CN114576654B - 一种航空发动机、燃烧室及其头部结构 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种航空发动机、燃烧室及其头部结构。该头部结构包括呈环形柱状的主燃级流道，在主燃级流道的内侧周边设有多个喷油孔，在主燃级流道内设有与喷油孔一一对应的多块预模板，喷油孔喷出的燃油喷雾在预模板发生预膜雾化；相邻的预模板在主燃级流道内的径向高度不等。本发明提出了一种航空发动机、燃烧室及其头部结构，能适应航空发动机高空气温度和高空气压力的连续气流环境，能提高中低工况下主燃级燃油雾化效果。

Description

一种航空发动机、燃烧室及其头部结构

技术领域

本发明涉及航空发动机的燃烧试验技术领域，尤其涉及一种航空发动机、燃烧室及其头部结构。

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，其趋势是燃烧室轴向长度不断缩短、燃烧室头部高度不断加大，呈短环形发展。无论是军用航空发动机还是民用航空发动机，燃烧室头部进气量大，燃烧组织的主要环节基本在燃烧室头部径向距离实现，这一气动设计的关键在于油气组织匹配，后者对燃烧效率、出口温度分布、污染排放、燃烧稳定性等有很大的影响。

为了适应宽广的工作范围(燃烧室进口温度最高可超过900K，进口压力最高可超过40atm)，燃烧室采用在头部多处进气、多处喷射燃油(燃油分级喷射及单级多位置喷射)，形成多重旋流火焰。一种典型的工程实现方式是中心空气分级、燃烧室头部中心设置预燃级、中心外缘设置主燃级，从而实现小推力工况时采用中心预燃级喷射较小流量燃油以扩散燃烧模式工作，保证燃烧效率和点火性能等需求；在中大推力工况时采用预燃级和主燃级同时喷射燃油，其中大部分燃油通过主燃级喷射进燃烧室后以部分预混燃烧模式工作，从而控制火焰温度以降低氮氧化物(NOx)排放和改善出口温度分布。主燃级燃油在喷射时通常是多位置喷射燃油以尽可能提高主燃级燃油在燃烧前的均匀分布，但燃油喷射后，其运动轨迹除受喷射时自己动量的影响外，更受到主燃级气流的影响。为此主燃级的气动设计将很大程度上影响主燃级的燃油运动轨迹和主燃级出口燃油分布。因此，如何调节主燃级出口的燃油分布的空间位置，如何改善主燃级燃油燃烧所形成的温度场，并改变多处主燃级喷射出的燃油在燃烧室中的旋流一致性，从而抑制因为燃油整体周期性脉动所引发的燃烧室振荡燃烧成为一个重要课题。

发明内容

针对现有技术的上述问题，本发明提出了一种航空发动机、燃烧室及其头部结构，能提高中低工况下主燃级燃油雾化效果。

具体地，本发明提出了一种燃烧室的头部结构，包括呈环形柱状的主燃级流道，在所述主燃级流道的内侧周边设有多个喷油孔，在所述主燃级流道内设有与所述喷油孔一一对应的多块预模板，所述喷油孔喷出的燃油喷雾在所述预模板发生预膜雾化；

相邻的所述预模板在所述主燃级流道内的径向高度不等。

根据本发明的一个实施例，多块所述预模板沿环向布置于所述主燃级流道内，多块所述预模板被分成多组，每组至少包括两块具有不同径向高度的所述预模板。

根据本发明的一个实施例，每组包括三块具有不同径向高度的所述预模板，三块所述预模板按照径向高度排列，呈阶梯状环向分布于所述主燃级流道内。

根据本发明的一个实施例，所述喷油孔的孔径大小与对应的所述预模板的径向高度呈正比例关系。

根据本发明的一个实施例，所述燃烧室的头部结构包括主燃级内侧圆柱壁和主燃级外侧圆柱壁，在所述主燃级内侧圆柱壁和主燃级外侧圆柱壁之间形成所述主燃级流道，在所述主燃级内侧圆柱壁上开设有所述喷油孔。

根据本发明的一个实施例，在所述主燃级内侧圆柱壁和主燃级外侧圆柱壁之间设置多个旋流叶片，多个所述旋流叶片环向间隔布置于所述主燃级流道内。

根据本发明的一个实施例，所述喷油孔布置在相邻所述旋流叶片之间。

根据本发明的一个实施例，所述预模板设置在所述旋流叶片上。

根据本发明的一个实施例，所述燃烧室的头部结构还包括集油腔内壁和主燃级油管，所述主燃级内侧圆柱壁位于所述主燃级外侧圆柱壁和集油腔内壁之间，在所述主燃级内侧圆柱壁和集油腔内壁之间形成集油腔，所述主燃级油管与所述集油腔连通。

本发明还提供了一种燃烧室，包括前述的头部结构。

本发明还提供了一种航空发动机，包括风扇、低压压气机、高压压气机、高压涡轮、低压涡轮以及前述的燃烧室，所述风扇、低压压气机、高压压气机、高压涡轮和低压涡轮沿进风方向依次设置，所述燃烧室设置在所述高压压气机和高压涡轮之间。

本发明提供的一种航空发动机、燃烧室及其头部结构，调整预模板在主燃级流道内的径向高度以提高中低工况下主燃级燃油雾化效果。

应当理解，本发明以上的一般性描述和以下的详细描述都是示例性和说明性的，并且旨在为如权利要求所述的本发明提供进一步的解释。

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示出了本发明一个实施例的航空发动机的结构示意图。

图2是图1中的燃烧室的结构示意图。

图3A是图2中的燃烧室的头部结构的三维视图一。

图3B是图2中的燃烧室的头部结构的三维视图二。

图4A是图2中的燃烧室的头部结构的局部剖视图。

图4B是图2中的燃烧室的头部结构出气端的结构示意图。

图4C是图2中的燃烧室的头部结构进气端的结构示意图。

图5A示出了本发明另一个实施例的燃烧室的头部结构的结构示意图。

图5B是图5A的AB-AB向示意图。

图6示出了本发明一个实施例中的燃烧室的头部结构的装配示意图。

图7示出了本发明一个实施例的燃烧室的头部结构中的主燃级下游雾化场的分布示意图。

其中，上述附图包括以下附图标记：

航空发动机 100 风扇 101

低压压气机 102 高压压气机 103

高压涡轮 104 低压涡轮 105

燃烧室 106 风扇机匣 107

扩压器 108 燃烧室外机匣 109

燃烧室内机匣 110 燃烧室外火焰筒 111

燃烧室内火焰筒 112 油杆 113

头部结构 114 主燃级内侧圆柱壁 115

主燃级外侧圆柱壁 116 主燃级流道 117

旋流叶片 118 集油腔内壁 119

主燃级油管 120 集油腔 121

喷油孔 122、122a、122b、122c

预模板 123、123a、123b、123c

径向高度 123R1、123R2、123R3

孔径 122d1、122d2、122d3

进气气流 124 旋流气流 125

主燃级燃油 126

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本申请及其应用或使用的任何限制。基于本申请中的实施例，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，都属于本申请保护的范围。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本申请的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

在本申请的描述中，需要理解的是，方位词如“前、后、上、下、左、右”、“横向、竖向、垂直、水平”和“顶、底”等所指示的方位或位置关系通常是基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，在未作相反说明的情况下，这些方位词并不指示和暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位或者以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制；方位词“内、外”是指相对于各部件本身的轮廓的内外。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。此外，尽管本申请中所使用的术语是从公知公用的术语中选择的，但是本申请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申请。

图1示出了本发明一个实施例的航空发动机100的结构示意图。如图所示，一种航空发动机100包括沿进风方向依次设置的风扇101、低压压气机102、高压压气机103、高压涡轮104和低压涡轮105。燃烧室106设置在高压压气机103和高压涡轮104之间。航空发动机100还包括风扇机匣107，该风扇机匣107布置在风扇101、低压压气机102和高压压气机103的外围。

图2是图1中的燃烧室的结构示意图。如图所示，燃烧室106由扩压器108、燃烧室外机匣109、燃烧室内机匣110、燃烧室外火焰筒111、燃烧室内火焰筒112、油杆113和燃烧室106的头部结构114组成。

图3A是图2中的燃烧室头部结构的三维视图一。图3B是图2中的燃烧室头部结构的三维视图二。其中，图3A是燃烧室106的头部结构114的出风侧的示意图，图3B是燃烧室106的头部结构114的进风侧的示意图。

图4A是图2中的燃烧室头部结构的局部剖视图。图4B是图2中的燃烧室头部结构出气端的结构示意图。图4C是图2中的燃烧室头部结构进气端的结构示意图。如图所示，一种燃烧室106的头部结构114包括主燃级内侧圆柱壁115和主燃级外侧圆柱壁116。在主燃级内侧圆柱壁115和主燃级外侧圆柱壁116之间形成主燃级流道117。主燃级流道117呈环状柱形。在主燃级内侧圆柱壁115和主燃级外侧圆柱壁116之间设置多个旋流叶片118。多个旋流叶片118环向间隔布置于主燃级流道117内。燃烧室106的头部结构114的进气方向沿图4A的纸面从左至右，进气气流(空心黑色箭头)124经过主燃级流道117，再经过旋流叶片118后形成旋流气流(空心黑色箭头)125排出。

进一步的，燃烧室106的头部结构114还包括集油腔内壁119和主燃级油管120。主燃级内侧圆柱壁115位于主燃级外侧圆柱壁116和集油腔内壁119之间。在主燃级内侧圆柱壁115和集油腔内壁119之间形成集油腔121。主燃级油管120与集油腔121连通。在主燃级内侧圆柱壁115上开设有喷油孔122。主燃级燃油(黑色实心箭头)126经主燃级油管120流入集油腔121，再经喷油孔122喷入主燃级流道117。

在主燃级流道117内设有与喷油孔122一一对应的预模板123。喷油孔122喷出的燃油喷雾在预模板123的壁面发生预膜雾化。参考图4B和4C，以主燃级流道117的中心线为轴线，主燃级流道117、主燃级内侧圆柱壁115和主燃级外侧圆柱壁116共轴。预模板123是围绕该轴线的一段弧形扇面。预模板123到轴线的距离为径向距离。在本发明中，相邻的预模板123在主燃级流道117内的径向高度不等。如图4B和4C所示，明显的，相邻的预模板123的径向高度不同，预模板123沿主燃级流道117的周向高低错落布置。航空发动机100在中低工况下，喷油孔122喷出的燃油喷雾在预模板123的壁面上发生预膜雾化。相比于现有技术中预膜板在同一径向高度设置，本发明通过预模板123沿主燃级流道117的周向高低错落布置，可强化主燃级燃油126与空气的掺混，并有助于抑制燃油整体的周期性脉动特征，从而抑制振荡燃烧，提高燃烧稳定性。

图5A示出了本发明另一个实施例的燃烧室头部结构的结构示意图。图5B是图5A的AB-AB向示意图。如图所示，主燃级流道117呈环形柱状。在主燃级流道117的内侧周边，即主燃级内侧圆柱壁115上设有多个喷油孔122。喷油孔122沿主燃级内侧圆柱壁115的周向开设，并布置在相邻旋流叶片118之间。

较佳地，在燃烧室106的头部结构114中，多块预模板123沿环向布置于主燃级流道117内。多块预模板123被分成多组，每组至少包括两块具有不同径向高度的预模板123。作为举例而非限制，每组预模板123的数量可以是2块、3块或更多块组成。参考图5B，在本实施例中，在燃烧室106的头部结构114中沿周向共有12块预模板123。这些预模板123被分成四组，每组包括三块具有不同径向高度的预模板123a、123b、123c。三块预模板按照径向高度排列，呈阶梯状环向分布于主燃级流道内。这里的阶梯状是指可以由高到低，或者由低到高，或者高低错开排列。四组预膜板在主燃级流道的周向上呈周期性循环分布。这里的周期性循环排布是指各组预模板的排列顺序一致。该种结构有利于调节燃油分布整体一致性，消除整体燃油的旋流一致分布特征，抑制燃油整体周期性脉动所引发的燃烧振荡概率。

较佳地，喷油孔122的孔径大小与对应的预模板123的径向高度呈正比例关系。参考图5B，一组预模板123a、123b、123c分别位于径向高度(环形半径)123R1、123R2、123R3的环面上。径向高度123R1、123R2、123R3各不相同。预模板123a、123b、123c各自对应的喷油孔122a、122b、122c的直径分别为122d1、122d2、122d3。在本实施例中，径向高度123R3>径向高度123R1>径向高度123R2，直径122d3>直径122d1>直径122d2。

随着预膜板123的径向高度增大，喷油孔122的孔径依次增大两者呈正比例关系。具体来说，各预膜板123的径向高度不同，所对应的喷油孔122的孔径大小也不同。依据流体力学原理，燃油喷雾在气流中的穿透距离取决于喷油孔122喷射的燃油动量，故喷油孔122越大，喷雾的动量越大。径向高度越高的预模板123所对应的喷油孔122的孔径越大。由于喷油孔122的孔径大小影响到喷射燃油的贯穿度，从而决定各预膜板123的径向高度，更有利于消除整体燃油的旋流一致分布特征，抑制燃油整体周期性脉动所引发的燃烧振荡概率。

图6示出了本发明一个实施例中的燃烧室头部结构的装配示意图。较佳地，预模板123设置在旋流叶片118上。

图7示出了本发明一个实施例的燃烧室头部结构中的主燃级下游雾化场的分布示意图。如图所示，视图方向为逆来流空气方向，预模板123环向错层分布，不同的喷油孔122对应各自的预模板123所形成的燃油雾化场的空间分布不一致，强化了燃油与空气的掺混，有助于抑制燃油整体的周期性脉动特征，从而抑制振荡燃烧，提高燃烧稳定性。

本发明提供的一种航空发动机、燃烧室及其头部结构具有如下有益效果：

1.多块预膜板设置在主燃级燃油通道内部，相邻预模板的径向高度不同，使得燃油在中小工况下撞击预膜板实现二次雾化，可以提高中低工况下主燃级燃油雾化效果；

2.主燃级各喷油孔的孔径大小不同，在上游燃油压力相同的条件下，喷油流量有差异，有助于调整主燃级出口的燃油分布的空间位置，改善主燃级燃油燃烧所形成的温度场；

3.不同径向高度的预膜板便于主燃级各喷油孔所形成的燃油喷雾在合理穿透距离形成预膜雾化；以至少两个以上的不同径向高度的预膜板为一组，各组预膜板在周向上呈周期性循环分布；

4.各组预膜板中的具有径向高度差的预模板，使燃油在主燃级出口的空间分布不一致，可强化燃油与空气的掺混，并有助于抑制燃油整体的周期性脉动特征，从而抑制振荡燃烧，提高燃烧稳定性。

本领域技术人员可显见，可对本发明的上述示例性实施例进行各种修改和变型而不偏离本发明的精神和范围。因此，旨在使本发明覆盖落在所附权利要求书及其等效技术方案范围内的对本发明的修改和变型。

Claims (10)

1.一种燃烧室的头部结构，包括呈环形柱状的主燃级流道，在所述主燃级流道的内侧周边设有多个喷油孔，在所述主燃级流道内设有与所述喷油孔一一对应的多块预模板，所述喷油孔喷出的燃油喷雾在所述预模板发生预膜雾化；

相邻的所述预模板在所述主燃级流道内的径向高度不等；

多块所述预模板沿环向布置于所述主燃级流道内，多块所述预模板被分成多组，每组至少包括两块具有不同径向高度的所述预模板。

2.如权利要求1所述的头部结构，其特征在于，每组包括三块具有不同径向高度的所述预模板，三块所述预模板按照径向高度排列，呈阶梯状环向分布于所述主燃级流道内。

3.如权利要求1所述的头部结构，其特征在于，所述喷油孔的孔径大小与对应的所述预模板的径向高度呈正比例关系。

4.如权利要求1所述的头部结构，其特征在于，所述头部结构包括主燃级内侧圆柱壁和主燃级外侧圆柱壁，在所述主燃级内侧圆柱壁和主燃级外侧圆柱壁之间形成所述主燃级流道，在所述主燃级内侧圆柱壁上开设有所述喷油孔。

5.如权利要求4所述的头部结构，其特征在于，在所述主燃级内侧圆柱壁和主燃级外侧圆柱壁之间设置多个旋流叶片，多个所述旋流叶片环向间隔布置于所述主燃级流道内。

6.如权利要求5所述的头部结构，其特征在于，所述喷油孔布置在相邻所述旋流叶片之间。

7.如权利要求6所述的头部结构，其特征在于，所述预模板设置在所述旋流叶片上。

8.如权利要求4所述的头部结构，其特征在于，所述头部结构还包括集油腔内壁和主燃级油管，所述主燃级内侧圆柱壁位于所述主燃级外侧圆柱壁和集油腔内壁之间，在所述主燃级内侧圆柱壁和集油腔内壁之间形成集油腔，所述主燃级油管与所述集油腔连通。

9.一种燃烧室，其特征在于，包括如权利要求1至8任一所述的头部结构。

10.一种航空发动机，其特征在于，包括风扇、低压压气机、高压压气机、高压涡轮、低压涡轮以及如权利要求9所述的燃烧室，所述风扇、低压压气机、高压压气机、高压涡轮和低压涡轮沿进风方向依次设置，所述燃烧室设置在所述高压压气机和高压涡轮之间。