CN114777161A - 耦合压气机和涡轮一体化设计的倾斜燃烧室方案 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种耦合压气机和涡轮一体化设计的倾斜燃烧室方案，该燃烧室环形火焰筒内部主流气体采用以一定圆周切向角度旋转的流动形式，既增加了燃气的停留时间，火焰筒出口高速燃气又能直接推动第一级涡轮动叶做功，还能将压气机最后一级转子出口的余旋气流和燃烧室头部直接匹配设计，从而省略了压气机出口导向器和涡轮进口导向器结构。本发明由于分别省略了压气机出口导向器和涡轮进口导向器，同时缩短燃烧室的轴向长度，因此可大幅度缩短发动机的轴向长度，达到降低发动机整机重量的目的，从而提高发动机的推重比；同时可以大幅度降低涡轮冷却气量，降低涡轮设计难度。

Description

耦合压气机和涡轮一体化设计的倾斜燃烧室方案
技术领域
本发明属于航空发动机领域，涉及一种全新的发动机整机结构一体化设计方案，包括耦合压气机、燃烧室和涡轮三大部件的设计。
背景技术
目前，随着航空发动机技术的不断发展，对发动机燃烧室的燃烧性能要求也越来越高。航空发动机燃烧室正朝着高温升、低重量的高推重比方向发展，这就要求发动机自身的重量不能太重。传统的发动机中，空气经压力机增压后，进入燃烧室与燃油掺混燃烧，再通过涡轮将高温高压燃气热能转换为机械功。涡轮动叶通过机械传动轴与压气机转子连接，从而带动压气机转动。为了提高机械传动轴的使用寿命和能量传递效率，高转速设计时需保证机械传动轴长度越短越好。
由于燃烧室头部旋流器等结构的原因，传统发动机燃烧室中要求主流气流沿发动机轴向方向流动，以保证其燃烧效率；同时要求进入涡轮动叶的气流需带有较大的切向速度，以推动涡轮动叶做功，保证其轴功的高效输出。所以需要在压气机出口设置出口导向器和在涡轮进口设置进口导向器分别对空气和燃气进行整流，进而形成能匹配燃烧室的进/出口气流。这种设计导致发动机整体长度较长、发动机自身重量较重和流动损失大等问题，特别是涡轮进口导向器的冷却问题突出。
发明内容
针对上述的问题，本发明提出了一种耦合压气机和涡轮一体化设计的倾斜燃烧室。该倾斜燃烧室通过将传统的轴流式头部变革为带一定角度的倾斜旋流头部，将空气的轴向流动形式变更为在环形燃烧室中带一定切向速度的倾斜流动形式。这种设计方案可省略压气机出口导向器和涡轮进口导向器等结构，达到降低燃烧室自身重量、缩短压气机涡轮之间机械传动轴长度的目的，也可大幅度降低涡轮进口导向器冷却需求，提高发动机可靠性。
本发明是这样实现的：
一种耦合压气机和涡轮一体化设计的倾斜燃烧室，包括倾斜燃烧室机匣、倾斜燃烧室机匣两端设置的涡轮、压气机；倾斜燃烧室机匣中间为机械传动轴，通过机械传动轴连接压气机与涡轮；同时将压气机的压气机最后一级动叶转子出口的高压旋转气流经过扩压器后直接引入倾斜燃烧室火焰筒的火焰筒头部。
倾斜燃烧室机匣的后端直接连接涡轮，燃烧室机匣内部为环形的倾斜燃烧室火焰筒，由于燃烧室火焰筒内部的气流是周向流动的，可缩短了火焰筒长度，对应的机械传动轴和燃烧室机匣等轴向长度也相应缩短。
倾斜燃烧室火焰筒头部为带角度的倾斜旋流头部，所以经过倾斜旋流头部后在倾斜燃烧室火焰筒中形成的空气流向与燃烧室中轴线呈现夹角。本发明将传统燃烧室火焰筒中轴向流动的气流变成带切向速度流动的气流，主流气流倾斜流动后，可缩短燃烧室的轴向长度，对应的火焰筒长度与机械传动轴的长度也相应缩短，本发明可提高机械传动轴的使用寿命和机械能传递效率，降低该结构的加工难度。
进一步，其倾斜燃烧室火焰筒内部的主流气流沿环形燃烧室以倾斜燃烧室火焰筒内主流气流倾斜流动方向流动；所述的倾斜燃烧室火焰筒内主流气流倾斜流动方向与燃烧室中轴线夹角α范围为：10°～45°。该方案既可增加了燃油在火焰筒中的停留时间，从而提高燃烧效率；也可在保证燃油完全燃烧的同时大幅度能缩短火焰筒的长度。进口空气经过燃烧室头部后在火焰筒中形成带一定切向速度的倾斜流动空气，倾斜空气与燃油混合燃烧后形成倾斜流动的高温燃气。
进一步，所述的倾斜燃烧室火焰筒出口处的高温燃气余旋角动能与涡轮内部的第一级涡轮动叶匹配，直接推动第一级涡轮动叶做功。
进一步，所述的倾斜燃烧室火焰筒内的空气是倾斜旋转流动的，其倾斜的动量由压气机最后一级转子提供。
本发明倾斜燃烧室的工作过程为：
倾斜燃烧室火焰筒内主流气流以带切向速度的方式向下游倾斜流动，倾斜燃烧室火焰筒内主流气流的倾斜流动方向燃烧室中轴线之间的夹角α，空气在倾斜燃烧室火焰筒中产生带切向速度的旋转空气，其实际宏观位移远大于倾斜燃烧室火焰筒轴向长度，保证燃油完全燃烧的同时并缩短火焰筒的轴向长度；
倾斜燃烧室火焰筒内带一定切向速度的旋转气流流出之后，直接冲击第一级涡轮动叶对外做功，火焰筒出口处带切向速度的燃气余旋角与第一级涡轮动叶相匹配，保证燃气热能和动能与涡轮动叶机械能之间的高效转换；由于倾斜燃烧室火焰筒内的空气是倾斜旋转流动的，其切向的动量刚好可以由压气机最后一级转子来提供；压气机最后一级转子对空气压缩做功后，进一步提升其压力和速度，且带有较强的周向切向速度；带切向速度的空气经过扩压器之后进入倾斜燃烧室火焰筒头部。
本发明与现有技术的有益效果在于：
1）在燃烧室的环形火焰筒中形成了大范围圆周方向旋转运动的高温燃气，增加可燃混气在火焰筒中的停留时间，提高燃烧效率。所以在保证相同的燃烧效率时，该设计方案可大幅缩短火焰筒长度，从而缩短压气机和火焰筒之间机械传动轴的长度，降低燃烧室部件的重量。
2）火焰筒出口高温燃气带有较大的切向速度可直接冲击第一级涡轮动叶做功。因此，该倾斜燃烧室结构可舍弃传统发动机中的涡轮进口导向器结构，达到缩短涡轮轴向长度、降低发动机自身重量、提高涡轮部件可靠性的目的，同时可以大幅度减少涡轮进口导向器冷却用气量，降低涡轮设计难度。
3）倾斜燃烧室的火焰筒头部可直接与压气机最后一级转子出口的带一定切向速度的旋转气流进行匹配设计，不需要再在压气机最后一级转子叶片后设置压气机出口导向器，达到缩短压气机轴向长度、降低发动机自身重量、提高压气机部件可靠性的目的。
4）本发明由于分别省略了压气机出口导向器和涡轮进口导向器，同时缩短燃烧室的轴向长度，因此可大幅度缩短发动机的轴向长度，达到降低发动机整机重量的目的，从而提高发动机的推重比，可以大幅度降低涡轮冷却气量，降低涡轮设计难度。倾斜燃烧室的设计缩短了倾斜燃烧室轴向长度，其燃烧室中间高速旋转的机械传动轴长度也相应缩短，这种设计方案可提高机械传动轴的使用寿命和机械能传递效率，降低该结构的加工难度。
5）本发明的燃烧室环形火焰筒内部主流气体采用以一定圆周切向角度旋转的流动形式，既增加了燃气的停留时间，火焰筒出口高速燃气又能直接推动第一级涡轮动叶做功，还能将压气机最后一级转子出口的余旋气流和燃烧室头部直接匹配设计，从而省略了压气机出口导向器和涡轮进口导向器结构。
附图说明
图1为本发明具体实施例部分中传统航空发动机示意图；
图2为本发明耦合压气机出口导向器和涡轮进口导向器的一体化倾斜燃烧室示意图；
图3为本发明实施例中环形火焰筒内部的气流流动矢量图；
其中，1-第一级涡轮动叶，2-涡轮进口导向器，301-传统燃烧室机匣，302-倾斜燃烧室机匣，401-传统燃烧室火焰筒，402-倾斜燃烧室火焰筒，501-传统燃烧室火焰筒内主流气流轴向流动方向，502-倾斜燃烧室火焰筒内主流气流倾斜流动方向，601-传统燃烧室的机械传动轴，602-倾斜燃烧室的机械传动轴，7-扩压器，8-压气机出口导向器，9-压气机最后一级转子，001-燃烧室中轴线。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案及效果更加清楚，明确，以下列举实例对本发明进一步详细说明。应当指出此处所描述的具体实施仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
如图1所示，传统的航空发动机中，在燃烧室机匣301以及涡轮之间还设置有涡轮进口导向器2，燃烧室机匣内部为传统燃烧室火焰筒401，在同时将压气机最后一级动叶转子出口的高压旋转气流经过扩压器7后需要设置压气机出口导向器8。传统的航空发动机中，涡轮和压气机通过机械传动轴601相连，利用涡轮动叶带动压气机转子旋转对空气压缩做功。压气机最后一级转子9对空气压缩做功后，在提高压力的同时，绝对动能也有所增加，形成带一定切向速度的高速空气；随后在压气机出口导向器8的整流作用下，空气沿着导向器叶片通道逐渐减速扩压，并且将带一定切向速度的空气整流为轴向气流进入扩压器7中；再经过火焰筒头部的火焰旋流器、主燃孔、掺混孔等结构进入火焰中喷油燃烧。
燃烧室的主流气体沿着传统燃烧室火焰筒401内主流气流轴向流动方向501流动，经火焰筒出口后冲击涡轮进口导向器2，高温高压的燃气沿着涡轮进口导向器叶片流动时后将压力能转变为动力，形成带一定切向速度的燃气冲击涡轮动叶对外做功，涡轮动叶通过机械传动轴601带动与之相连的压气机转子旋转。
上述为传统轴流式航空发动机燃烧室的工作原理，这种设计导致压气机和涡轮的设计难度较高，流动损失较大，涡轮进口导向器冷却用气量大。而本发明中通过特殊的火焰筒头部结构设计，将传统发动机火焰筒中主流气流的轴向流动形式革新为带一定角度的倾斜流动形式，具体示意图如图2所示。
首先，本发明环形的倾斜燃烧室火焰筒402内主流气流以带切向速度的方式倾斜流动，如图2~3所示，设定L1为涡轮进口导向器长度，L201为传统燃烧室火焰筒的轴向长度，L202为倾斜燃烧室火焰筒的轴向长度，L3为压气机出口导向器长度，α为倾斜燃烧室主流气流方向与燃烧室中轴线夹角，空气在倾斜燃烧室火焰筒402中产生大范围的带切向速度的旋转空气，其实际宏观位移远大于火焰筒轴向长度，这种设计方案在保证燃油能完全燃烧的同时可缩短火焰筒的轴向长度。所以，倾斜燃烧室火焰筒的轴向长度L202与传统燃烧室火焰筒的轴向长度L201相比有大幅缩短，即L202＜L201，连接压气机与涡轮的机械传动轴602的长度也相应缩短，提高了机械能的传递效率和使用寿命。401是传统的火焰筒，402是本发明中涉及的火焰筒，本发明倾斜燃烧室火焰筒402的轴向长度l202小于l201。
其次，火焰筒内带一定切向速度的旋转气流流出之后，可直接冲击第一级涡轮动叶对外做功。通过良好气动设计可保证火焰筒出口处带切向速度的燃气余旋角能与第一级涡轮动叶相匹配，保证燃气热能和动能与涡轮动叶机械能之间的高效转换。所以，倾斜燃烧室的设计方案可以省略涡轮进口导向器结构，因此可以减少涡轮进口导向器的冷却用气量，降低涡轮设计难度；同时能缩短涡轮的轴向长度，减少涡轮重量，提高涡轮部件的可靠性。
最后，由于环形火焰筒内的空气是倾斜旋转流动的，其切向的动量刚好可以由压气机最后一级转子9来提供。因为压气机最后一级转子9对空气压缩做功后，其压力和速度都得到了进一步的提升，且带有较强的周向切向速度，所以这种设计方案不需要额外的设置压气机出口导向器，省略压气机出口导向器8和舍弃对应的空间长度L3。这部分带切向速度的空气经过扩压器7之后可直接进入火焰筒头部。所以这种设计方案不需要提供整流叶片，因此可以省略压气机出口导向器，缩短压气机长度，降低重量，提高压气机部件的可靠性。
综上所述，倾斜燃烧室既能缩短火焰筒的轴向长度，又能省略压气机出口导向器8和涡轮进口导向器2结构，从而可以缩短压气机出口导向器8和涡轮进口导向器2对应的轴向长度L1、L3，这种设计方案既降低发动机沿程的流动损失，又缩短了发动机的轴向长度、降低发动机自身重量，从而达到增加推重比的目的；同时由于减少了压气机出口8和涡轮进口导向器2，因此航空发动机可靠性提高。
本发明的倾斜燃烧室火焰筒402中会形成大范围圆环周向运动的高温旋转气流，从而增加油气混合物在火焰筒中的停留时间，提高燃烧效率。所以，该结构在保证油气混合物完全燃烧时间的同时，可进一步降低环形火焰筒的长度。倾斜燃烧室的设计使得环形火焰筒出口高温燃气带有较大的圆周切向速度，这与传统涡轮进口导向器出口处的气流速度方向大致相同。所以，该倾斜燃烧室火焰筒出口的气流可直接冲击第一级涡轮动叶对外做功。因此，舍弃了涡轮进口导向器结构，减少了涡轮进口导向器的冷却气量，降低涡轮设计难度。
本发明倾斜燃烧室的设计使得火焰筒头部进气结构可直接与压气机最后一级转子出口的带一定切向速度的余旋空气进行匹配设计，将经过压气机出口导向器带有切向动量的空气经火焰筒头部旋流器引入火焰筒中，有助于形成带一定切向速度的高温燃气。因此，可舍弃压气机出口导向器结构。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。

Claims (5)

1.一种耦合压气机和涡轮一体化设计的倾斜燃烧室方案，其特征在于，包括倾斜燃烧室机匣（302）、倾斜燃烧室机匣（302）两端设置的涡轮、压气机；倾斜燃烧室机匣（302）中间为机械传动轴（602），通过机械传动轴（602）连接压气机与涡轮；同时将压气机的压气机最后一级动叶转子（9）出口的高压旋转气流经过扩压器（7）后直接引入倾斜燃烧室火焰筒（402）的火焰筒头部；
倾斜燃烧室机匣（302）的后端直接连接涡轮，燃烧室机匣内部为环形的倾斜燃烧室火焰筒（402），所述的倾斜燃烧室火焰筒（402）内部的气流是周向流动，所述的倾斜燃烧室火焰筒（402）的头部为带角度的倾斜旋流头部，所以经过倾斜旋流头部后在倾斜燃烧室火焰筒（402）中形成的空气流向与燃烧室中轴线呈现夹角。
2.根据权利要求1所述的耦合压气机和涡轮一体化设计的倾斜燃烧室方案，其特征在于，倾斜燃烧室火焰筒（402）内部的主流气流沿环形燃烧室以倾斜燃烧室火焰筒内主流气流倾斜流动方向（502）流动；所述的倾斜燃烧室火焰筒内主流气流倾斜流动方向（502）与燃烧室中轴线（001）夹角α范围为：10°～45°。
3.根据权利要求1所述的耦合压气机和涡轮一体化设计的倾斜燃烧室方案，其特征在于，所述的倾斜燃烧室火焰筒（402）出口处的高温燃气余旋角动能与涡轮内部的第一级涡轮动叶（1）匹配，直接推动第一级涡轮动叶做功（1）。
4.根据权利要求1所述的耦合压气机和涡轮一体化设计的倾斜燃烧室方案，其特征在于，所述的倾斜燃烧室火焰筒（402）内的空气是倾斜旋转流动的，其倾斜的动量由压气机最后一级转子（9）提供。
5.根据权利要求1~4任一所述的耦合压气机和涡轮一体化设计的倾斜燃烧室方案，其特征在于，所述的倾斜燃烧室的工作过程为：
倾斜燃烧室火焰筒（402）内主流气流以带切向速度的方式向下游倾斜流动，倾斜燃烧室火焰筒内主流气流的倾斜流动方向（502）与燃烧室中轴线（001）之间的夹角α，空气在倾斜燃烧室火焰筒（402）中产生带切向速度的旋转空气，其实际宏观位移远大于倾斜燃烧室火焰筒（402）轴向长度，保证燃油完全燃烧的同时并缩短火焰筒的轴向长度；
倾斜燃烧室火焰筒（402）内带一定切向速度的旋转气流流出之后，直接冲击第一级涡轮动叶对外做功，火焰筒出口处带切向速度的燃气余旋角与第一级涡轮动叶相匹配，保证燃气热能和动能与涡轮动叶机械能之间的高效转换；由于倾斜燃烧室火焰筒（402）内的空气是倾斜旋转流动的，其切向的动量刚好可以由压气机最后一级转子（9）来提供；压气机最后一级转子（9）对空气压缩做功后，进一步提升其压力和速度，且带有较强的周向切向速度；带切向速度的空气经过扩压器（7）之后进入倾斜燃烧室火焰筒（402）头部。
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Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1130414A (zh) * 1993-08-06 1996-09-04 伊雅·Y·亚诺夫斯基 将热能转变成机械能的方法和设备
CN103196159A (zh) * 2013-03-18 2013-07-10 哈尔滨工程大学 分级驻涡环形燃烧室
CN105953266A (zh) * 2016-05-04 2016-09-21 中国科学院工程热物理研究所 一种斜流燃烧室结构
CN112577069A (zh) * 2020-12-17 2021-03-30 中国科学院工程热物理研究所 一种适用于小头部倾斜角下的斜流燃烧室侧壁面结构
CN113982781A (zh) * 2021-08-18 2022-01-28 高阳 一种压气机多转子叶轮和涡轮多转子全对转航空发动机

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1130414A (zh) * 1993-08-06 1996-09-04 伊雅·Y·亚诺夫斯基 将热能转变成机械能的方法和设备
CN103196159A (zh) * 2013-03-18 2013-07-10 哈尔滨工程大学 分级驻涡环形燃烧室
CN105953266A (zh) * 2016-05-04 2016-09-21 中国科学院工程热物理研究所 一种斜流燃烧室结构
CN112577069A (zh) * 2020-12-17 2021-03-30 中国科学院工程热物理研究所 一种适用于小头部倾斜角下的斜流燃烧室侧壁面结构
CN113982781A (zh) * 2021-08-18 2022-01-28 高阳 一种压气机多转子叶轮和涡轮多转子全对转航空发动机

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