CN113983497B

CN113983497B - 超临界燃烧室及航空发动机

Info

Publication number: CN113983497B
Application number: CN202111235935.4A
Authority: CN
Inventors: 林宇震; 薛鑫; 杨越; 惠鑫
Original assignee: Beihang University
Current assignee: Beihang University
Priority date: 2021-10-22
Filing date: 2021-10-22
Publication date: 2022-08-19
Anticipated expiration: 2041-10-22
Also published as: CN113983497A

Abstract

本发明涉及航空燃气轮机技术技术领域，提供一种超临界燃烧室及航空发动机。本发明提供的超临界燃烧室，包括燃烧室头部主燃级，燃烧室头部主燃级包括旋流器，旋流器包括：套设的外环和内环，内环的侧壁设有环形的第一集油腔和第二集油腔；多个旋流器叶片均匀分布在外环与内环之间，每个旋流器叶片的内部设有第一燃油通孔和第二燃油通孔，旋流器叶片还设有第一喷油口和第二喷油口；第一集油腔与第一燃油通孔以及第一喷油口连通，第二集油腔与第二燃油通孔以及第二喷油口连通。本发明提供的超临界燃烧室，液态燃油与超临界态燃油的供油与喷口隔离，解决了不同相态燃油密度差别大造成的喷油口直径不适应的问题。

Description

超临界燃烧室及航空发动机

技术领域

本发明涉及航空燃气轮机技术领域，尤其涉及一种超临界燃烧室及航空发动机。

背景技术

未来的航空发动机要求有更高的推重比、更低的耗油率、更高的可靠性。要求推重比大幅度提高，特别是不开加力时的推重比大幅度提高，就意味着循环温度(涡轮进口温度)要有很大幅度的提升。预计推重比为20时，一级涡扇推进系统燃烧室温升将达1500K，涡轮前温度将达到2400K。燃烧室出口温度的提高意味着涡轮更高的热负荷，新型的耐高温非金属材料还不能满足未来的使用要求。未来高性能航空发动机的热防护/热管理系统承担的任务更重。一般高压涡轮的涡轮叶片的冷却空气引自高压压气机后，随着发动机增压比的提高，压气机后的空气温度上升，将会降低涡轮的换热效率。因此，需要对冷却空气进行冷却，提升其换热效率。

使用航空煤油作为冷却剂来冷却空气是一个较为合理的选择，原因是其吸热量大，换热器可以做轻质、紧凑型，不会给飞机增加额外的重量，吸收的热量可以有效的利用。但航空煤油被加热后，会以超临界态喷射进入燃烧室内。超临界态流体的热力学性质及输运性质会发生显著变化，它兼具气体的低粘度、液体的高密度、介于气体和液体之间的较高扩散系数等特征。若仍使用现有的主燃级燃烧室，则无法兼顾超临界态下低密度的燃油以及亚临界态下的高密度燃油喷射的需求。

发明内容

本发明提供一种超临界燃烧室及航空发动机，用以解决现有技术中现有的燃烧室无法兼顾超临界态下低密度的燃油以及亚临界态下的高密度燃油喷射需求的缺陷。

本发明提供一种超临界燃烧室，包括燃烧室头部主燃级，所述燃烧室头部主燃级包括旋流器，所述旋流器包括：套设的外环和内环，所述内环的侧壁设有环形的第一集油腔和第二集油腔；多个旋流器叶片，多个所述旋流器叶片均匀分布在所述外环与所述内环之间，每个所述旋流器叶片的内部设有第一燃油通孔和第二燃油通孔，所述旋流器叶片还设有第一喷油口和第二喷油口；其中，所述第一集油腔与所述第一燃油通孔以及所述第一喷油口连通，所述第二集油腔与所述第二燃油通孔以及所述第二喷油口连通。

根据本发明提供的一种超临界燃烧室，所述第一燃油通孔和所述第二燃油通孔均与所述外环的表面垂直设置。

根据本发明提供的一种超临界燃烧室，所述第一喷油口设置在所述旋流器叶片的侧面，所述第二喷油口设置在所述旋流器叶片的尾缘。

根据本发明提供的一种超临界燃烧室，所述第一喷油口与所述第二喷油口的直径之比为0.5-1.0。

根据本发明提供的一种超临界燃烧室，所述第一喷油口与所述第一燃油通孔的直径之比为0.2-1.0，所述第一喷油口的高度与所述旋流器叶片的高度之比为0.2-0.8。

根据本发明提供的一种超临界燃烧室，所述第二喷油口与所述第二燃油通孔的直径之比为0.5-1.0，所述第二喷油口的高度与所述旋流器叶片的高度之比为0.2-0.8。

根据本发明提供的一种超临界燃烧室，所述第一喷油口与所述旋流器叶片的侧面的夹角为0-150°，所述第二喷油口与所述旋流器叶片的尾缘的夹角为0-90°。

根据本发明提供的一种超临界燃烧室，所述第一喷油口与所述旋流器的进口的距离为第一距离，所述第一距离小于所述旋流器的长度，所述第二喷油口与所述旋流器的进口的距离为第二距离，所述第二距离等于所述旋流器的长度。

根据本发明提供的一种超临界燃烧室，还包括：扩压器和燃烧室机匣，所述扩压器与所述燃烧室机匣连接，所述燃烧室头部主燃级设置在所述燃烧室机匣内；燃烧室头部预燃级，所述燃烧室头部预燃级设置在所述燃烧室机匣内，所述燃烧室头部预燃级与所述燃烧室头部主燃级并排设置并连接；火焰筒，所述火焰筒设置在所述燃烧室机匣内，并与所述燃烧室头部主燃级和所述燃烧室头部预燃级连通；主燃级燃油管路，所述主燃级燃油管路的一端与所述燃烧室头部主燃级连接，另一端延伸至所述燃烧室机匣的外部；预燃级燃油管路，所述预燃级燃油管路的一端与所述燃烧室头部预燃级连接，另一端延伸至所述燃烧室机匣的外部。

本发明还提供一种航空发动机，包括：低压压气机、高压压气机、高压涡轮、低压涡轮、传动轴和如上所述的超临界燃烧室，所述低压压气机、所述高压压气机、所述高压涡轮和所述低压涡轮通过所述传动轴连接，所述低压压气机、所述高压压气机、所述高压涡轮和所述低压涡轮通过所述超临界燃烧室内的燃气联动。

本发明实施例提供的超临界燃烧室，通过设置第一集油腔、第二集油腔、第一燃油通孔、第二燃油通孔、第一喷油口和第二喷油口，形成两个相互独立的油路供油、喷射，使液态燃油与超临界态燃油的供油与喷口隔离，解决了不同相态燃油密度差别大造成的喷油口直径不适应的问题，可以使超临界燃烧室在多数工况下均能达到良好的雾化、均匀的混合效果。

附图说明

为了更清楚地说明本发明或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明提供的超临界燃烧室的结构示意图；

图2是图1中示出的燃烧室头部主燃级的剖面图；

图3是图2中示出的内环与旋流器叶片的结构示意图；

图4是旋流器叶片的结构示意图；

图5是航空发动机的结构示意图；

附图标记：

100：超临界燃烧室； 101：燃烧室机匣； 102：扩压器；

103：火焰筒； 104：主燃级燃油管路； 105：预燃级燃油管路；

106：燃烧室头部预燃级； 110：燃烧室头部主燃级； 111：旋流器叶片；

112：外环； 113：内环； 114：第一集油腔；

115：第二集油腔； 116：第一燃油通孔； 117：第二燃油通孔；

118：第一喷油口； 119：第二喷油口； 200：低压压气机；

300：高压压气机； 400：传动轴； 500：高压涡轮；

600：低压涡轮。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明中的附图，对本发明中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明的说明书和权利要求书中的术语“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

下面结合图1-图5描述本发明的超临界燃烧室及航空发动机。

如图2所示，在本发明的一个实施例中，超临界燃烧室100包括燃烧室头部主燃级110，该燃烧室头部主燃级110包括旋流器，该旋流器包括外环112、内环113和多个旋流器叶片111。外环112和内环113套设在一起，内环113的侧壁设有环形的第一集油腔114和第二集油腔115。多个旋流器叶片111均匀分布在外环112和内环113之间，每个旋流器叶片111的内部设有第一燃油通孔116和第二燃油通孔117，每个旋流器叶片111还设有第一喷油口118和第二喷油口119，其中，第一集油腔114与第一燃油通孔116以及第一喷油口118连通，第二集油腔115与第二燃油通孔117以及第二喷油口119连通。

具体来说，在本实施例中，在燃烧室头部主燃级110的旋流器的内环113的侧壁开设两个环形的集油腔，第一集油腔114与第一燃油通孔116和第一喷油口118连通，用于流通液态燃油，第二集油腔115与第二燃油通孔117和第二喷油口119连通，用于流通超临界态燃油。在小工况下，液态燃油由第一集油腔114流经第一燃油通孔116并由第一喷油口118喷出，液态燃油由第一喷油口118喷出后形成螺旋轨迹的主燃油油雾，液态燃油与气流混合，形成油气混合物进入火焰筒103参与燃烧，燃烧后的燃气由超临界燃烧室100排出，冲击高压涡轮500和低压涡轮600，从而驱动低压压气机200和高压压气机300做功，输出动力。在大工况下，超临界态燃油由第二集油腔115流经第二燃油通孔117并由第二喷油口119喷出，与空气中的气流混合，形成油气混合物进入火焰筒103参与燃烧，燃烧后的燃气由超临界燃烧室100排出，冲击高压涡轮500和低压涡轮600，从而驱动低压压气机200和高压压气机300做功，输出动力。

进一步地，在本实施例中，第一集油腔114与第二集油腔115相互隔离，不连通，第一燃油通孔116与第二燃油通孔117平行设置，也不连通，以便液态燃油和超临界态燃油处于不同的腔体和管路中，以便不同的工况下使用。

进一步地，在本实施例中，第一喷油口118可设置在旋流器叶片111的压力面或吸力面，第二喷油口119可设置在旋流器叶片111的尾缘。

进一步地，在本发明的实施例中，第一燃油通孔116、第二燃油通孔117、第一喷油口118以及第二喷油口119的数量不做限定，可根据具体工况而设计。

进一步地，如图2所示，在本发明的一个实施例中，第一燃油通孔116和第二燃油通孔117均与外环112的表面垂直设置。

具体来说，在本实施例中，第一燃油通孔116和第二燃油通孔117沿竖直方向设置，第一燃油通孔116与第一集油腔114垂直设置并连通，第二燃油通孔117与第二集油腔115垂直设置并连通。

如图3和图4所示，在本发明的一个实施例中，第一喷油口118设置在旋流器叶片111的侧面，第二喷油口119设置在旋流器叶片111的尾缘。

具体来说，在本实施例中，第一喷油口118设置在旋流器叶片111的压力面或吸力面，可在液态燃油由第一集油腔114流入第一燃油通孔116，再经第一喷油口118喷出时能够形成螺旋轨迹的主燃油油雾。具体地，液态燃油从旋流器叶片111的侧面喷出，在主燃级通道内沿螺旋轨迹流动，增加了在主燃级通道内的停留时间，加强了液态燃油与气流的混合，改善了燃油分布的径向均匀度。超临界态燃油由旋流器叶片111的尾缘喷出，距离旋流器的出口更近，降低了在主燃级通道内的停留时间，降低了在主燃级通道内自燃的风险，同时，第一喷油口118和第二喷油口119均远离主燃级通道内壁面，避免了燃油贴附壁面。

进一步地，第一喷油口118的直径在0.3～0.5mm间、第二喷油口119的直径在0.5mm以上、第一喷油口118与旋流器叶片111侧面之间的夹角0-150°、第二喷油口119与旋流器叶片111的尾缘的夹角0-180°，以上尺寸可根据具体要求在上述范围内进行设计选取。在本发明的一个实施例中，第一喷油口118和第二喷油口119的直径之比为0.5-1.0，可选地，在本实施例中，第一喷油口118和第二喷油口119的直径之比为0.5；第一喷油口118与第一燃油通孔116的直径之比为0.2-1.0，可选地，在本实施例中，第一喷油口118与第一燃油通孔116的直径之比为0.5，第一喷油口118的高度与旋流器叶片111的高度之比为0.2-0.8，可选地，在本实施例中，第一喷油口118的高度与旋流器叶片111的高度之比为0.5；第二喷油口119与第二燃油通孔117的直径之比为0.5-1.0，可选地，在本实施例中，第二喷油口119与第二燃油通孔117的直径之比为0.5，第二喷油口119的高度与旋流器叶片111的高度之比为0.2-0.8，可选地，在本实施例中，第二喷油口119的高度与旋流器叶片111的高度之比为0.37。第一喷油口118与旋流器叶片111的侧面的夹角A₂为0-150°，可选地，在本实施例中，第一喷油口118与旋流器叶片111的侧面的夹角A₂为50°。第二喷油口119与旋流器叶片111的尾缘的夹角A₁为0-90°，可选地，第二喷油口119与旋流器叶片111的尾缘的夹角A₁为40°。

进一步，如图4所示，在本发明的一个实施例中，第一喷油口118与旋流器的进口的距离为第一距离L₁，该第一距离L₁小于旋流器的长度，具体地，该第一距离L₁为0-18mm。第二喷油口119与旋流器的进口的距离为第二距离L₂，第二距离L₂等于旋流器的长度，具体地，第二距离L₂为0-20mm。

如图1所示，在本发明的一个实施例中，超临界燃烧室100还包括燃烧室机匣101、扩压器102、火焰筒103、主燃级燃油管路104、预燃级燃油管路105和燃烧室头部预燃级106。扩压器102与燃烧室机匣101连接，燃烧室头部主燃级110与燃烧室头部预燃级106均设置在燃烧室机匣101内，且燃烧室头部主燃级110与燃烧室头部预燃级106并排设置并连接。火焰筒103设置在燃烧室机匣101内，并与燃烧室头部主燃级110和燃烧室头部预燃级106连通，主燃级燃油管路104的一端与燃烧室头部主燃级110连接，另一端延伸至燃烧室机匣101的外部，预燃级燃油管路105的一端与燃烧室头部预燃级106连接，另一端延伸至燃烧室机匣101的外部。

具体来说，在本实施例中，主燃级燃油管路104与燃烧室头部主燃级110连接，预燃级燃油管路105与燃烧室头部预燃级106连接，液态燃油由主燃级燃油管路104进入燃烧室头部主燃级110的第一集油腔114，再由第一燃油通孔116经过第一喷油口118喷出，在火焰筒103内燃烧，燃烧所用的空气由燃烧室头部主燃级110提供，冷却所需要的空气由火焰筒103上的冷却孔进入。相应地，液态燃油也可由预燃级燃油管路105进入燃烧室头部预燃级106，再进入火焰筒103内进行燃烧。相应地，超临界态燃油由主燃级燃油管路104进入燃烧室头部主燃级110的第二集油腔115，再由第二燃油通孔117经过第二喷油口119喷出，在火焰筒103内燃烧，燃烧所用的空气由燃烧室头部主燃级110提供，冷却所需要的空气由火焰筒103上的冷却孔进入。

本发明实施例提供的超临界燃烧室，采用主燃级双油路供油、喷射的方式，使液态燃油与超临界态燃油的供油与喷口设计隔离，解决了不同相态燃油密度差别大造成的喷嘴直径不适应的问题，可以使燃烧室在多数工况下均能达到良好的雾化、均匀的混合效果。本发明实施例提供的超临界燃烧室的第一喷油口和第二喷油口分别设置在叶片侧面与尾缘，第一喷油口和第二喷油口的位置和数量具有很高的灵活性，可以在任意指定位置开设，从而能够进一步优化主燃级燃油分布，具有较强的适用性，另外，液态燃油从主燃级旋流器叶片侧面喷出，在主燃级通道内沿螺旋轨迹流动，增加了在环形的主燃级通道内的停留时间，加强了液态燃油与气流的掺混，改善了燃油分布的径向均匀度；超临界态燃油从旋流器叶片的尾缘喷出，距离旋流器的出口更近，降低了超临界态燃油在主燃级通道内的停留时间，降低了在主燃级通道内自燃的风险；此外，第一喷油口和第二喷油口均远离主燃级通道内壁面，避免了燃油贴附壁面。

本发明实施例还提供了一种航空发动机，包括：低压压气机200、高压压气机300、高压涡轮500、低压涡轮600、传动轴400和超临界燃烧室100。低压压气机200、高压压气机300、高压涡轮500和低压涡轮600通过传动轴400连接，低压压气机200、高压压气机300、高压涡轮500和低压涡轮600通过超临界燃烧室内的燃气联动。

具体来说，空气经过低压压气机200和高压压气机300压缩后进入超临界燃烧室100，通过喷入燃油并进行燃烧，形成高温高压的燃气，冲击高压涡轮500和低压涡轮600，从而驱动低压压气机200和高压压气机300做功，并输出动力。

本发明实施例提供的航空发动机，通过设置超临界燃烧室，形成两个相互独立的油路供油、喷射，使液态燃油与超临界态燃油的供油与喷口隔离，解决了不同相态燃油密度差别大造成的喷油口直径不适应的问题，可以使超临界燃烧室在多数工况下均能达到良好的雾化、均匀的混合效果，持续形成高温高压的燃气，持续输出动力。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims

1.一种超临界燃烧室，其特征在于，包括燃烧室头部主燃级、主燃级燃油管路，所述主燃级燃油管路的一端与所述燃烧室头部主燃级连接，所述燃烧室头部主燃级包括旋流器，所述旋流器包括：

套设的外环和内环，所述内环的侧壁设有环形的第一集油腔和第二集油腔；

多个旋流器叶片，多个所述旋流器叶片均匀分布在所述外环与所述内环之间，每个所述旋流器叶片的内部设有第一燃油通孔和第二燃油通孔，所述旋流器叶片还设有第一喷油口和第二喷油口；

其中，所述第一集油腔与所述第一燃油通孔以及所述第一喷油口连通，所述第二集油腔与所述第二燃油通孔以及所述第二喷油口连通；液态燃油由所述主燃级燃油管路进入所述燃烧室头部主燃级的第一集油腔，再由所述第一燃油通孔经过所述第一喷油口喷出；超临界态燃油由所述主燃级燃油管路进入所述燃烧室头部主燃级的第二集油腔，再由所述第二燃油通孔经过所述第二喷油口喷出。

2.根据权利要求1所述的超临界燃烧室，其特征在于，所述第一燃油通孔和所述第二燃油通孔均与所述外环的表面垂直设置。

3.根据权利要求1所述的超临界燃烧室，其特征在于，所述第一喷油口设置在所述旋流器叶片的侧面，所述第二喷油口设置在所述旋流器叶片的尾缘。

4.根据权利要求1或3所述的超临界燃烧室，其特征在于，所述第一喷油口与所述第二喷油口的直径之比为0.5-1.0。

5.根据权利要求1所述的超临界燃烧室，其特征在于，所述第一喷油口与所述第一燃油通孔的直径之比为0.2-1.0，所述第一喷油口的高度与所述旋流器叶片的高度之比为0.2-0.8。

6.根据权利要求1所述的超临界燃烧室，其特征在于，所述第二喷油口与所述第二燃油通孔的直径之比为0.5-1.0，所述第二喷油口的高度与所述旋流器叶片的高度之比为0.2-0.8。

7.根据权利要求1所述的超临界燃烧室，其特征在于，所述第一喷油口与所述旋流器叶片的侧面的夹角为0-150°，所述第二喷油口与所述旋流器叶片的尾缘的夹角为0-90°。

8.根据权利要求1所述的超临界燃烧室，其特征在于，所述第一喷油口与所述旋流器的进口的距离为第一距离，所述第一距离小于所述旋流器的长度，所述第二喷油口与所述旋流器的进口的距离为第二距离，所述第二距离等于所述旋流器的长度。

9.根据权利要求1所述的超临界燃烧室，其特征在于，还包括：

扩压器和燃烧室机匣，所述扩压器与所述燃烧室机匣连接，所述燃烧室头部主燃级设置在所述燃烧室机匣内，所述主燃级燃油管路的另一端延伸至所述燃烧室机匣的外部；

燃烧室头部预燃级，所述燃烧室头部预燃级设置在所述燃烧室机匣内，所述燃烧室头部预燃级与所述燃烧室头部主燃级并排设置并连接；

火焰筒，所述火焰筒设置在所述燃烧室机匣内，并与所述燃烧室头部主燃级和所述燃烧室头部预燃级连通；

预燃级燃油管路，所述预燃级燃油管路的一端与所述燃烧室头部预燃级连接，另一端延伸至所述燃烧室机匣的外部。

10.一种航空发动机，其特征在于，包括：低压压气机、高压压气机、高压涡轮、低压涡轮、传动轴和权利要求1-9中任一项所述的超临界燃烧室，所述低压压气机、所述高压压气机、所述高压涡轮和所述低压涡轮通过所述传动轴连接，所述低压压气机、所述高压压气机、所述高压涡轮和所述低压涡轮通过所述超临界燃烧室内的燃气联动。