CN110832255B - 用于飞行器涡轮发动机的扁平射流式燃料喷射器 - Google Patents

用于飞行器涡轮发动机的扁平射流式燃料喷射器 Download PDF

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Abstract

用于飞行器涡轮发动机的扁平射流式燃料喷射器，包括具有大致伸长形状的主体(112)，该主体具有纵向轴线A，所述主体包括具有大致伸长形状的主管(118)，该主管的纵向轴线B基本垂直于所述纵向轴线A，所述主管的两个纵向端部(120)分别直接连接到两个次级管(119)的纵向端部，两个次级管具有大致伸长的形状，两个次级管的纵向轴线C至少基本上平行于所述纵向轴线A，并且被构造成分别形成两个单独的燃料流入口，两个单独的燃料流入口旨在基本上在所述主管的中间相交，主管包括用于喷射所述燃料射流的至少一个喷射槽(124)，其特征在于，所述主管和所述次级管中的至少一个限定出流动区域，该流动区域的诸如形状或尺寸的至少一个几何参数沿所述管变化和/或与由所述管中的另外的管的流动区域限定的相同的几何参数不同。

Description

用于飞行器涡轮发动机的扁平射流式燃料喷射器
技术领域
本发明涉及用于飞行器涡轮发动机的扁平射流式燃料喷射器。
背景技术
背景技术特别包括文献FR-A1-2 971 039和FR-A1-3 013 805。
通常使用一个或多个喷射器将压缩空气和适当的燃料的混合物喷射到涡轮发动机的燃烧室中。喷射器例如被固定在壳体上并穿过室壁的孔口，以准备将燃料以片状燃料液滴的形式喷射到室内。
扁平射流式燃料喷射器10(诸如图1至图4所示的扁平射流式燃料喷射器)通常包括具有大致伸长形状的主体12，该主体12具有伸长轴线A。主体12包括用于燃料供应的第一纵向端部14和用于喷射燃料的扁平射流的第二纵向端部16。该第二端部16包括具有大致伸长形状的主管18，该主管18的伸长轴线B基本上垂直于伸长轴线A。主管18具有两个敞开的纵向端部20，这两个敞开的纵向端部20被构造成分别形成两个不同的燃料流入口(箭头22)，这两个不同的燃料流入口旨在基本上在管18的中间相交，管18至少包括用于喷射燃料射流(箭头26)的槽24。
片状液滴的几何特性(射流角度、液滴直径等)特别取决于喷射器中的燃料恰好在被喷射之前的流动(速度、流量和次级流)。用于将燃料引入喷射器中的当前技术方案通常使用上述的主管18。
在当前技术中，该主管18由附接并固定在主体12中的微型导管形成。将微型导管整合到喷射器的主体中包括许多步骤并且该整合是复杂的。实际上，特别是由于在喷射器内的燃料流周围存在空气净化系统，因此被整合的微型导管的体积很小并且难以进入。因此，微型导管的组装在技术上是精细的并且是昂贵的。
背景技术包括文献GB-A-1258762、US-A1-2016/223201、FR-A1-2996285、EP-A1-2881662、US-A1-2015/135716以及WO-A1-2015/063733。
发明内容
本发明提出了对上述技术的进一步改进，呈现出对上述问题中的至少一部分问题的简单、有效和经济的解决方案。
本发明提出用于飞行器涡轮发动机的扁平射流式燃料喷射器，该扁平射流式燃料喷射器包括具有大致伸长形状的主体，该主体具有伸长轴线A，所述主体包括用于燃料供应的第一纵向端部和用于喷射燃料扁平射流的第二纵向端部，所述第二端部包括具有大致伸长形状的主管，该主管的伸长轴线B基本垂直于所述伸长轴线A，所述主管具有两个纵向端部，所述两个纵向端部分别直接连接到两个次级管的纵向端部，所述两个次级管具有大致伸长的形状，所述两个次级管的伸长轴线C至少部分地基本平行于所述伸长轴线A，并且所述两个纵向端部被构造成分别形成两个单独的燃料流入口，所述两个单独的燃料流入口旨在基本上在所述主管的中间相交，所述主管包括用于喷射所述燃料射流的至少一个槽，其特征在于，所述主管和所述次级管中的至少一个限定出流动区域，该流动区域的诸如形状或尺寸的至少一个几何参数沿所述管变化和/或与由所述管中的另外的管的流动区域限定的相同的几何参数不同。
因此，本发明能够允许次级管与主管之间的流动区域的演变(换句话说，变化)以及甚至在主管和次级管内部的演变。流动区域的几何形状的这种演变能够影响喷射器的主体中的燃料的流动，以控制喷射器出口处的片状燃料的特性。
根据本发明的喷射器可包括彼此单独采用或彼此组合采用的以下特征中的一个或多个：
-所述主管的流动区域具有椭圆形形状、卵形形状或卵圆形形状；这能够通过避免主管在制造期间发生塌陷来改善增材制造技术的可制造性；
-所述主管在所述主体的所述第二端处部分地突出；所述突出一旦形成就能够在燃料射流中产生干扰；
-所述槽位于所述主体的所述第二端部的碗状部的底部；这能够优化空气对产生燃料射流的影响，所述空气能够离开喷射器；
-所述主体和所述主管以及所述次级管形成为一体件，例如为由金属制成的一体件；由于不再需要将管状部件(例如微型导管)返回并固定在喷射器的主体中，因此简化了喷射器的制造；因此，喷射器可以是单体类型的并且不需要连接件；因此，与之前的技术相比，喷射器的制造被完全简化，并且消除了上述缺点中的至少一些缺点(降低了生产成本或采购成本，在组装/加工方面有所增益等)。
-所述主体的所述第一纵向端部连接到固定基部，该固定基部与所述主体形成为一体件；由于不需要将固定基部连接到喷射器的主体，因此喷射器的制造成本较低，这呈现出在喷射器的零件的组装和定位方面的增益；
-所述主体包括至少一个内部空气流纵向通道，该至少一个内部空气流纵向通道延伸到所述第二纵向端部并在所述端部处敞开；这能够向喷射器的端部供应空气，以便例如更好地控制射流的角度；
-所述至少一个空气流通道与一环形排的空气供应孔口流体连通，该一环形排的空气供应孔口形成在主体的周缘并围绕所述伸长轴线A延伸；这些孔口形成喷射器的空气回路的入口，该空气回路的出口优选地位于喷射器的上端部，如上所述；在变型中，所述至少一个空气流通道与形成在主体中的空气供应窗口流体连通，该空气供应窗口例如面向涡轮发动机的压缩机定向，以便为喷射器提供空气；
-主管的内直径介于0.4mm至0.8mm之间；自然地，在非圆形截面的管的情况下，该范围表示截面的相当于直径的范围；这些值能够优化喷射器出口处的流体的加速；
-喷射槽沿轴线B的厚度或尺寸介于0.1mm至0.5mm之间；这使得能够更好地校准射流的流量和形状。
本发明还涉及一种飞行器涡轮发动机，该飞行器涡轮发动机包括燃烧室，该燃烧室具有壁，该壁由如上所述的喷射器穿过。
本发明还涉及一种通过增材制造技术来制造如上所述的扁平射流式燃料喷射器的方法，该增材制造技术例如通过在粉末床上进行激光熔合来实施。
附图说明
通过阅读作为非限制性示例并参考附图做出的以下详细描述，将更好地理解本发明并且本发明的其他细节、特征和优点将变得明显，在附图中：
-图1是用于飞行器涡轮发动机的扁平射流式燃料喷射器的透视示意图，
-图2是图1的喷射器的透视和剖视的另一示意图，
-图3是图2的细节的放大图，
-图4是图1的喷射器的细节的更大比例的放大图，
-图5是飞行器涡轮发动机的燃烧室的局部示意性轴向剖视图，
-图6a至图6d是根据本发明的用于飞行器涡轮发动机的扁平射流式燃料喷射器的一部分的透视的并且部分为剖视或透明的示意图，
-图7a至图24c是与图6a至图6d类似的图并且示出了根据本发明的用于飞行器涡轮发动机的扁平射流式燃料喷射器的一部分的多个变型的实施例，
-图24d和图24e是图24a至图24c的变型实施例的细节的放大示意图。
具体实施方式
图1至图4已经在上文描述过但自然可以用来更好地理解本发明。
图5示出了其中可以使用扁平射流式燃料喷射器110的环境。这是飞行器(诸如直升机)涡轮发动机的燃烧模块，该模块包括燃烧室130。
燃烧室130位于涡轮发动机的壳体132内并且包括壁134，该壁134在内部限定出燃烧空间，空气和燃料的混合物被喷射到该燃烧空间中并在该燃烧空间中燃烧。
燃料通过一个或多个喷射器110被喷射到室130中，该一个或多个喷射器110在此被固定在壳体132上并穿过壁134的孔口136。
喷射器或每个喷射器110是图1所示的和上文所述的喷射器的类型。
图6a至图24e示出了喷射器110的多个变型的实施例。喷射器110包括具有大致伸长形状的主体112，该主体112具有伸长轴线A，该主体112包括用于燃料供应的第一纵向端部114和用于喷射燃料的扁平射流的第二纵向端部116。该第二端部116具有主管118，该主管118具有大致伸长的形状，该主管118的伸长轴线B基本上垂直于伸长轴线A。主管118具有两个敞开的纵向端部120，这两个敞开的纵向端部120被构造成分别形成两个不同的燃料流入口，这两个不同的燃料流入口旨在基本上在主管18的中间相交，主管18至少包括用于喷射燃料射流的槽124。
根据本发明，主管118具有两个纵向端部120，这两个纵向端部120分别直接连接到两个次级管119的纵向端部，次级管119具有大致伸长形状，次级管的伸长轴线C至少部分地基本平行于所述伸长轴线A。主管118限定出流动区域，该流动区域的至少一个几何参数(诸如形状或尺寸)与由所述次级管119中的每一个的流动区域限定的相同几何参数不同。每个管118、119的至少一个几何参数可进一步沿每个管的纵向尺寸变化。
能够生产燃料系统的具有演变的几何形状的内部管118、119的事实使得：
-能够在期望的区域中使燃料加速或减速，
-能够影响内部次级流，
-能够在期望的区域中更改压力损失，
-能够降低焦化敏感性(仅限制在流量必须高的区域处的截面)。
该解决方案还能够通过例如增加管中的扰动来更改内部管的表面状况。次级管也可具有螺旋部或螺旋形几何形状，以用于使管中的燃料旋转。
图6a及以下附图示出了本发明的许多变型实施例，其中，主管118的流动区域具有椭圆形或卵形形状(图6a至图6d)、圆形或半圆形形状(图13a至图13c、图20a至图20c、图22a至图22c、图23a至图23c、图24a至图24c)、三角形或梯形形状(图21a至图21c)、或卵圆形形状(图7a至图7d、图11a至图12c、图17a至图18c)。
在图6a至图6d的情况下，每个管119具有演变的截面。每个管119在每个管的下端部处具有圆形形状的截面，并且在每个管的上端部处具有长圆形形状的截面，每个管119的上端部连接到管118，管118自身具有基本恒定的长圆形截面。在本发明的实施例的特定示例中，每个管119的圆形截面的直径介于0.6mm至1mm之间，并且管118具有长圆形截面，该长圆形截面的长度基本等于该直径，并且该长圆形截面的宽度基本等于该直径除以介于1.5至2之间的因数。图14a至图14c以及图15a至图15c的变型也是如此。
在图7a至图7d的情况下，每个管119具有基本恒定的圆形截面，并且管118具有基本恒定的卵圆形形状。在本发明的实施例的特定示例中，每个管119的直径介于0.8mm至1mm之间，并且管119的截面的表面与管118的截面的表面之间的比率介于1.5至2之间。图11a至图11c以及图12a至图12c的变型也是如此。
在图8a至图8c的情况下，每个管119具有在管118附近从圆形截面向长圆形截面演变的大致弯曲的形状。管118具有基本恒定的长圆形截面，并且管118具有基本恒定的卵圆形形状。在本发明的实施例的特定示例中，每个管119的直径为大约0.4mm，并且管118具有长圆形截面，该长圆形截面的长度基本等于该直径，并且该长圆形截面的宽度基本等于该直径除以介于1.5至2之间的因数。
在图9a至图9c的情况下，每个管119具有大致弯曲的形状，该大致弯曲的形状具有基本恒定的圆形截面。管118具有基本恒定的圆形截面。在本发明的实施例的特定示例中，管118、119的直径大约为0.4mm。
在图10a至图10c的情况下，每个管119具有大致弯曲的形状，该大致弯曲的形状在管118附近具有逐渐减小的圆形截面。管118具有基本恒定的圆形截面。在本发明的实施例的特定示例中，每个管119的最大直径介于0.5mm至1mm之间，并且管118的直径基本等于该最大直径除以介于1.5至3之间的因数。
在图13a至图13c的情况下，每个管119在管118的水平处具有逐渐减小的矩形截面，该管118具有基本恒定的圆形截面。在本发明的实施例的特定示例中，管118的直径约为0.4mm。
在图16a至图16c的情况下，每个管119具有朝向管118附近逐渐减小的圆形截面。管118具有基本恒定的圆形截面。在本发明的实施例的特定示例中，每个管119的直径介于0.7mm至1mm之间，并且管118的直径等于管118的最大直径除以介于1.5至2之间的因数。
在图17a至图17c的情况下，每个管119具有基本恒定的矩形截面。管118具有卵圆形截面，该卵圆形截面具有在槽处减小的演变形状。在本发明的实施例的特定示例中，每个管119的截面的表面与管118的恰好在管118与管119连接的水平处的截面的表面之间的比率约为1.15。管118的在管118与管119的连接处的卵圆形截面的表面与管118的在槽处的截面的表面之间的比率约为2.5。图18a至图18c的变型也是如此。
在图19a至图19c的情况下，每个管119具有朝向管118减小的圆形截面。管118也具有圆形截面，该圆形截面具有在槽处减小的演变形状。在本发明的实施例的特定示例中，每个管119的直径介于0.5mm至0.8mm之间，并且管118的直径介于0.35mm至0.5mm之间。
在图20a至图20c的情况下，每个管119具有基本恒定的矩形截面。管118具有卵圆形截面，该卵圆形截面具有演变形状，该演变形状在槽处具有圆形截面。
在本发明的实施例的特定示例中，每个管119的截面的表面与管118的恰好在管118与管119的连接处的截面的表面之间的比率约为1.15。管118的最大截面的表面与管118的最小截面的表面之间的比率约为5，管118的最小直径近似于0.4mm。
在图21a至图21c的情况下，每个管119具有圆形截面，该圆形截面具有在管118处减小的演变形状。管118具有基本恒定的方形截面。在本发明的实施例的特定示例中，管119的直径在0.5mm至0.8mm之间变化。管118具有边长为0.4mm的方形截面。
在图22a至图22c的情况下，每个管119具有圆形截面，该圆形截面具有在管118处减小的演变形状。管118具有半月形截面，其在槽处的截面减小。竖直中心壁被设置在管118中，并将管118分成两个半部段。该壁在附图中不可见，并且将参照最后一个实施例更好地描述该壁。图23a至图23c以及图24a至图24c的变型也是如此。
主管118可以在主体112的所述第二端部处部分地突出。图6a至图12c、图14a至图16c等的变型也是如此。在图12a至图12c的变型中，管118相比图11a至图11c的变型中的管118更为突出。
在变型中，槽124位于主体111的第二端部116处的碗状部131的底部。图13a至图13c以及图17a至图24e的示例也是如此。
主管118可由沿着轴线B并在平行于轴线A的平面中延伸的横向壁分成大致为半圆形或半月形截面的两个部分(参见图24a至图24e)。管118的半部的半月形截面本身可以是演变的。横向壁特别能够限制在喷射器的增材制造期间材料塌陷的风险。壁例如具有约为0.12mm的厚度。
主体112和主管118以及次级管119优选地形成为一体件，例如是金属的一体件。
尽管在这些变型中这是不可见的，但是如与图1中的喷射器的情况一样，主体112的第一纵向端部114连接到固定基部138，该固定基部118与主体形成为一体件(图5)。该基部138可包括孔口140，以用于使诸如螺钉的固定装置通过该孔口到达壳体132。
此外，喷射器的主体可包括至少一个内部空气流纵向通道，该至少一个内部纵向通道延伸到第二纵向端部116并且在该第二纵向端部处敞开。该空气流通道与一环形排的空气供应孔口148流体连通，该一环形排的空气供应孔口围绕主体112的周缘形成并围绕伸长轴线A延伸(图5)。在变型中，孔口可以由位于涡轮发动机的压缩机前面的单个窗口代替。
如上所述，能够生产燃料系统的具有演变的几何形状的内部管的事实使得能够精细地控制喷射器的雾化性能，从而精细地控制喷射器的点火性能/送风性能以便使燃料在期望的区域中加速或减速、影响内部次级流、更改期望区域中的压力损失以及降低焦化工艺的敏感性(仅限制在流量必须高的区域处的截面)。
现今，该工艺例如通过使用在粉末床上进行激光熔合的增材制造方法来实现。
增材制造技术能够增加喷射器的可制造性，简化扁平射流式喷射器的设计、制造成本、功能耐用性，减小槽加工深度的敏感性，以及消除组装操作(钎焊、焊接)。

Claims (12)

1.用于飞行器涡轮发动机的扁平射流式燃料喷射器(110)，所述扁平射流式燃料喷射器包括具有大致伸长形状的主体(112)，所述主体具有伸长轴线A，所述主体包括用于燃料供应的第一纵向端部(114)和用于将燃料扁平射流喷射到所述扁平射流式燃料喷射器之外的第二纵向端部(116)，所述第二纵向端部包括具有大致伸长形状的主管(118)，所述主管的伸长轴线B基本垂直于所述伸长轴线A，所述主管具有两个纵向端部(120)，所述主管的两个纵向端部分别直接连接到两个次级管(119)的纵向端部，所述两个次级管具有大致伸长的形状，所述两个次级管的伸长轴线C至少基本上平行于所述伸长轴线A，并且所述主管的两个纵向端部被构造成分别形成两个单独的燃料流入口，所述两个单独的燃料流入口旨在基本上在所述主管的中间相交，所述主管包括用于喷射所述燃料射流的至少一个槽(124)，其特征在于，所述主管和所述次级管中的至少一个限定出流动区域，所述流动区域的至少一个几何参数沿所述管变化和/或与由所述管中的另外的管的流动区域限定的相同的几何参数不同。
2.根据权利要求1所述的喷射器(110)，其中，所述主管(118)的流动区域具有椭圆形形状、圆形形状、三角形形状、梯形形状、卵形形状或卵圆形形状。
3.根据权利要求1或2所述的喷射器(110)，其中，所述主管(118)在所述主体(112)的所述第二纵向端部(116)处部分地突出。
4.根据权利要求1或2所述的喷射器(110)，其中，所述槽(124)位于所述主体(112)的所述第二纵向端部(116)的碗状部(131)的底部。
5.根据权利要求1或2所述的喷射器(110)，其中，所述主体(112)和所述主管(118)以及所述次级管(119)形成为一体件。
6.根据权利要求1或2所述的喷射器(110)，其中，所述主体(112)的所述第一纵向端部(114)连接到固定基部(138)，所述固定基部与所述主体形成为一体件。
7.根据权利要求1或2所述的喷射器(110)，其中，所述主体(112)包括至少一个内部空气流纵向通道，所述至少一个内部空气流纵向通道延伸到所述第二纵向端部(116)并且在所述第二纵向端部处敞开。
8.根据权利要求7所述的喷射器(110)，其中，所述至少一个内部空气流纵向通道与一环形排的空气供应孔口(148)流体连通，所述一环形排的空气供应孔口形成在所述主体(112)的周缘处并且围绕所述伸长轴线A延伸。
9.根据权利要求7所述的喷射器(110)，其中，所述至少一个内部空气流纵向通道与形成在所述主体(112)中的空气供应窗口流体连通。
10.根据权利要求1所述的喷射器(110)，其中，所述流动区域的至少一个几何参数包括形状或尺寸。
11.根据权利要求1所述的喷射器(110)，其中，所述主体(112)和所述主管(118)以及所述次级管(119)形成为由金属制成的一体件。
12.飞行器涡轮发动机，所述飞行器涡轮发动机包括燃烧室(130)，所述燃烧室具有壁(132)，所述壁由根据权利要求1至11中任一项所述的喷射器(110)穿过。
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