CN114746699B - 用于涡轮机的燃料喷射系统，包括该系统的燃烧室及相关涡轮机 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种涡轮机的空气/燃料喷射系统，包括：‑喷射器(22)，包括导管(23)和布置在导管(23)内的喷射鼻(24)，喷射鼻沿着纵向轴线(AA')从上游延伸到下游；‑混合装置(25)，包括碗状部(27)，碗状部包括形成混合装置的入口的环形入口(30)，沿下游方向渐扩的锥形部分(33)从环形入口延伸，混合装置布置在喷射鼻(24)的下游；喷射系统的特征在于，喷射器(22)包括从导管(23)延伸的空气喷射环(26)，包括扩张部分(282)的连接环(28)从空气喷射环延伸，所述环在外侧围绕所述混合装置的环形入口(30)布置。

Description

用于涡轮机的燃料喷射系统，包括该系统的燃烧室及相关涡 轮机
技术领域
本发明涉及装备涡轮机(特别是飞行器的涡轮机)的环形燃烧室的空气和燃料喷射系统。
背景技术
图1示出了已知类型的空气和燃料喷射系统1，包括燃料喷射器2和装备燃烧室(图1中未示出)的底壁的混合装置3。
更具体地说，混合装置3沿着燃料的大体流动方向4从上游到下游包括用于使喷射器2的头部12定心的构件5、进气环7和朝向下游渐扩的锥形壁8(下文称为碗状部)。碗状部8用于在喷射系统1的出口处对旨在在燃烧室的主区域内点火的空气和燃料的混合进行引导。定心构件5(或滑动引导件)包括向上游渐扩的环形部分，以便于在安装期间引入喷射头部。进气环7包括翅片(未示出)，以使引起穿过该环的空气的围绕混合装置3的纵向轴线AA'的旋转运动。该环包括一个主钻孔(vrille)71和一个次级钻孔72。此外，混合装置3装备有文丘里管9，以便在其位置处加速流体的流动。
如图1所示，喷射器12的头部包括喷射鼻13，燃料通过喷射鼻来供给。头部12经由定心构件5插入混合装置3中。优选地，喷射器的头部12沿着球形部分11与混合装置3的内环形壁10接触，该球形部分11使得在内环形壁10和头部12之间具有旋转连接。
这样的连接在涡轮机操作期间使得喷射器头部12能够运动，以避免损坏该区域，而损坏该区域可能导致具有负面后果的故障。
因此，在运行中，可以观察到喷射器和混合装置3之间的相对位移以及制造缺陷。也就是说，喷射器12的头部的球形部分11可以向上游或下游(沿着大致的方向4)移动。
然而，这种位移可能是有问题的：
-如果喷射器的头部12向下游移动，则根据情况，头部12可能会阻塞主钻孔71和次级钻孔72，进而有损进入混合装置3的空气的量；
-如果喷射器的头部12向上游移动，则从头部12产生的燃料喷雾会影响文丘里管9和碗状部8。实际上，喷射器的头部12的作用是产生细小液滴的雾，如果这些液滴影响文丘里管9，它们将流失并转化为相对较大的液滴。此外，文丘里管9不能减小燃料喷射角。
发明内容
本发明意在克服这些缺陷中的至少一个。
为此，根据第一方面，本发明提出了一种涡轮机的空气和燃料喷射系统，包括：
-喷射器，所述喷射器包括管道和布置在所述管道内的喷射鼻，所述喷射鼻沿着纵向轴线从上游延伸到下游；
-混合装置，所述混合装置包括碗状部，所述碗状部包括环形入口，所述环形入口形成混合装置的入口，向下游渐扩的锥形部分从所述环形入口延伸，所述混合装置布置在所述喷射鼻的下游；
喷射系统的特征在于，所述喷射器包括从所述管道延伸的空气喷射环，包括扩张部分的连接衬套从所述空气喷射环延伸，所述衬套在外侧围绕所述混合装置的环形入口布置。
有利地，可通过以下特征来完善本发明的第一方面，这些特征被单独采用或者以其任一种可能的技术组合来采用。
-所述空气喷射环布置在管道的下游；
-所述混合装置的入口布置在所述喷射鼻的下游；
-混合装置的入口包括外表面，所述外表面呈截头球体的形式，所述喷射器连接衬套通过所述截头球体与所述混合装置的入口接触；
-所述喷射器包括在轴向上位于喷射头部处的文丘里管；
-空气和燃料喷射系统包括布置在所述文丘里管上游的第一钻孔和布置在所述文丘里管下游的第二钻孔，所述第一钻孔和第二钻孔包括空气通道；
-所述喷射鼻、所述文丘里管和所述空气喷射环成一体，优选地，通过增材制造工艺获得。
根据第二方面，本发明提出了一种涡轮机的燃烧室，该燃烧室包括根据本发明第一方面的喷射系统。
根据第三方面，本发明提出了一种涡轮机，包括根据本发明第二方面的燃烧室。
附图说明
通过以下描述，本发明的特征、目的和优点将显现，该描述仅仅是示例性和非限制性的，并且应当参考除了图1之外的附图理解，图1示出了一种已知类型的喷射系统，在附图中：
-图2示出了根据本发明的一个实施例的喷射系统；
-图3a、图3b和图3c示出了运行中的根据本发明的喷射系统；
-图4示出了根据本发明的燃烧室。
在所有附图中，相似的元件具有相同的附图标记。
具体实施方式
图2示出了根据本发明一个实施例的涡轮机的空气和燃料喷射系统21。
该喷射系统包括喷射器22和混合装置25，所述混合装置沿着喷射系统中的燃料的流动方向设置在喷射器22下游。
需要指明的是，上游和下游是根据燃料的流动方向(图2中从左到右)定义的。
喷射器22包括燃料供应管道23，该燃料供应管道23的末端设置有喷射鼻24。管道23与上游管道毗连，并且通过弯头与上游导管相连。
管道23沿着空气和燃料喷射系统的纵向轴线AA'从上游延伸到下游。喷射器22还包括位于管道23下游的空气喷射环26。空气喷射环26包括第一钻孔(vrille)261和第二钻孔262。所述环26围绕喷射鼻24。空气喷射环25的第一钻孔和第二钻孔包括整圈布置的空气通道。
用于将喷射器22连接到混合装置25的衬套28从空气喷射环26延伸。该衬套28包括环形部分281，所述环形部分与向下游渐扩的扩张部分282毗连。
混合装置25设置在喷射鼻24的下游。特别地，混合装置25包括碗状部27，该碗状部包括环形入口30，该环形入口与向下游渐扩的锥形部分33毗连。环形入口30构成混合装置的入口。
因此，混合装置25限定环形腔29，在运行中，空气和燃料在环形腔29中混合。
此外，喷射器部分地布置在该环形腔29中。
喷射器必须与混合装置流体连通。
经由喷射器的衬套28，喷射器22与混合装置25连通。有利地，连接衬套28围绕混合装置25的入口30布置。此外，连接衬套28的内径大于混合装置25的入口30的内径，使得该连接衬套28包围混合装置的入口。
此外，如图2所示，该衬套28向下游渐扩，以便有利于在喷射器组装到混合装置期间在碗状部27处将混合装置25入口插入到连接衬套28中。
混合装置25的入口30包括外表面31，所述外表面呈截头球体的形式，衬套28通过该截头球体与碗状部的入口接触。喷射器和混合装置在该接触区域处的连接使得喷射器能够相对于混合装置进行相对位移。特别地，喷射器和混合装置在该接触区域处具有旋转连接。可以理解，与图1所示的现有技术的布置方式相比，本申请中，球体位于混合装置25的入口30的外表面上，并且混合装置的入口30位于喷射鼻24的下游。
如下文将看到的，这种布置使得能够在喷射系统运行期间允许喷射器相对于混合装置进行相对位移，而不影响喷射系统的运行。实际上，正如上文中所述，在涡轮机运行期间，喷射系统经受非常强烈的运动，这些运动被施加到构成喷射系统的不同元件上。
有利地，喷射器22包括轴向上位于喷射鼻24附近的文丘里管32。与现有技术的布置方式相比，这里需注意的是，文丘里管32形成喷射器的一部分而不是混合装置的一部分。
文丘里管32设置在喷射器22的空气喷射环26的第一钻孔和第二钻孔之间。因此，与图1所示的现有技术的布置方式不同，在本申请中，喷射头部在轴向上设置在文丘里管32处，并且更靠近混合装置的入口30。因此混合的更好。
有利的是，导管23、衬套28和文丘里管32成一体，也就是说，构成它们的所有部件都由同一部件加工而成。这些部件可以通过增材制造工艺获得，并且优选地，被整体成形。此外，空气喷射环和喷射器连接衬套成一体，并且优选地通过增材制造工艺获得。
优选地，混合装置的入口30位于第二钻孔262的空气通道中。实际上，如图2所示，通过第二钻孔262到达并由文丘里管引导的空气将直接到达混合装置的入口30中。
由于喷射系统元件的这种新布置方式，所观察到的是，具有使得在喷射器和混合装置之间能够位移的连接的事实限制了文丘里管32处的再循环区域和由于磨损引起的泄漏区域(这特别是由于混合装置入口的外表面和文丘里管下游的旋转连接)。在这种情况下，泄漏会喷入到钻孔中。
此外并且有利地，喷射鼻24相对于文丘里管32布置，以便在不影响文丘里管32或碗状部27的情况下将燃料喷射角敞开到最大，并同时维持鼻24和文丘里管32之间的通道截面。事实上，当整体是一体形成时，易于将不同的元件相对于彼此定位，因为在这种情况下，各部件之间不存在相对位移。图3a示出了来自喷射鼻24的燃料喷雾S。
此外，当喷射器相对于混合装置25移动时，由于文丘里管和空气喷射环与喷射器一起形成，于是在空气喷射环处不存在阻塞物，因此喷射系统的运行不受这些位移的影响。
图3b和图3c示出了喷射器相对于混合装置的位移的两种情况。从这些图中可以看出，文丘里管32和环发生移动，但没有受到阻塞。
不同元件的尺寸根据要允许的位移的边缘来确定。
有利地，如上所述的喷射系统22应用在涡轮机的燃烧室40中，如图4所示。

Claims (13)

1.一种涡轮机的空气和燃料喷射系统，包括：
-喷射器(22)，所述喷射器包括管道(23)和容纳在管道(23)内的喷射鼻(24)，所述喷射鼻沿着纵向轴线(AA')从上游延伸到下游；
-混合装置(25)，所述混合装置包括碗状部(27)，所述碗状部包括环形入口(30)，所述环形入口形成混合装置的入口，向下游渐扩的锥形部分(33)从所述环形入口延伸，所述混合装置布置在所述喷射鼻(24)的下游；
所述空气和燃料喷射系统的特征在于，所述喷射器(22)包括从所述管道(23)延伸的空气喷射环(26)，包括扩张部分(282)的喷射器连接衬套(28)从所述空气喷射环延伸，所述衬套在外侧围绕所述混合装置的环形入口(30)布置，并且，所述混合装置的环形入口(30)包括外表面(31)，所述喷射器连接衬套(28)通过外表面(31)与所述混合装置的环形入口(30)接触，以便在接触区域处使得所述喷射器(22)能够在所述空气和燃料喷射系统的运行期间相对于混合装置(25)进行相对位移。
2.根据权利要求1所述的空气和燃料喷射系统，其中，所述空气喷射环布置在管道(23)的下游。
3.根据权利要求1至2中任一项所述的空气和燃料喷射系统，其中，所述混合装置的环形入口(30)布置在所述喷射鼻(24)的下游。
4.根据权利要求1或2所述的空气和燃料喷射系统，其中，所述外表面(31)呈截头球体的形式，所述喷射器连接衬套(28)通过所述截头球体与所述混合装置的环形入口(30)接触。
5.根据权利要求1或2所述的空气和燃料喷射系统，其中，所述喷射器(22)包括在轴向上位于喷射头部处的文丘里管(32)。
6.根据权利要求5所述的空气和燃料喷射系统，包括布置在所述文丘里管上游的第一钻孔(261)和布置在所述文丘里管(32)下游的第二钻孔(262)，所述第一钻孔和第二钻孔包括空气通道。
7.根据权利要求6所述的空气和燃料喷射系统，其中，所述混合装置的环形入口(30)位于所述第二钻孔(262)的空气通道中。
8.根据权利要求6所述的空气和燃料喷射系统，其中，所述喷射鼻、所述文丘里管(32)和所述空气喷射环成一体。
9.根据权利要求1或2所述的空气和燃料喷射系统，其中，所述空气喷射环(26)和所述喷射器连接衬套(28)成一体。
10.根据权利要求8所述的喷射系统，其中，所述喷射鼻、所述文丘里管(32)和所述空气喷射环通过增材制造工艺获得。
11.根据权利要求9所述的喷射系统，其中，所述空气喷射环(26)和所述喷射器连接衬套(28)通过增材制造工艺获得。
12.一种涡轮机的燃烧室，包括根据前述权利要求中任一项所述的空气和燃料喷射系统。
13.一种涡轮机，包括根据权利要求12所述的燃烧室。
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Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6314739B1 (en) * 2000-01-13 2001-11-13 General Electric Company Brazeless combustor dome assembly
CA2593179A1 (fr) * 2006-06-29 2007-12-29 Snecma Dispositif d'injection d'un melange d'air et de carburant, chambre de combustion et turbomachine munies d'un tel dispositif
CN103562641A (zh) * 2011-05-17 2014-02-05 斯奈克玛 用于涡轮机的环形燃烧室
FR3001283A1 (fr) * 2013-01-18 2014-07-25 Snecma Traversee coulissante d'axe d'inclinaison variable relativement a l'axe d'un bol melangeur

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2753779B1 (fr) * 1996-09-26 1998-10-16 Systeme d'injection aerodynamique d'un melange air carburant
FR2859272B1 (fr) * 2003-09-02 2005-10-14 Snecma Moteurs Systeme d'injection air/carburant, dans une chambre de combustion de turbomachine, ayant des moyens de generation de plasmas froids
FR2875584B1 (fr) * 2004-09-23 2009-10-30 Snecma Moteurs Sa Injecteur a effervescence pour systeme aeromecanique d'injection air/carburant dans une chambre de combustion de turbomachine
FR2886714B1 (fr) * 2005-06-07 2007-09-07 Snecma Moteurs Sa Systeme d'injection anti-rotatif pour turbo-reacteur
US7673460B2 (en) * 2005-06-07 2010-03-09 Snecma System of attaching an injection system to a turbojet combustion chamber base
FR2899314B1 (fr) 2006-03-30 2008-05-09 Snecma Sa Dispositif d'injection d'un melange d'air et de carburant, chambre de combustion et turbomachine munies d'un tel dispositif
FR2903172B1 (fr) * 2006-06-29 2008-10-17 Snecma Sa Agencement pour chambre de combustion de turbomachine ayant un defecteur a collerette
FR2941288B1 (fr) * 2009-01-16 2011-02-18 Snecma Dispositif d'injection d'un melange d'air et de carburant dans une chambre de combustion de turbomachine
FR2988813B1 (fr) * 2012-03-29 2017-09-01 Snecma Dispositif d'injection d'un melange d'air et de carburant dans une chambre de combustion de turbomachine
FR3029271B1 (fr) * 2014-11-28 2019-06-21 Safran Aircraft Engines Paroi annulaire de deflection pour systeme d'injection de chambre de combustion de turbomachine offrant une zone etendue d'atomisation de carburant
FR3033030B1 (fr) * 2015-02-20 2018-04-13 Safran Aircraft Engines Systeme d'injection d'un melange air-carburant dans une chambre de combustion de turbomachine d'aeronef, comprenant un venturi perfore de trous d'injection d'air
FR3040765B1 (fr) * 2015-09-09 2017-09-29 Snecma Element d'appui pour amortir des deplacements axiaux de traversee coulissante de systeme d'injection pour turbomachine
FR3081539B1 (fr) * 2018-05-23 2021-06-04 Safran Aircraft Engines Fond de chambre de combustion de turbomachine
FR3082284B1 (fr) * 2018-06-07 2020-12-11 Safran Aircraft Engines Chambre de combustion pour une turbomachine

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6314739B1 (en) * 2000-01-13 2001-11-13 General Electric Company Brazeless combustor dome assembly
CA2593179A1 (fr) * 2006-06-29 2007-12-29 Snecma Dispositif d'injection d'un melange d'air et de carburant, chambre de combustion et turbomachine munies d'un tel dispositif
CN103562641A (zh) * 2011-05-17 2014-02-05 斯奈克玛 用于涡轮机的环形燃烧室
FR3001283A1 (fr) * 2013-01-18 2014-07-25 Snecma Traversee coulissante d'axe d'inclinaison variable relativement a l'axe d'un bol melangeur

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