CN112303663B - 涡轮发动机的包括由柱在内部界定的旋流室的喷射器头部 - Google Patents

涡轮发动机的包括由柱在内部界定的旋流室的喷射器头部 Download PDF

Info

Publication number
CN112303663B
CN112303663B CN202010737155.9A CN202010737155A CN112303663B CN 112303663 B CN112303663 B CN 112303663B CN 202010737155 A CN202010737155 A CN 202010737155A CN 112303663 B CN112303663 B CN 112303663B
Authority
CN
China
Prior art keywords
fuel
injector head
inlet
swirl chamber
circumferential
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
CN202010737155.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112303663A (zh
Inventor
罗伊克·波拉
克里斯托弗·柴贝利叶
凯文·迪迪埃·皮埃尔·勒诺曼德
塞巴斯蒂安·克里斯托弗·洛瓦尔
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.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA SAS
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 SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Publication of CN112303663A publication Critical patent/CN112303663A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112303663B publication Critical patent/CN112303663B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

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
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/283—Attaching or cooling of fuel injecting means including supports for fuel injectors, stems, or lances
    • 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
    • F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D11/00—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space
    • F23D11/36—Details, e.g. burner cooling means, noise reduction means
    • F23D11/38—Nozzles; Cleaning devices therefor
    • F23D11/383—Nozzles; Cleaning devices therefor with swirl means
    • 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
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones
    • F23R3/343—Pilot flames, i.e. fuel nozzles or injectors using only a very small proportion of the total fuel to insure continuous combustion
    • 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
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/38—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply comprising rotary fuel injection means

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Fuel-Injection Apparatus (AREA)
  • Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)

Abstract

一种涡轮发动机的包括由柱在内部界定的旋流室的喷射器头部(243)，该喷射器头部包括具有旋流室(252)的燃料回路，旋流室包括上游部分(270)和下游部分(266)，在上游部分中形成至少一个入口通道(250)，上游部分的下游端部形成在下游部分中，并且下游部分终止于燃料喷射喷嘴(188)。头部具有销柱(254)，该销柱从界定出旋流室(252)的上游部分(270)的上游端部的表面沿燃料喷射喷嘴(188)的方向延伸，使得销柱(254)在内部界定出旋流室(252)的上游部分(270)。旋流室(252)的上游部分(270)包括具有横截面(S2)的至少一个周向入口(274)和具有横截面(S1)的至少一个周向出口(276)，该周向出口的横截面小于周向入口(274)的横截面(S2)。

Description

涡轮发动机的包括由柱在内部界定的旋流室的喷射器头部
技术领域
本发明涉及燃料喷射器的一般领域，该燃料喷射器用于装备涡轮发动机(特别是用于推进航空器的类型的涡轮发动机)的燃烧室。
背景技术
涡轮发动机的燃烧室通常配备有与预混合系统相关联的燃料喷射器，该预混合系统通常被称为“喷射系统”并通常包括一个或多个旋流器(轴向的和/或径向的)，这些旋流器使用来自被布置在燃烧室上游的压气机的空气来将由喷射器头部(也称为喷射头)提供的燃料雾化到燃烧室中。
通常使用两种类型的喷射器：气动喷射器，其主要使用从压气机输出的空气的压力和速度来使从喷射器头部流出的燃料旋转；以及气动机械式喷射器，其主要使用在喷射器头部内部的燃料的压力来使燃料旋转并雾化。
此外，具有双燃料回路的喷射器头部包括也被称为引导回路的主燃料回路以及也被称为主回路的次级燃料回路，该主燃料回路包括主燃料旋流器，该主燃料旋流器对被布置在喷射器头部的轴线上的主喷射器(也被称为引导喷射器)进行供应，该次级燃料回路包括次级燃料旋流器，该次级燃料旋流器对围绕主喷射器布置的次级喷射器(也被称为主体喷射器)进行供应。这些喷射器可以是气动机械式喷射器，或者是气动机械式主喷射器与气动式次级喷射器的组合。
为了满足越来越严格的污染物排放标准，已经开发出这种类型的喷射器的用途。
主回路通常用于在所有发动机速度下(特别是在点火和运行阶段，即火焰传播到相邻区段的阶段期间)对燃烧室供应燃料。
次级回路用于在从巡航飞行到起飞的速度下对发动机进行供应。
喷射器技术依赖于严格的制造公差和运行中的紧密间隙，无论是对于配备喷射器头部的主旋流器还是次级旋流器而言。这些燃料旋流器是确保喷射器的下述能力的主要部件：使燃料喷射流发生良好的雾化以及使液压特性符合规格。
喷射器头部尤其必须能够在变化的气动条件和热力条件下通过下述方式在燃烧室中进行局部点火：一个或多个火花塞进行放电，然后使靠近火花塞的热气芯发生传播，并且之后在燃烧室的各个区段中进行传播。
在此过渡阶段中，燃料喷射流的质量至关重要。在点火情况下，尤其是在飞行中的重新起动序列中，由于为了限制一个或多个涡轮的热量而希望最大程度地限制所喷射并因此燃烧的燃料量，发动机仅在主流上工作。
对某些发动机的改良在尺寸、减轻重量和设备的使用寿命方面受到了很大的限制。
这些考虑使得希望开发一种新颖的燃料喷射器头部，该燃料喷射器头部具有良好的性能，特别是在水分测定法和粒度测定法方面，并且能够实现低雾化速率。
发明内容
为此，本发明提出了一种用于涡轮发动机的燃料喷射器头部，该燃料喷射器头部包括具有旋流室的燃料回路，该旋流室包括上游部分和下游部分，在该上游部分中形成至少一个入口通道，上游部分的下游端部形成在该下游部分中，并且该下游部分终止于燃料喷射喷嘴。
燃料喷射器头部包括销柱，该销柱从界定出旋流室的上游部分的上游端部的表面沿燃料喷射喷嘴的方向延伸，使得该销柱在内部界定出旋流室的上游部分。
一般而言，对于入口通道或对于每个入口通道，燃料喷射器头部包括第一表面，该第一表面被布置成围绕销柱并且与该销柱相距一定距离，使得第一表面具有在外部界定出入口通道的入口部分以及主要部分，该主要部分在外部界定出旋流室的上游部分，或者在适当的情况下在外部界定出旋流室的上游部分的对应角度部分。优选地，主要部分从入口部分延伸、接近销柱、和/或从主要部分的与入口部分相对的一个端部延伸远离销柱。
更准确地，根据本发明的第一实施例，所述至少一个入口通道由单个入口通道组成，并且旋流室的上游部分具有周向入口和周向出口，周向出口的横截面小于周向入口的横截面，入口通道和周向出口一同形成在周向入口中，使得旋流室的上游部分形成围绕销柱的环路。
在本发明的其他实施例中，所述至少一个入口通道由数量至少等于2的N个入口通道组成，入口通道围绕燃料喷射喷嘴的轴线分布，并且旋流室的上游部分包括具有各自的周向入口和各自的周向出口的N个角度部分，这N个角度部分通过该周向入口和周向出口沿周向端对端地连接，使得旋流室的上游部分形成围绕销柱的环路，每个角度部分的端部的周向出口的横截面小于该角度部分的端部的周向入口的横截面，N个入口通道中的每一个与N个角度部分中的另一个角度部分的相应周向出口一同形成在N个角度部分中的对应的角度部分的相应周向入口中。
旋流室的构造在旋流室中提供了燃料速度场的良好均匀性，并因此可以有利地实现燃料旋流器通常发挥的作用，同时具有特定的优点。
销柱使得能够有利于旋流室内的燃料的旋转和均匀化。因此，对于固定不变的燃料流量而言，本发明使得能够减少要获得令人满意的燃料旋转和均匀性所需的入口通道的数量。
一般而言，本发明使得能够实现低雾化水平，同时确保喷射器头部易于制造，或者甚至简化其制造。实际上，由于减少了燃料喷射器头部的为了令人满意的功能所必需的入口通道的数量，入口通道或每个入口通道的横截面可以比在已知类型的喷射器头部中形成旋流器的每个通道的横截面大，而在适当情况下该入口通道或每个入口通道的横截面可累积地小于或等于在已知类型的喷射器头部中形成旋流器的通道的总横截面。
另外，本发明使得能够改进燃料喷射器头部在雾化和粒度测量(液滴尺寸，单位为μm)方面的性能，并因此提高燃烧室在点火和飞行中的再点火方面的能力。
优选地，入口通道或每个入口通道沿切向形成在旋流室的上游部分中。
优选地，销柱具有圆柱形的回转形状。
优选地，所述燃料回路是主燃料回路，燃料喷射器头部还具有次级燃料回路，该次级燃料回路被布置成围绕主燃料回路并且具有被布置成围绕主燃料回路的燃料喷射喷嘴的端部燃料喷射部分。
本发明还涉及一种用于涡轮发动机的喷射模块，该喷射模块包括喷射系统和上述类型的燃料喷射器头部，其中，喷射系统从上游到下游具有燃料喷射器头部被安装在其中的座、形成在燃料喷射器头部的下游的至少一个进气旋流器和碗状件。
本发明还涉及一种涡轮发动机，该涡轮发动机包括至少一个上述类型的燃料喷射器头部或者至少一个上述类型的喷射模块。
附图说明
通过参照附图阅读下文中以非限制性示例的方式进行的说明，本发明将被更好地理解，并且本发明的其它细节、优点和特征将显现，在附图中：
图1为根据本发明的优选实施例的涡轮发动机的轴向截面示意图；
图2为图1中的涡轮发动机的燃烧室的轴向截面示意图；
图3为一种已知类型的燃料喷射器头部的局部轴向截面示意图；
图4为图3的燃料喷射器头部的主燃料旋流器的放大透视示意图；
图5为图4的主燃料旋流器的横截面示意图；
图6为与图3相似的视图，示出了根据本发明的优选实施例的用于装备图2的燃烧室的燃料喷射器头部；
图7为图6的喷射器头部的局部透视和局部横截面示意图；
图8和图9为图6的喷射器头部的局部透视示意图，示出了运行中的燃料流；
图10为图6的喷射器头部的局部横截面示意图；
图11、图12和图13为与图10相似的视图，示出了本发明的其它实施例；
图14、图15和图16为根据本发明的其它实施例的燃料喷射器头部的轴向截面示意图。
在所有这些附图中，相同的标记可代表相同或相似的元件。
具体实施方式
图1示出了用于已知类型的航空器的涡轮发动机10，该涡轮发动机总体上包括用于抽吸空气流的风机12，该空气流在风机的下游被分为主流以及次级流，该主流在涡轮发动机的芯部中的主流道中流动，该主流在后文中被称为主气流PF，该次级流在次级流道中绕过该芯部，该次级流在后文中被称为次级气流SF。
涡轮发动机例如是旁路类型和双转子类型的。涡轮机的芯部因此总体上包括低压压气机14、高压压气机16、燃烧室18、高压涡轮20和低压涡轮22。
以众所周知的方式，高压压气机和高压涡轮的各自的转子通过所谓的“高压轴”连接，而低压压气机和低压涡轮的各自的转子通过所谓的“低压轴”连接。
包围次级气流SF的发动机舱24使得涡轮发动机呈流线型。此外，涡轮发动机的转子被安装成围绕涡轮发动机的纵向轴线28旋转。
在本说明书的第一部分中，纵向方向X是纵向轴线28的方向，径向方向R是在每一点处均与纵向轴线28正交并且穿过该纵向轴线的方向，而周向方向或切向C是在每一点处均与径向方向R和纵向轴线21正交的方向。术语“内部”和“外部”分别是指元件相对于纵向轴线28的相对接近和相对远离。此外，方向“上游”和“下游”是参照涡轮发动机的主气流PF和次级气流SF中的气体流动的总体方向来定义的。
图2示出了图1的涡轮发动机的燃烧室18及其附近环境。
传统上，例如是环形类型的该燃烧室包括两个同轴的环形壁，这两个环形壁分别是径向内壁32和径向外壁34，它们沿涡轮发动机中的主气流的流动方向36围绕涡轮发动机的纵向轴线28从上游到下游延伸。这些内环形壁32和外环形壁34通过环形室底部壁40在该内环形壁和外环形壁的上游端部处连接在一起，该环形室底部壁围绕纵向轴线28基本径向地延伸。该环形室底部壁40配备有围绕纵向轴线28分布的喷射系统42，在图2中可见该喷射系统中的一个喷射系统，每个喷射系统接纳被安装在喷射器管45的端部处的喷射器头部43，以使得能够沿各自的喷射轴线44喷射以该喷射轴线为中心的空气和燃料的预混合物。
更准确地，每个喷射系统42具有通常被称为“滑动贯通件”的座46，其中对应的喷射器头部43被安装在该座中并具有滑动能力，以允许运行中的不同热膨胀。
在所示的示例中，座46在内部界定出例如为轴向类型的单个进气旋流器48，该进气旋流器形成在喷射系统42内。
每个喷射系统42还包括被布置在进气旋流器48的出口处并形成在燃烧室18中的渐扩的碗状件49。
在本发明的术语中，由喷射系统42和对应的喷射器头部43形成的组件构成了喷射模块。
如众所周知的，在运行中，从扩散器54发出并来自压气机16的气流52的一部分50供应喷射系统42，而气流52的另一部分56则供应被设置在燃烧室的壁32和壁34中的进气孔58。
在本说明书的其它部分中，参照图3至图16，纵向方向X'是喷射轴线44的方向，径向方向R'是在每一点处均与喷射轴线44正交并且穿过该喷射轴线的方向，而周向方向或切向C'是在每一点处均与径向方向R'和喷射轴线44正交的方向。术语“内部”和“外部”分别是指元件相对于喷射轴线44的相对接近和相对远离。此外，方向“上游”和“下游”是参照喷射器头部43中的空气和燃料的总体流动方向来定义的。另外，横向平面被定义为与喷射轴线44正交的平面，而轴向平面被定义为包含喷射轴线44的平面。
图3更详细地示出了一种已知类型的燃料喷射器头部143。
该燃料喷射器头部具有相对于喷射轴线44占据中心位置的主燃料回路162，围绕主燃料回路162布置的次级燃料回路164和围绕次级燃料回路164布置的外围冷却回路166。
在运行中，主回路162用于射出主燃料锥体168，而次级回路164用于射出围绕主燃料锥体168的具有环形截头圆锥形状的次级燃料薄片169。
次级燃料回路164包括形成在次级燃料旋流器172中的环形燃料入口通道170，该次级燃料旋流器自身形成在环形的次级旋流室174中，该次级旋流室形成在喷射器头部143的自由端部176处形成的端部燃料喷射部分。
主燃料回路162包括中央燃料入口通道180、通过径向通道184连接到中央通道180的环形分配室182、连接到环形分配室182并形成在主旋流室187中的主燃料旋流器186，该主旋流室终止于燃料喷射喷嘴188处，也就是说，燃料被该燃料喷射喷嘴限制为呈渐扩的喷雾的形式(即通常呈中空的锥形层的形式)喷射。该燃料喷射喷嘴188的轴线与喷射轴线44重合。
图4示出了在运行中被主回路162的端部部分中的燃料以及被主锥体168占据的空间，该端部部分对应于主燃料旋流器186、主旋流室187和燃料喷射喷嘴188。
图5是沿图3中的平面V-V的横截面视图，示出了燃料在主旋流器186中的流动。
如图4和图5清楚所示的，主旋流器186由形成在主旋流室187中的通道190形成。这些通道190与喷射轴线44正交但不相交，因此不平行于径向方向R'。因此，从这些通道90发出的燃料C1在主旋流室187中自然地旋转C2。
然而，这种类型的主旋流器需要多个围绕喷射轴线44分布的通道190，通常是用于燃料喷射器头部的具有正常尺寸的三个或四个通道，没有该通道则不能以令人满意的方式实现对燃料的旋转并且燃料喷射喷嘴188处的燃料速度场的均匀性可能有不足的风险。通道还必须具有足够大的流动横截面，以使得燃料能够正常流动，并且这也是因为制造方法的固有的限制。然而，这与在某些运行阶段中(特别是在对燃烧室点火时)能够具有非常低的燃料流量的需求背道而驰。
本发明总体上提出了通过在内部界定出旋流室的上游部分的销柱来弥补这些缺点，这将在下文中更清楚地说明。
应当注意，本发明不限于将其应用于双回路喷射器的主回路的应用场合，本发明的原理还可适用于其他环境，例如在单回路喷射器的情况下。此外，本发明的应用场合不限于上文参照图1和图2描述的喷射系统、燃烧室和涡轮发动机的特定示例。
图6示出了根据本发明的优选实施例的能够装备图1和图2中的涡轮发动机的燃料喷射器头部243。该喷射器头部243具有类似于上述已知类型的喷射器头部143的构造，除了该喷射器头部243包括在内部界定出旋流室252的上游部分270的销柱254。
图7至图10更具体地示出了销柱254及其附近的环境。图8具体示出了运行中的燃料C3的流动。
如图7和图9更清楚地示出的，优选地定心在喷射轴线44上的销柱254从表面272沿燃料喷射喷嘴188的方向延伸，该表面界定出旋流室252的上游部分270的上游端部。
另外，在图6至图10的实施例中，燃料喷射器头部243具有单个入口通道250，并且旋流室252的上游部分270基本上形成围绕销柱254的环路。
参照图7至图10，入口通道250与上游部分270的一部分(下文称为周向出口276)一同形成在上游部分270的另一部分中(下文中称为周向入口274)。
周向出口276的横截面S1小于周向入口274的横截面S2(图10)。为方便起见，横截面S1和横截面S2以及上游部分270的被限定在横截面S1与横截面S2之间的任何其他横截面都被限定为相对于轴线44沿径向方向。
上游部分270优选地具有从周向入口274直到周向出口276逐渐减小的横截面。
更准确地，在图6至图10的实施例中，燃料喷射器头部243具有被布置成围绕销柱254并且与该销柱相距一定距离的第一表面256，使得第一表面256具有主要部分256A和入口部分256B，该主要部分在外部界定出旋流室252的上游部分270，该入口部分在外部界定出入口通道250(图7、图8和图10)。第一表面256例如呈螺旋形式。必须理解的是，“螺旋形式”是指第一表面256在其主要部分256A中具有直接面对销柱254的被称为出口端部258的第一端部，并且第一表面256从其出口端部258开始围绕喷射轴线44旋转延伸，同时远离所述轴线(图7和图10)移动，直到形成在入口部分256B的端部处的相对的第二端部，该第二端部被称为入口端部262。在所示的示例中，间距从出口端部258一直到入口端部262是连续的。在一种变型中，间距可仅涉及第一表面256的一个或多个部分，而该第一表面256的一个或多个其他部分以离喷射轴线44固定不变的距离延伸。周向入口274和周向出口276被限定在径向平面中，该径向平面截断第一表面256的出口端部258。
第一表面256的主要部分256A与销柱254直接相对地延伸，使得销柱254和主要部分256A在它们之间限定出旋流室252的上游部分270。
第一表面256的入口部分256B被主要部分256A相对于销柱254遮盖。因此，第一表面256的出口端部258被沿径向布置在入口部分256B与销柱254之间。
燃料喷射器头部243还具有第二表面278，该第二表面被布置成与第一表面256的入口部分256B相对并且在内部界定出入口通道250。第二表面278被布置在第一表面256的入口部分256B与第一表面256的主要部分256A的端部部分256AA之间，该端部部分是从该第一表面的出口端部258限定出的。
在所示的优选示例中，入口通道250沿切向形成在旋流室252的上游部分270中。因而必须理解的是，在横向于喷射轴线44的横截面视图中(图10)，入口通道250的出口轴线280(图10)与销柱254不相交，该出口轴线在旋流室252的上游部分270的周向入口274处与入口通道250的中线282相切。
为此，第一表面256的入口部分256B具有例如与主要部分256A的端部相切的直线横截面，入口部分256B从该端部延伸，而第二表面278具有例如平行于入口部分256B并且被连接到第一表面256的出口端部258的直线横截面。
图11示出了一种变型，其中第一表面256的入口部分256B和第二表面278是弯曲的。
此外，如图6、图8和图9所示，旋流室252从其上游部分270轴向地延伸，该旋流室具有终止于喷射喷嘴188的下游部分266。
在本发明的优选实施例中，下游部分266具有会聚的形式，直到喷射喷嘴188(图8和图9)。
在所示的示例中，销柱254具有回转的圆柱形形状，并且具有横向于喷射轴线44定向的实心的下游端部表面268(图7和图9)。
一般而言，在根据本发明的燃料喷射器头部243中存在销柱254使得能够有利于旋流室252中的燃料的旋转和均匀化。因此，对于固定不变的燃料流量而言，本发明使得能够减少要获得令人满意的燃料旋转和均匀性所需的入口通道的数量。总体上，本发明使得能够改进喷射器头部在雾化和粒度测量(液滴尺寸，单位为μm)方面的性能，并因此提高燃烧室在点火和飞行中的再点火方面的能力。
特别是如上所述，本发明使得燃料喷射器头部构造能够仅具有单个入口通道250。
在本发明的其他实施例中，当燃料喷射器头部的尺寸和燃料流量需要时，燃料喷射器头部243包括多个入口通道，例如数量为两个(图12)或三个(图13)，或者更普遍地包括N个入口通道250-i，N是大于或等于2的整数，而i是取值范围从1到N的整数。
另外，旋流室252的上游部分270由N个角度部分270-i形成，这些角度部分具有各自的周向入口274-i和各自的周向出口276-i，N个角度部分270-i通过这些周向入口和周向出口沿周向端对端地连接，使得旋流室252的上游部分270形成围绕销柱254的环路。
在这种燃料喷射器头部中，入口通道250-i优选地围绕燃料喷射喷嘴188的轴线，即喷射轴线44规则地分布。按照惯例，入口通道250-1和入口通道250-N以及角度部分270-1和角度部分270-N以此顺序(例如沿图中的顺时针方向)围绕喷射轴线44布置。
此外，N个角度部分270-i中的每一个在其周向出口276-i处的横截面S1-i小于在其周向入口274-i处的横截面S2-i。
最后，N个入口通道250-1中的每一个与N个角度部分中的另一个角度部分270-k的相应周向出口276-k一同形成在N个角度部分中的对应的角度部分270-i的相应周向入口274-i中，该另一个角度部分270-k在角度部分270-i之前，因此，k是等于(i+N-2)mod(N)+1的整数，其中“mod”表示数学运算模。
N个入口通道250-i中的每一个优选地是在其之前的入口通道250-k以2Pi/N弧度的旋转角度旋转的像。以相似的方式，N个角度部分270-i中的每一个优选地是在其之前的角度部分270-k以2Pi/N弧度的旋转角度旋转的像。
更准确地，在这样的实施例中(图12和13)，燃料喷射器头部243具有N个第一表面256-i，这些第一表面被布置成距销柱254一定距离，使得每个第一表面256-i具有主要部分256A-i和入口部分256B-i，该主要部分在外部界定出对应的角度部分270-i，而该入口部分在外部界定出对应的入口通道250-i。每个主要部分256A-i具有例如相对于喷射轴线44呈偏心圆弧的形式的横截面，以便从周向入口274-i接近销柱254直至对应的角度部分270-i的周向出口276-i。每个入口部分256B-i具有例如与主要部分256A-i的端部相切的直线横截面，入口部分256B-i从该端部延伸。
燃料喷射器头部243还包括N个第二表面278-i，这N个第二表面分别被布置成面对各自的第一表面256-i的入口部分256B-i并且在内部分别界定出入口通道250-i。每个第二表面278-i有利地与第一表面256-k的主要部分256A-k相切，该主要部分界定出前述的角度部分270-k。
因此，在所示的示例中，每个入口通道250-i沿切向形成在对应的角度部分270-i中。由此必须理解，在横向于喷射轴线44的横截面视图中，入口通道250-i的出口轴线280-i与销柱254不相交，该出口轴线在角度部分270-i的周向入口274-i处与入口通道250-i的中线282-i相切。
如上所述，在这种燃料喷射器头部中，本发明使得能够限制要获得令人满意的燃料旋转和均匀性所需的入口通道的数量。
此外，在上述实施例中，销柱254呈实心形式。
在一种变型中，销柱254可具有在销柱254的下游端部表面268中形成的中央凹部284(图14)。在某些情况下，实际上希望提供这样的中央凹部，以减小靠近下游端部表面268的燃料的切向速度。
此外，旋流室252的下游部分266可能不朝向下游端部会聚，而是具有固定不变的横截面(图15)，使得在下游部分266与燃料喷射喷嘴188之间发生横截面的急剧变化。
在上述实施例中，销柱254的下游端部表面268在下游表面286处横向地延伸(图14和图15)，该下游表面界定出下游侧的入口通道250或每个入口通道250-i。
在一种变型中，销柱254可向下游延伸超过下游表面286(图16)。

Claims (7)

1.用于涡轮发动机的燃料喷射器头部(243)，所述燃料喷射器头部包括具有旋流室(252)的燃料回路(162)，所述旋流室包括上游部分(270)和下游部分(266)，在所述上游部分中形成至少一个入口通道(250)，所述上游部分(270)的下游端部形成在所述下游部分中，并且所述下游部分终止于燃料喷射喷嘴(188)，所述燃料喷射器头部包括销柱(254)，所述销柱从界定出所述旋流室(252)的上游部分(270)的上游端部的表面(272)沿所述燃料喷射喷嘴(188)的方向延伸，使得所述销柱(254)在内部界定出所述旋流室(252)的上游部分(270)，其中，所述至少一个入口通道由单个入口通道(250)组成，并且所述旋流室(252)的上游部分(270)具有周向入口(274)和周向出口(276)，所述周向出口(276)的横截面(S1)小于所述周向入口(274)的横截面(S2)，所述入口通道(250)和所述周向出口(276)一同形成在所述周向入口(274)中，使得所述旋流室(252)的上游部分(270)形成围绕所述销柱(254)的环路。
2.用于涡轮发动机的燃料喷射器头部(243)，所述燃料喷射器头部包括具有旋流室(252)的燃料回路(162)，所述旋流室包括上游部分(270)和下游部分(266)，在所述上游部分中形成至少一个入口通道(250)，所述上游部分(270)的下游端部形成在所述下游部分中，并且所述下游部分终止于燃料喷射喷嘴(188)，所述燃料喷射器头部包括销柱(254)，所述销柱从界定出所述旋流室(252)的上游部分(270)的上游端部的表面(272)沿所述燃料喷射喷嘴(188)的方向延伸，使得所述销柱(254)在内部界定出所述旋流室(252)的上游部分(270)，其中，所述至少一个入口通道由N个入口通道(250-i)组成，其中N至少等于2，所述入口通道(250-i)围绕所述燃料喷射喷嘴(188)的轴线(44)分布，并且所述旋流室(252)的上游部分(270)包括具有各自的周向入口(274-i)和各自的周向出口(276-i)的N个角度部分(270-i)，所述N个角度部分(270-i)通过所述周向入口和所述周向出口沿周向端对端地连接，使得所述旋流室(252)的上游部分(270)形成围绕所述销柱(254)的环路，所述N个角度部分(270-i)中的每个角度部分的周向出口(276-i)的横截面(S1-i)小于该角度部分的周向入口(274-i)的横截面(S2-i)，所述N个入口通道(250-i)中的每一个与所述N个角度部分中的另一个角度部分(270-k)的相应周向出口(276-k)一同形成在所述N个角度部分中的对应的角度部分(270-i)的相应周向入口(274-i)中。
3.根据权利要求1或2所述的燃料喷射器头部，其中，所述入口通道(250)或每个入口通道(250-i)沿切向形成在所述旋流室(252)的上游部分(270)中。
4.根据权利要求1或2所述的燃料喷射器头部，其中，所述销柱(254)具有圆柱形的回转形状。
5.根据权利要求1或2所述的燃料喷射器头部，其中，所述燃料回路是主燃料回路(162)，所述燃料喷射器头部(243)还具有次级燃料回路(164)，所述次级燃料回路被布置成围绕所述主燃料回路(162)并且具有被布置成围绕所述主燃料回路(162)的燃料喷射喷嘴(188)的端部燃料喷射部分(174)。
6.用于涡轮发动机的喷射模块，所述喷射模块包括喷射系统(42)和根据权利要求1至5中任一项所述的燃料喷射器头部(243)，其中，所述喷射系统从上游到下游包括所述燃料喷射器头部(243)被安装在其中的座(46)、形成在所述燃料喷射器头部的下游的至少一个进气旋流器(48)和碗状件(49)。
7.涡轮发动机，包括至少一个根据权利要求1至5中任一项所述的燃料喷射器头部(243)或者至少一个根据权利要求6所述的喷射模块。
CN202010737155.9A 2019-07-29 2020-07-28 涡轮发动机的包括由柱在内部界定的旋流室的喷射器头部 Active CN112303663B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1908615 2019-07-29
FR1908615A FR3099547B1 (fr) 2019-07-29 2019-07-29 Nez d'injecteur de carburant pour turbomachine comprenant une chambre de mise en rotation intérieurement délimitée par un pion

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112303663A CN112303663A (zh) 2021-02-02
CN112303663B true CN112303663B (zh) 2023-09-01

Family

ID=68806996

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010737155.9A Active CN112303663B (zh) 2019-07-29 2020-07-28 涡轮发动机的包括由柱在内部界定的旋流室的喷射器头部

Country Status (3)

Country Link
EP (1) EP3771862A1 (zh)
CN (1) CN112303663B (zh)
FR (1) FR3099547B1 (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115682032A (zh) * 2022-11-03 2023-02-03 西北工业大学 一种新型多环式燃料支板喷注器

Citations (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2703260A (en) * 1951-07-07 1955-03-01 Delavan Mfg Company Dual orifice atomizing nozzle
CH373846A (fr) * 1959-10-02 1963-12-15 Gen Chauffage Ind Pillard Frer Gicleur de brûleur à combustible liquide
GB1043411A (en) * 1962-03-30 1966-09-21 Gulf Oil Great Britain Ltd Improved fuel combustion apparatus and process
DE1451350A1 (de) * 1964-02-06 1969-01-23 Versuchsanstalt Fuer Luftfahrt Zerstaeubungsdrallduese mit Leitkanal
GB1491383A (en) * 1974-10-07 1977-11-09 Parker Hannifin Corp Air-atomising fuel nozzle
DE3136911A1 (de) * 1981-09-17 1983-03-31 Sredneaziatskij filial Vsesojuznogo naučno-issledovatel'skogo instituta ispol'zovanija gaza v narodnom chozjajstve i podzemnogo chraneija nefti, nefteproduktov i sčiščennych gazov, Taškent, Akademgorodok Leitvorrichtung eines brenners
DE3544653A1 (de) * 1984-12-20 1986-06-26 General Electric Co., Schenectady, N.Y. Brennstoffzufuhrsystem
US5247790A (en) * 1992-09-18 1993-09-28 Westinghouse Electric Corp. Gas turbine fuel nozzle with replaceable cap
DE19530446A1 (de) * 1995-08-18 1997-02-20 Abb Patent Gmbh Brenner für eine Gasturbine
CN1186926A (zh) * 1996-12-20 1998-07-08 联合工艺公司 两股流体流动的火焰切向进口喷嘴
CN1204747A (zh) * 1998-07-17 1999-01-13 浙江大学 回油式机械雾化喷嘴
CN1209521A (zh) * 1997-08-25 1999-03-03 Abb研究有限公司 热发生器用的燃烧器
US6755024B1 (en) * 2001-08-23 2004-06-29 Delavan Inc. Multiplex injector
CN101206029A (zh) * 2006-12-21 2008-06-25 中国科学院工程热物理研究所 一种微型燃气轮机燃烧室喷嘴
CN101243287A (zh) * 2004-12-23 2008-08-13 阿尔斯托姆科技有限公司 具有混合段的预混燃烧器
CN201225656Y (zh) * 2008-05-12 2009-04-22 哈尔滨东安发动机（集团）有限公司 空气雾化喷嘴
CN101424407A (zh) * 2007-10-29 2009-05-06 通用电气公司 用于罐状环形双燃料燃烧器的稀预混向心多环状分级喷嘴
CN101535715A (zh) * 2006-11-02 2009-09-16 西门子公司 燃料喷射器喷嘴
CN101818909A (zh) * 2009-02-09 2010-09-01 通用电气公司 燃料喷嘴歧管
CN102116472A (zh) * 2009-12-31 2011-07-06 上海神明控制工程有限公司 双出力雾化器
CN102141245A (zh) * 2010-01-29 2011-08-03 阿尔斯托姆科技有限公司 喷嘴以及用于这种喷嘴的运行的方法
CN102242673A (zh) * 2010-01-06 2011-11-16 通用电气公司 涡轮机喷嘴
CN202350096U (zh) * 2011-11-30 2012-07-25 贵州航空发动机研究所 一种双油路燃油喷嘴
CN103134079A (zh) * 2011-11-30 2013-06-05 贵州航空发动机研究所 一种双油路燃油喷嘴
CN103562641A (zh) * 2011-05-17 2014-02-05 斯奈克玛 用于涡轮机的环形燃烧室
FR3015638A1 (fr) * 2013-12-23 2015-06-26 Snecma Segment d'obturation de traversee coulissante de systeme d'injection pour turbomachine
CN105953265A (zh) * 2016-05-27 2016-09-21 南京航空航天大学 一种组合燃烧室
CN106415132A (zh) * 2014-05-02 2017-02-15 西门子股份公司 燃烧装置的燃烧器布置
CN107305020A (zh) * 2016-04-18 2017-10-31 德雷瑟-兰德公司 单管涡旋燃烧室

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9284933B2 (en) * 2013-03-01 2016-03-15 Delavan Inc Fuel nozzle with discrete jet inner air swirler
US9765974B2 (en) * 2014-10-03 2017-09-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel nozzle
DE102017101167A1 (de) * 2017-01-23 2018-07-26 Man Diesel & Turbo Se Brennkammer einer Gasturbine, Gasturbine und Verfahren zum Betreiben derselben

Patent Citations (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2703260A (en) * 1951-07-07 1955-03-01 Delavan Mfg Company Dual orifice atomizing nozzle
CH373846A (fr) * 1959-10-02 1963-12-15 Gen Chauffage Ind Pillard Frer Gicleur de brûleur à combustible liquide
GB1043411A (en) * 1962-03-30 1966-09-21 Gulf Oil Great Britain Ltd Improved fuel combustion apparatus and process
DE1451350A1 (de) * 1964-02-06 1969-01-23 Versuchsanstalt Fuer Luftfahrt Zerstaeubungsdrallduese mit Leitkanal
GB1491383A (en) * 1974-10-07 1977-11-09 Parker Hannifin Corp Air-atomising fuel nozzle
DE3136911A1 (de) * 1981-09-17 1983-03-31 Sredneaziatskij filial Vsesojuznogo naučno-issledovatel'skogo instituta ispol'zovanija gaza v narodnom chozjajstve i podzemnogo chraneija nefti, nefteproduktov i sčiščennych gazov, Taškent, Akademgorodok Leitvorrichtung eines brenners
DE3544653A1 (de) * 1984-12-20 1986-06-26 General Electric Co., Schenectady, N.Y. Brennstoffzufuhrsystem
US5247790A (en) * 1992-09-18 1993-09-28 Westinghouse Electric Corp. Gas turbine fuel nozzle with replaceable cap
DE19530446A1 (de) * 1995-08-18 1997-02-20 Abb Patent Gmbh Brenner für eine Gasturbine
CN1186926A (zh) * 1996-12-20 1998-07-08 联合工艺公司 两股流体流动的火焰切向进口喷嘴
CN1209521A (zh) * 1997-08-25 1999-03-03 Abb研究有限公司 热发生器用的燃烧器
CN1204747A (zh) * 1998-07-17 1999-01-13 浙江大学 回油式机械雾化喷嘴
US6755024B1 (en) * 2001-08-23 2004-06-29 Delavan Inc. Multiplex injector
CN101243287A (zh) * 2004-12-23 2008-08-13 阿尔斯托姆科技有限公司 具有混合段的预混燃烧器
CN101535715A (zh) * 2006-11-02 2009-09-16 西门子公司 燃料喷射器喷嘴
CN101206029A (zh) * 2006-12-21 2008-06-25 中国科学院工程热物理研究所 一种微型燃气轮机燃烧室喷嘴
CN101424407A (zh) * 2007-10-29 2009-05-06 通用电气公司 用于罐状环形双燃料燃烧器的稀预混向心多环状分级喷嘴
CN201225656Y (zh) * 2008-05-12 2009-04-22 哈尔滨东安发动机（集团）有限公司 空气雾化喷嘴
CN101818909A (zh) * 2009-02-09 2010-09-01 通用电气公司 燃料喷嘴歧管
CN102116472A (zh) * 2009-12-31 2011-07-06 上海神明控制工程有限公司 双出力雾化器
CN102242673A (zh) * 2010-01-06 2011-11-16 通用电气公司 涡轮机喷嘴
CN102141245A (zh) * 2010-01-29 2011-08-03 阿尔斯托姆科技有限公司 喷嘴以及用于这种喷嘴的运行的方法
CN103562641A (zh) * 2011-05-17 2014-02-05 斯奈克玛 用于涡轮机的环形燃烧室
CN202350096U (zh) * 2011-11-30 2012-07-25 贵州航空发动机研究所 一种双油路燃油喷嘴
CN103134079A (zh) * 2011-11-30 2013-06-05 贵州航空发动机研究所 一种双油路燃油喷嘴
FR3015638A1 (fr) * 2013-12-23 2015-06-26 Snecma Segment d'obturation de traversee coulissante de systeme d'injection pour turbomachine
CN106415132A (zh) * 2014-05-02 2017-02-15 西门子股份公司 燃烧装置的燃烧器布置
CN107305020A (zh) * 2016-04-18 2017-10-31 德雷瑟-兰德公司 单管涡旋燃烧室
CN105953265A (zh) * 2016-05-27 2016-09-21 南京航空航天大学 一种组合燃烧室

Also Published As

Publication number Publication date
EP3771862A1 (fr) 2021-02-03
FR3099547B1 (fr) 2021-10-08
CN112303663A (zh) 2021-02-02
FR3099547A1 (fr) 2021-02-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108019775B (zh) 具有混合套筒的小型混合燃料喷嘴组件
JP6035021B2 (ja) 燃料の霧化を改善したデュアルオリフィス燃料ノズル
EP3147571B1 (en) A fuel injector for a gas turbine engine combustion chamber
CN113357669B (zh) 燃料喷射器流动装置
CN115218212B (zh) 燃烧器旋流轮叶设备
CN115218213B (zh) 燃烧器旋流轮叶设备
US11168886B2 (en) Injector nose for turbomachine including a secondary fuel swirler with changing section
US12085281B2 (en) Fuel nozzle and swirler
CN110345512B (zh) 燃气涡轮发动机
CN112303663B (zh) 涡轮发动机的包括由柱在内部界定的旋流室的喷射器头部
CN116136308A (zh) 具有压降吹扫通道的旋流器套圈板
CN115854386A (zh) 浮动初级轮叶旋流器
CN113227656B (zh) 用于包括围绕辅助燃料回路布置的主燃料回路的涡轮发动机的喷射器头锥
US11906165B2 (en) Gas turbine nozzle having an inner air swirler passage and plural exterior fuel passages
US11725819B2 (en) Gas turbine fuel nozzle having a fuel passage within a swirler
CN115218215B (zh) 用于燃烧器混合组件的吹扫构造
CN109073224B (zh) 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
RU2798404C2 (ru) Форсуночная головка для газотурбинного двигателя, содержащая первичный топливный контур, расположенный вокруг вторичного топливного контура
US12092324B2 (en) Flare cone for a mixer assembly of a gas turbine combustor
US11994295B2 (en) Multi pressure drop swirler ferrule plate
EP4411238A1 (en) Combustor with helix air and fuel mixing passage
US20230213194A1 (en) Turbine engine fuel premixer
US20240183536A1 (en) Turbine engine with fuel nozzle assembly
US20230266002A1 (en) Coupling a fuel nozzle purge flow directly to a swirler

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