时，各级旋流器先连接成一个整体，再通过级间段与主燃级连接；当n≥2时，每级旋流器的旋向全部同向，或是部分反向。

在一个实施方式中，燃烧室头部沿燃烧室的周向均匀布置，燃烧室头部的空气量占燃烧室总空气量的20％～80％，其中主燃级占头部空气量的60％～90％，预燃级占头部空气量的10％～40％。

在一个实施方式中，燃烧室还包括火焰筒外壁和火焰筒内壁，主燃级通过头部整体端壁与火焰筒外壁和火焰筒内壁固定，燃烧室的火焰筒外壁和火焰筒内壁的冷却方式采用气膜冷却、发散冷却或复合冷却方式。

主燃级采用周向均布的多点直射式喷孔，增加了燃油的周向均匀性；在径向上分两级布置的旋流器组合的旋流对油雾的剪切作用强，方便通过调整旋向及旋流强度的组合来调整主燃级预混预蒸发段中燃油和空气的预混程度，使燃油混合扩散效果更好，油气混合更加均匀，预蒸发效果更好，有利于均匀燃烧，降低燃烧室的污染排放。

附图说明

包括附图是为提供对本发明进一步的理解，它们被收录并构成本申请的一部分，附图示出了本发明的实施例，并与本说明书一起起到解释本发明原理的作用。附图中：

图1为燃烧室所应用的航空发动机结构示意图。

图2为燃烧室的结构剖视图。

图3为根据本发明实施例的燃烧室的燃烧室头部的结构剖视图。

图4为根据本发明实施例的燃烧室头部内预燃级的结构剖视图。

图5为根据本发明实施例的燃烧室头部内主燃级的结构剖视图。

图6为根据本发明实施例的主燃级中合流角结构的示意图。

具体实施方式

现在将详细参考附图描述本发明的实施例。

下面结合附图和具体实施方式进一步说明本发明。

图1示出了燃烧室4所应用的航空发动机的基本结构，其包括风扇1、低压压气机2、高压压气机3、燃烧室4、高压涡轮5和低压涡轮6。该航空发动机工作时，来流空气从风扇1流过，经过低压压气机2压缩后，进入高压压气机3，高压空气再进入燃烧室4中与燃油燃烧，燃烧后形成的高温高压燃气进入到高压涡轮5和低压涡轮6，通过涡轮做功分别驱动高压压气机3和风扇1及低压压气机2。

图2示出了燃烧室4的结构剖视图，燃烧室4采用单环腔火焰筒结构，燃烧室4包含扩压器11、燃烧室机匣、火焰筒和燃烧室头部12。高压压气机3的来流空气从扩压器11经过降速扩压后进入燃烧室内部。燃烧室机匣在来流空气的流动方向上位于扩压器11下游，其包含燃烧室外机匣7和燃烧室内机匣8，燃烧室外机匣7和燃烧室内机匣8构成了燃烧室4的外轮廓，并且，如图1所示，与前后的高压压气机3和高压涡轮5连接。火焰筒在来流空气的流动方向上位于扩压器11下游，并且位于燃烧室外机匣7和燃烧室内机匣8包围的空间内，其包含火焰筒外壁9和火焰筒内壁10。燃烧室头部12沿着燃烧室4的单环腔结构的周向方向均匀布置，在一个实施方式中，其个数为10～60，空气来流经过扩压器11后经由燃烧室头部12进入火焰筒。

参见图3，燃烧室头部12采用中心分级结构。燃烧室头部12包含主燃级14、预燃级15和燃油喷嘴13。主燃级14通过头部整体端壁16与火焰筒外壁9和火焰筒内壁10诸如通过焊接的方式固定，即，主燃级14通过头部整体端壁16连接到火焰筒，可参见图2。预燃级15通过级间段17固定连接到主燃级14。主燃级14与预燃级15同轴地布置，预燃级15在中心，主燃级14布置在预燃级15外围。

也即，燃烧室采用分级燃烧，预燃级15在中心，为扩散燃烧，提供稳火源，用于保证整个燃烧室的燃烧稳定性和引燃为预混燃烧的主燃级14，从而在降低污染排放的同时可确保航空发动机燃烧室的稳定性。

主燃级14还包含头部整体导流片18，头部整体导流片18诸如通过焊接的方式固定在头部整体端壁16上，使其与火焰筒内的高温燃气分开，以保护结构完整性且增强冷却效果，还可以在其与头部整体端壁16之间的出口处形成用于保护附近壁面的气膜。火焰筒外壁9和火焰筒内壁10的冷却方式可以采用气膜冷却、发散冷却或复合冷却方式，以对壁面温度进行控制，从而延长火焰筒的寿命。

燃烧室头部12的空气量占燃烧室4总空气量的20％～80％，其中主燃级14占燃烧室头部12空气量的60％～90％，预燃级15占燃烧室头部12空气量的10％～40％。燃油喷嘴13包含预燃级喷嘴20和主燃级喷嘴22，分别为预燃级15和主燃级14供给燃油。

图4示出了预燃级15的结构。预燃级15包含预燃级一级旋流器24、预燃级二级旋流器25、预燃级文氏管26及级间段17，四者例如通过焊接的方式固定在一起。图中示出，预燃级喷嘴20大致位于预燃级15的径向中心，沿着预燃级的中心轴线的方向(大致平行于空气来流的流动方向)向空气来流的下游喷射燃油。预燃级喷嘴20可以是压力雾化喷嘴、气动雾化喷嘴或组合式喷嘴。值得注意的是，虽然图中预燃级15采用的是双旋流器结构，并且两个旋流器都是径向旋流器，但是预燃级15采用的旋流器的级数可以是1≤n≤3，每级旋流器采用的旋流器结构是轴向旋流器，或是径向旋流器，或是斜向旋流器；当n≥2时，各级旋流器先连接成一个整体，再通过级间段与主燃级14连接；当n≥2时，每级旋流器的旋向可以是全部同向，或是部分反向。预燃级油雾23从预燃级喷嘴20喷出，并利用预燃级文氏管26进一步雾化。

如图5所示，主燃级14包含主燃级内侧旋流器28、主燃级外侧旋流器29，主燃级内侧旋流器28为轴流旋流器，主燃级外侧旋流器29为径向流旋流器，并且还包含头部整体端壁16和头部整体导流片18，可参见图3，所有部件诸如通过焊接的方式固定在一起。主燃级喷孔22位于主燃级内侧旋流器28和主燃级外侧旋流器29之间。

主燃级14采用周向多点均布的直射式燃油喷孔的这样一种方式。具体地，参见图5，主燃级集油环腔21内的燃油通过主燃级喷孔22上的主燃级燃油喷孔30喷射到主燃级预混预蒸发段31，形成主燃级直喷油雾32，在主燃级内侧旋流器28和主燃级外侧旋流器29两股旋流的剪切作用下破碎雾化形成主燃级气动雾化油雾33，与空气进行掺混形成较均匀的油气混合物，实现预混预蒸发。这样，燃油周向均匀性、雾化性能和油气掺混性能更好。主燃级燃油喷孔30的个数优选为8～60。主燃级燃油喷孔30相对于主燃级预混预蒸发段31喉道的径向位置位于喉道高度的20％～80％范围内，并且主燃级燃油喷孔30的喷射方向与主燃级轴线方向的夹角优选为-15°～60°。该主燃级燃油喷孔位置和喷射方向的设计防止燃油打在主燃级预混预蒸发段31的壁面后积聚引发燃油结焦、自燃风险。

而且，在径向上分两级布置的旋流器组合的旋流对油雾的剪切作用强，方便通过调整旋流器的旋向及旋流强度的组合来调整主燃级预混预蒸发段31中燃油和空气的预混程度，使燃油混合扩散效果更好，油气混合更加均匀，预蒸发效果更好，有利于均匀燃烧，降低燃烧室的污染排放。

主燃级预混预蒸发段31设计为先收缩再扩张的喷管结构，收缩段加速气流流动，有利于防止回火，优选地，出口段外壁34的扩张角为0°～45°。预燃级15的级间段17的部分冷却气体27的出口设置于主燃级预混预蒸发段出口35处，对主燃级预混预蒸发段出口35的气流起气动导流作用，该部分气量占预燃级15气量的20％～60％。喷管结构与出口气动导流的设计相组合，有利于控制下游主燃区内回流区的结构，提升点火和过渡态工况性能，即，提升燃烧性能和稳定性。

参见图5，主燃级14在主燃级内侧旋流器28和主燃级外侧旋流器29的内外两股旋流交汇处还设计有合流角结构36，以引导旋流的交汇，使燃油和两股旋流的混合更流畅，防止主燃级14的燃油和内外两股旋流交汇处形成后台阶涡引发自燃风险。图6示出主燃级14的合流角结构36，其外型面型线末端偏转角度37范围为-60°～-30°，内型面型线末端偏转角度38范围为5°～45°。上面所述的主燃级燃油喷孔30可以位于合流角结构36的外型面或内型面上，图中虚线为主燃级的轴向方向，相对轴向向主燃级径向内侧偏转的角为负值，径向外侧偏转的角为正值。

前述实施方式的结构有利于通过控制航空发动机燃烧室内燃烧区的当量比和均匀度来达到降低污染排放的目的。燃烧用空气全部从燃烧室头部进入火焰筒，使大部分的燃油和空气掺混均匀后再进入火焰筒燃烧，对控制燃烧区当量比降低污染排放有利。采用中心分级结构及分级燃烧方案，预燃级在中心，为扩散燃烧与旋流预混燃烧相结合的方式，用于保证整个燃烧室的燃烧稳定性和引燃主燃级；主燃级在预燃级外围，为预混预蒸发燃烧模式，液态燃油在预混预蒸发段里雾化、蒸发并与空气掺混，形成均匀的可燃气进入燃烧室参与燃烧。与改进前的燃烧室相比所具有的优点如下：

(1)主燃级采用周向均布的多点直射式喷孔，增加了燃油的周向均匀性；在径向上分两级布置的旋流器组合的旋流对油雾的剪切作用强，方便通过调整旋向及旋流强度的组合来调整主燃级预混预蒸发段中燃油和空气的预混程度，使燃油混合扩散效果更好，油气混合更加均匀，预蒸发效果更好，有利于均匀燃烧，降低燃烧室的污染排放；

(2)主燃级集油环设计有合流角结构，使燃油和两股旋流的混合更流畅，有利于避免产生后台阶涡引起燃油自燃风险；

(3)通过主燃级燃油喷孔位置和喷射方向的设计避免主燃级燃油打到壁面出现积聚，防止发生燃油结焦、自燃风险；

(4)主燃级预混预蒸发段采用喷管结构，其中收缩段气流加速，有利于燃油的空气雾化和油气混合，同时有利于防止回火的发生；

(5)引部分级间段冷却空气对主燃级出口气流进行气动导流，与主燃级预混预蒸发段出口段流道型面相配合，有利于在火焰筒主燃区形成发展良好的回流区，提升点火和过渡态工况性能。

(6)采用分级燃烧概念，预燃级提供稳火源，主燃级实现低污染燃烧，在降低污染排放的同时可确保航空发动机燃烧室的稳定性。

以上所述，仅为本发明中的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉该技术的人在本发明所揭露的技术范围内，可理解想到的变换或替换，都应涵盖在本发明的包含范围之内，因此，本发明的保护范围应该以权利要求书的保护范围为准。

Claims (11)

1.一种燃烧室，采用单环腔火焰筒结构，包含燃烧室头部，所述燃烧室头部包括主燃级和预燃级，

其特征在于，所述主燃级包含内侧旋流器、外侧旋流器、集油环以及预混预蒸发段，外侧旋流器采用径向旋流器，内侧旋流器采用轴向旋流器，所述集油环采用周向多点均布的直射式燃油喷孔，燃油形成直喷油雾，并在内旋流和外旋流的剪切作用下破碎雾化形成主燃级气动雾化油雾；

其中，预混预蒸发段采用喷管结构，具有喉道；直射式燃油喷孔相对于主燃级的预混预蒸发段的径向位置位于喉道高度的20％～80％范围内，并且直射式燃油喷孔喷射方向与主燃级轴线方向的夹角为-15°～60°。

2.如权利要求1所述的燃烧室，其特征在于，主燃级的集油环具有合流角。

3.如权利要求2所述的燃烧室，其特征在于，相对于主燃级轴线方向，合流角的外型面型线末端偏转角为-60°～-30°，合流角的内型面型线末端偏转角为5°～45°。

4.如权利要求1所述的燃烧室，其特征在于，主燃级的预混预蒸发段的出口段外侧壁面扩张角为0°～45°。

5.如权利要求1所述的燃烧室，其特征在于，预燃级通过级间段与主燃级连接并与主燃级保持同心。

6.如权利要求5所述的燃烧室，其特征在于，预燃级的所述级间段的部分气流的出口位于主燃级的预混预蒸发段的出口处，沿径向流出，对主燃级出口气流起到气动导流的作用。

7.如权利要求6所述的燃烧室，其特征在于，该部分气流占预燃级空气量的20％～60％。

8.如权利要求5所述的燃烧室，其特征在于，主燃级燃油占燃烧室所需的全部燃油的比例为0％～93％。

9.如权利要求5所述的燃烧室，其特征在于，预燃级采用的旋流器的级数为1≤n≤3；每级旋流器采用的旋流器结构是轴向旋流器，或是径向旋流器，或是斜向旋流器；当n≥2时，各级旋流器先连接成一个整体，再通过级间段与主燃级连接；当n≥2时，每级旋流器的旋向全部同向，或是部分反向。

10.如权利要求4所述的燃烧室，其特征在于，燃烧室头部沿燃烧室的周向均匀布置，燃烧室头部的空气量占燃烧室总空气量的20％～80％，其中主燃级占头部空气量的60％～90％，预燃级占头部空气量的10％～40％。

11.如权利要求1至10中任一项的燃烧室，其特征在于，燃烧室还包括火焰筒外壁和火焰筒内壁，主燃级通过头部整体端壁与火焰筒外壁和火焰筒内壁固定，燃烧室的火焰筒外壁和火焰筒内壁的冷却方式采用气膜冷却、发散冷却或复合冷却方式。

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