CN111623375A

CN111623375A - 用于冷却燃油喷嘴的装置及包括其的航空发动机

Info

Publication number: CN111623375A
Application number: CN201910150295.3A
Authority: CN
Inventors: 何沛; 徐康; 陈毓卿
Original assignee: AECC Commercial Aircraft Engine Co Ltd
Current assignee: AECC Commercial Aircraft Engine Co Ltd
Priority date: 2019-02-28
Filing date: 2019-02-28
Publication date: 2020-09-04
Anticipated expiration: 2039-02-28
Also published as: CN111623375B

Abstract

本发明提供了一种用于冷却燃油喷嘴的装置及包括其的航空发动机，所述装置包括：多个引气单元，沿外涵周向分布，用于将外涵空气引入燃烧室；多个喷嘴，安装入所述燃烧室，每一所述喷嘴内设置有一喷嘴冷却空气进气管路、一冷却空气排气管路和一主燃级燃油管路；所述喷嘴冷却空气进气管的一端与所述引气单元连接，所述喷嘴冷却空气进气管的另一端与所述主燃级燃油管路上的主燃级集油环连通；所述冷却空气排气管路的一端与所述主燃级集油环连通，另一端与所述燃烧室的外部连通。本发明由于喷嘴热防护结构简单，喷嘴制造成本低，冷却介质温度低，可实现更好的喷嘴热防护效果，避免结焦，从而增加了喷嘴寿命或维修时间间隔，降低了使用成本。

Description

用于冷却燃油喷嘴的装置及包括其的航空发动机

技术领域

本发明涉及民用航空发动机领域，特别涉及一种用于冷却燃油喷嘴的装置及包括其的航空发动机。

背景技术

在航空发动机领域中，随着环境保护要求的日益严格，民用航空发动机的污染排放限制也越来越严苛，当代民用航空发动机广泛采用低排放燃烧技术，以满足低排放要求。

在低排放燃烧技术中，贫油低排放燃烧技术在降低排放方面，潜力最大，是一种非常有前途的低排放技术。贫油低排放技术通常需要采用分级燃油喷嘴，喷嘴分为预燃级和主燃级，小工况下仅预燃级供油，大工况下预燃级和主燃级同时供油。

然而，分级燃油喷嘴存在一个显著的问题，即容易发生燃油结焦从而堵塞喷嘴。其原因是当燃油分级时，主燃级供油管路不供油，其中残留的燃油不流动，受到高温空气或燃气辐射加热，极易产生结焦堵塞喷嘴。在贫油低排放燃烧技术中，分级喷嘴燃油结焦问题是一个必须克服的难点，受到越来越多的重视。

目前，通常采用的防止结焦的喷嘴热防护技术主要有空气隔热层和燃油互相冷却技术。空气隔热层技术即在燃油管路外围包裹一层空气隔热层，空气不流动或流动速度非常小，由于空气隔热层内空气基本为静止状态，燃油和附近环境中的高温空气间的换热主要通过空气隔热层导热进行。

由于空气的导热系数比较低，导热量小，高温空气传递给燃油的热量小，由此就可以产生较好的隔热效果，避免燃油温度上升过高。燃油互相冷却技术，即采用低温燃油冷却高温燃油。由于分级喷嘴的主燃级油路燃油容易结焦，而预燃级油路燃油为常开，不容易结焦，因此可采用预燃级燃油冷却主燃级油路，从而保持主燃级油路温度在结焦温度以下，避免主燃级燃油结焦。在现代民用航空发动机中，空气隔热层和燃油互相冷却技术通常同时采用。但是这两种喷嘴热防护技术传热、结构和强度问题高度耦合，燃油容易超温，强度不容易满足设计要求，设计难度大，结构复杂，制造困难，成本高。

此外，贫油低排放燃烧室通常采用分级燃烧技术，通过分级喷嘴来实现燃油分级。分级喷嘴在小工况下仅预燃级供油，大工况下预燃级和主燃级同时供油。小工况下由于主燃级油路不通油，燃油通道内残存的燃油受到高温空气加热，极易发生结焦，从而堵塞喷嘴，导致喷嘴无法正常工作。

为了解决燃油结焦问题，需要采用合适的热防护技术，避免燃油温度过高。通常来说，燃油温度达到一定的结焦温度后才会发生结焦，因而喷嘴热防护技术的关键是保持燃油温度在结焦温度以下，可采用合适的热防护技术来实现。目前通常采用的喷嘴热防护技术主要有空气隔热层和燃油互相冷却等。但是这些现有热防护技术存在明显的缺点，即导致燃油喷嘴结构复杂、成本高，研发难度也较大。

此外，这些现有热防护技术的潜力有限，随着发动机参数水平的进一步提高，未来满足不发生结焦要求的难度比较大。因为空气隔热层内空气温度与燃烧室进口温度相同，通常较高，而且用于冷却主燃级油路的预燃级燃油，由于在喷嘴内部通常已经流动一定的距离，受到高温空气加热，温度也较高，对主燃级的燃油冷却能力有限，同时也容易出现由于预燃级燃油吸收过多热量，导致预燃级油路本身结焦的问题。

有鉴于此，本领域技术人员亟待研制一种用于冷却燃油喷嘴的装置及包括其的航空发动机，以期解决上述技术问题。

发明内容

本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中防止结焦的喷嘴热防护技术无法满足设计要求，结构复杂且成本高等缺陷，提供一种用于冷却燃油喷嘴的装置及包括其的航空发动机。

本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：

一种用于冷却燃油喷嘴的装置，安装在燃烧室上，其特点在于，所述装置包括：

多个引气单元，沿外涵周向分布，用于将外涵空气引入燃烧室；

多个喷嘴，安装入所述燃烧室，每一所述喷嘴内设置有一喷嘴冷却空气进气管路、一冷却空气排气管路和一主燃级燃油管路；

所述喷嘴冷却空气进气管的一端与所述引气单元连接，所述喷嘴冷却空气进气管的另一端与所述主燃级燃油管路上的主燃级集油环连通；

所述冷却空气排气管路的一端与所述主燃级集油环连通，另一端与所述燃烧室的外部连通。

根据本发明的一个实施例，多个所述引气单元通过一喷嘴冷却气总管连接为一体，所述引气单元环绕在所述燃烧室的外围，每一所述引气单元包括：

引气口，设置在所述燃烧室的外围，与外涵对应处；

引气管路，所述引起管路的一端与所述引气口连接，另一端连接至所述喷嘴冷却气总管；

喷嘴冷却气分管，设置在所述喷嘴冷却气总管上，引导所述喷嘴冷却气总管内的外涵空气进入所述喷嘴冷却空气进气管。

根据本发明的一个实施例，每一所述喷嘴包括一喷嘴壳体，所述喷嘴壳体设置在所述喷嘴冷却空气进气管路、所述冷却空气排气管路和所述主燃级燃油管路的外围，且所述喷嘴壳体穿入所述燃烧室。

根据本发明的一个实施例，所述喷嘴壳体的外端部设置有喷嘴接头，所述喷嘴冷却气分管穿入所述喷嘴壳体与对应所述喷嘴冷却空气进气管连接。

根据本发明的一个实施例，所述喷嘴接头的侧部设置有排气口，所述冷却空气排气管路与所述排气口连接。

根据本发明的一个实施例，所述主燃级集油环的内部设置有多个燃油小管，所述燃油小管的一端与对应的所述主燃级燃油管路连通，另一端与对应的主燃级喷口连接；

由所述喷嘴冷却空气进气管进入所述主燃级集油环的外涵空气环绕所述燃油小管。

根据本发明的一个实施例，所述燃油小管沿周向布置在所述主燃级集油环内。

根据本发明的一个实施例，所述主燃级集油环的外部设置有主燃级旋流器。

根据本发明的一个实施例，每一所述喷嘴内还设置有一预燃级燃油管路，所述预燃级燃油管路的端部连接预燃级喷嘴，所述预燃级喷嘴的外部安装有预燃级旋流器。

本发明还公开了一种航空发动机，其特点在于，所述航空发动机包括如上所述的用于冷却燃油喷嘴的装置。

本发明的积极进步效果在于：

本发明用于冷却燃油喷嘴的装置及包括其的航空发动机采用了外涵低温空气来冷却燃油喷嘴，由于外涵空气温度较低，冷却能力强，喷嘴热防护冷却设计容易，可采用较为简单的结构实现较好的冷却效果，与现有技术相比，其设计难度小，结构简单，且成本低。

由于喷嘴热防护结构简单，喷嘴制造成本低，冷却介质温度低，可实现更好的喷嘴热防护效果，避免结焦，从而增加了喷嘴寿命或维修时间间隔，降低了使用成本。

附图说明

本发明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的更加明显，在附图中相同的附图标记始终表示相同的特征，其中：

图1为本发明航空发动机的结构示意图。

图2为本发明用于冷却燃油喷嘴的装置的结构示意图。

图3为本发明用于冷却燃油喷嘴的装置的内部结构示意图。

图4为图3中A部分的放大图。

图5为本发明用于冷却燃油喷嘴的装置中外涵冷却空气的流路图。

图6为图5中B部分的放大图。

图7为本发明用于冷却燃油喷嘴的装置中主燃级燃油小管的结构示意图。

图8为本发明用于冷却燃油喷嘴的装置中主燃级燃油小管的剖视图。

发动机短舱 10

风扇 20

进气锥 30

核心舱 40

压气机 50

燃烧室 60

涡轮 70

外涵空气 a

引气单元 100

喷嘴 200

喷嘴冷却空气进气管路 210

冷却空气排气管路 220

主燃级燃油管路 230

主燃级集油环 231

喷嘴冷却气总管 300

引气口 110

引气管路 120

喷嘴冷却气分管 130

喷嘴壳体 240

喷嘴接头 250

扩压器 400

排气口 251

燃油小管 232

主燃级喷口 233

主燃级旋流器 234

冷却气 c

预燃级燃油管路 260

预燃级喷嘴 261

预燃级旋流器 262

冷却乏气 d

排气 g

具体实施方式

为让本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，以下结合附图对本发明的具体实施方式作详细说明。

现在将详细参考附图描述本发明的实施例。现在将详细参考本发明的优选实施例，其示例在附图中示出。在任何可能的情况下，在所有附图中将使用相同的标记来表示相同或相似的部分。

此外，尽管本发明中所使用的术语是从公知公用的术语中选择的，但是本发明说明书中所提及的一些术语可能是申请人按他或她的判断来选择的，其详细含义在本文的描述的相关部分中说明。

此外，要求不仅仅通过所使用的实际术语，而是还要通过每个术语所蕴含的意义来理解本发明。

图1为本发明航空发动机的结构示意图。

如图1所示，本发明航空发动机包括发动机短舱10、风扇20、进气锥30、位于外涵和内涵之间的核心舱40、压气机50、燃烧室60和涡轮70，这些部件构成涡扇发动机，压气机50、燃烧室60和涡轮70均位于核心舱40内，燃烧室60设置在压气机50和涡轮70之间。在燃烧室60上安装有用于冷却燃油喷嘴的装置，使得外涵空气a经过风扇20后，继续向下游流动，经过冷却燃油喷嘴的装置，从而实现喷嘴冷却目的。

图2为本发明用于冷却燃油喷嘴的装置的结构示意图。图3为本发明用于冷却燃油喷嘴的装置的内部结构示意图。图4为图3中A部分的放大图。图5为本发明用于冷却燃油喷嘴的装置中外涵冷却空气的流路图。图6为图5中B部分的放大图。

如图2-6所示，所述用于冷却燃油喷嘴的装置包括多个引气单元100和多个喷嘴200，多个引气单元100沿外涵周向分布，用于将外涵空气引入燃烧室60。多个喷嘴200安装入燃烧室60，每一个喷嘴200内设置有一喷嘴冷却空气进气管路210、一冷却空气排气管路220和一主燃级燃油管路230。

喷嘴冷却空气进气管210的一端与引气单元100连接，喷嘴冷却空气进气管210的另一端与主燃级燃油管路230上的主燃级集油环231连通。冷却空气排气管路220的一端与主燃级集油环231连通，另一端与燃烧室60的外部连通。

其中，优选地，多个引气单元100通过一喷嘴冷却气总管300连接为一体，多个引气单元100环绕在所述燃烧室的外围，每一个引气单元100包括引气口110、引气管路120和喷嘴冷却气分管130。引气口110设置在燃烧室60的外围，且与外涵对应处。此处引气口110正对外涵高速空气，依靠高速空气的冲压作用进气，进气流量可通过设计合适的引气口110面积来实现。

引起管路120的一端与引气口110连接，另一端连接至喷嘴冷却气总管300。喷嘴冷却气分管130设置在喷嘴冷却气总管300上，引导喷嘴冷却气总管300内的外涵空气进入喷嘴冷却空气进气管210。

特别地，每一喷嘴200还包括一喷嘴壳体240，将喷嘴壳体240设置在喷嘴冷却空气进气管路210、冷却空气排气管路220和主燃级燃油管路230的外围，且喷嘴壳体240穿入燃烧室60。

进一步地，在喷嘴壳体240的外端部设置有喷嘴接头250，将喷嘴冷却气分管130穿入喷嘴壳体20与对应喷嘴冷却空气进气管210连接。

具体地说，喷嘴200共有两路燃油，即预燃级燃油油路和主燃级燃油油路。喷嘴200内部设置了两根燃油管路，以及两根冷却空气管路，其中冷却空气管路为一进一出。

此外，来自扩压器400的高温高压空气冲刷燃油喷嘴，也是导致燃油超温的一个重要原因，通过设置喷嘴壳体240，可以避免高温空气直接冲刷导致燃油升温过快。

更进一步地，在喷嘴接头250的侧部设置有排气口251，将冷却空气排气管路220与排气口251连接。

如图7所示，在主燃级集油环231的内部设置有多个燃油小管232，燃油小管232沿周向布置在主燃级集油环231内。将燃油小管232的一端与对应的主燃级燃油管路230连通，另一端与对应的主燃级喷口233连接。

由喷嘴冷却空气进气管210进入主燃级集油环231的外涵空气环绕燃油小管232。在主燃级集油环231的外部设置有主燃级旋流器234。燃油通过主燃级燃油管路230进入主燃级集油环231，随后分为多个燃油小管232，燃油小管232外部被来自外涵的冷却气c包围，从而实现冷却管内燃油的功能。

另外，每一喷嘴200内还设置有一预燃级燃油管路260，将预燃级燃油管路260的端部连接预燃级喷嘴261，预燃级喷嘴261的外部安装有预燃级旋流器262。

此处，喷嘴200和相应的旋流器由预燃级和主燃级组成，包括预燃级旋流器262和主燃级旋流器234。当预燃级燃油进入喷嘴后，通过预燃级喷嘴261喷出。

由于预燃级油路常开，在各工况下均有燃油流动，结焦风险较低，同时本发明中预燃级燃油没有被用来冷却主燃级油路。因此预燃级燃油并无因参与主燃级燃油冷却而导致的额外温升，这样有利于进一步降低预燃级油路结焦风险。

当主燃级燃油进入主燃级集油环231后，在主燃级集油环231内部设置多个燃油小管232，燃油小管232的数量与主燃级喷口233数量相同，燃油经过燃油小管232后，通过多个主燃级喷口233喷出。来自外涵的冷却空气通过进入主燃级集油环231，并把燃油小管232包裹起来。

如图5和图6所示，周向流动对其进行对流换热冷却，随后冷却乏气c通过排气管(即冷却空气排气管路220)排出。在这种热防护结构中，由于冷却空气温度低于燃油结焦温度，冷却气对集油环内燃油全包裹，进行强制对流，换热强度大，可有效控制燃油温度不超过结焦温度。

此外，由于采用外涵空气作为冷却介质，在发动机各个工况下，均能提供温度远低于燃油结焦温度的外涵冷却气，因此可保证各个状态下燃油温度均不超过结焦温度。

根据上述结构描述，外涵空气a经过引气口110进入引气管路120，引入的外涵空气a进一步沿引气管路120向喷嘴200内流动。由于喷嘴200的个数有多个，为了让冷却气能够进入每个喷嘴，此处设置了喷嘴冷却气总管300，在喷嘴冷却气总管300上设置与喷嘴个数相同的喷嘴冷却气分管130，与每个喷嘴200相连，将外涵空气a引入每个喷嘴200。

喷嘴冷却气分管130与喷嘴接头250相连，随后将冷却气c(即外涵空气a)导入喷嘴壳体240内部。冷却气首先沿喷嘴200向下游流动，随后在主燃级燃油管路230的主燃级集油环231内部周向绕流，对主燃级燃油进行冷却，如图2中C部分。

随后流出，冷却乏气d通过与喷嘴接头相连的排气口251排出。由于核心舱40与外涵通常是相通的，排气g可通过核心舱40与外涵间相通的地方进一步排入外涵。

本发明用于冷却燃油喷嘴的装置及包括其的航空发动机将外涵空气引入喷嘴，从而实现对喷嘴内主燃级燃油进行冷却的技术，对采用燃油分级喷嘴的低排放燃烧室预期有较明显的效果，是一种全新的燃油冷却技术思路，不同于现有技术通常采用的燃油互相冷却和空气隔热层等燃油冷却技术，创造性地提出了外涵引气管路装置和冷却流路方案。

综上所述，本发明用于冷却燃油喷嘴的装置及包括其的航空发动机采用了外涵低温空气来冷却燃油喷嘴，由于外涵空气温度较低，冷却能力强，喷嘴热防护冷却设计容易，可采用较为简单的结构实现较好的冷却效果，与现有技术相比，其设计难度小，结构简单，且成本低。

虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这些仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式作出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。

Claims

1.一种用于冷却燃油喷嘴的装置，安装在燃烧室上，其特征在于，所述装置包括：

2.如权利要求1所述的用于冷却燃油喷嘴的装置，其特征在于，多个所述引气单元通过一喷嘴冷却气总管连接为一体，所述引气单元环绕在所述燃烧室的外围，每一所述引气单元包括：

引气口，设置在所述燃烧室的外围，与外涵对应处；

3.如权利要求2所述的用于冷却燃油喷嘴的装置，其特征在于，每一所述喷嘴包括一喷嘴壳体，所述喷嘴壳体设置在所述喷嘴冷却空气进气管路、所述冷却空气排气管路和所述主燃级燃油管路的外围，且所述喷嘴壳体穿入所述燃烧室。

4.如权利要求3所述的用于冷却燃油喷嘴的装置，其特征在于，所述喷嘴壳体的外端部设置有喷嘴接头，所述喷嘴冷却气分管穿入所述喷嘴壳体与对应所述喷嘴冷却空气进气管连接。

5.如权利要求4所述的用于冷却燃油喷嘴的装置，其特征在于，所述喷嘴接头的侧部设置有排气口，所述冷却空气排气管路与所述排气口连接。

6.如权利要求1所述的用于冷却燃油喷嘴的装置，其特征在于，所述主燃级集油环的内部设置有多个燃油小管，所述燃油小管的一端与对应的所述主燃级燃油管路连通，另一端与对应的主燃级喷口连接；

7.如权利要求6所述的用于冷却燃油喷嘴的装置，其特征在于，所述燃油小管沿周向布置在所述主燃级集油环内。

8.如权利要求6所述的用于冷却燃油喷嘴的装置，其特征在于，所述主燃级集油环的外部设置有主燃级旋流器。

9.如权利要求1所述的用于冷却燃油喷嘴的装置，其特征在于，每一所述喷嘴内还设置有一预燃级燃油管路，所述预燃级燃油管路的端部连接预燃级喷嘴，所述预燃级喷嘴的外部安装有预燃级旋流器。

10.一种航空发动机，其特征在于，所述航空发动机包括如权利要求1-9任意一项所述的用于冷却燃油喷嘴的装置。