CN115046225A - 燃烧室头部、燃烧室和航空发动机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及航空发动机技术领域，特别涉及一种燃烧室头部、燃烧室和航空发动机。燃烧室头部包括：预燃级，包括预燃级喷嘴；中间级，包括多个中间级喷嘴，多个中间级喷嘴环绕预燃级；和主燃级，环绕中间级，并包括主燃级喷嘴，主燃级喷嘴为预膜雾化喷嘴。基于此，可提高燃油雾化的周向均匀性，减少燃烧室的污染物排放。

Description

燃烧室头部、燃烧室和航空发动机

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，特别涉及一种燃烧室头部、燃烧室和航空发动机。

背景技术

燃烧室是航空发动机的重要组成部分，也是航空发动机污染物的主要来源。

相关技术中，虽然已经采用了分级燃烧等技术，来降低燃烧室的污染物排放水平，但降排效果仍有待改善。

发明内容

本发明所要解决的一个技术问题是：减少燃烧室的污染物排放。

为了解决上述技术问题，本发明第一方面提供了一种燃烧室头部，其包括：

预燃级，包括预燃级喷嘴；

中间级，包括多个中间级喷嘴，多个中间级喷嘴环绕预燃级；和

主燃级，环绕中间级，并包括主燃级喷嘴，主燃级喷嘴为预膜雾化喷嘴。

在一些实施例中，燃烧室头部包括由外至内依次套设的端壁和基体，主燃级喷嘴包括集油环、第一主燃级旋流器、第二主燃级旋流器和预膜板，集油环设置于端壁和基体之间，第一主燃级旋流器设置于集油环与端壁之间的第一流道中，第二主燃级旋流器设置于集油环与基体之间的第二流道中，预膜板由集油环的末端向后延伸，集油环上设有集油腔和狭缝，狭缝连通集油腔和第二流道，使得进入集油腔的燃油能够经由狭缝流出并在预膜板上形成油膜。

在一些实施例中，预膜板由集油环的末端向后延伸至与第一流道的出口平齐。

在一些实施例中，沿着由前至后的方向，预膜板朝端壁倾斜。

在一些实施例中，预燃级喷嘴和/或中间级喷嘴为旋流杯雾化喷嘴。

在一些实施例中，旋流杯雾化喷嘴包括离心喷头、旋流杯旋流器和收缩扩张口，旋流杯旋流器环绕离心喷头，收缩扩张口包括收缩段和扩张段，扩张段通过收缩段与离心喷头的出口连通。

在一些实施例中，收缩扩张口的侧壁上设有冷却孔。

在一些实施例中，中间级喷嘴的旋流杯旋流器的旋流角在40°-50°之间；和/或，预燃级喷嘴的旋流杯旋流器的旋流角在35°-45°之间。

在一些实施例中，预燃级和中间级的旋向一致。

在一些实施例中，中间级喷嘴的个数为5-7个；和/或，预燃级喷嘴的个数为1个。

在一些实施例中，燃烧室头部包括挡溅盘，挡溅盘由中间级的末端向后延伸，并分隔主燃级和中间级。

在一些实施例中，沿着由前至后的方向，挡溅盘朝主燃级倾斜。

本发明第二方面提供一种燃烧室，其包括本发明实施例的燃烧室头部。

本发明第三方面提供一种航空发动机，其包括本发明实施例的燃烧室。

本发明实施例所提供的燃烧室头部，采用预燃级、中间级和主燃级三级分级燃烧组织形式，并采用主燃级预膜雾化与预燃级和中间级多点喷射雾化相结合的方式，可提高燃油雾化的周向均匀性，减少燃烧室的污染物排放。

通过以下参照附图对本发明的示例性实施例进行详细描述，本发明的其它特征及其优点将会变得清楚。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例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简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅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性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例中航空发动机的半剖示意图。

图2为本发明实施例中燃烧室头部的立体剖视图。

图3为图2的局部示意图。

图4为图3在I处的局部放大示意图。

图5为本发明实施例中燃烧室头部的侧视图。

图6为图5的A-A剖视图。

图7为本发明实施例中燃烧室头部的纵向剖视图。

附图标记说明：

100、航空发动机；10、风扇；20、低压压气机；30、高压压气机；40、燃烧室；40a、燃烧室头部；50、高压涡轮；60、低压涡轮；70、风扇机匣；

1、端壁；

2、基体；

3、预燃级；31、预燃级喷嘴；

4、中间级；41、中间级喷嘴；

5、主燃级；51、主燃级喷嘴；52、集油环；53、集油腔；54、狭缝；55、第一主燃级旋流器；56、第二主燃级旋流器；57、预膜板；58、第一流道；59、第二流道；

6、旋流杯雾化喷嘴；61、离心喷头；62、旋流杯旋流器；64、收缩扩张口；65、收缩段；66、扩张段；

7、挡溅盘；71、空腔；

8、导流叶片。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，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，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有开展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。

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说明书的一部分。

在本发明的描述中，需要理解的是，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发明保护范围的限制。

此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。

图1示出了一些实施例中航空发动机100的结构。参照图1，一些实施例中，航空发动机100包括风扇10、低压压气机20、高压压气机30、燃烧室40、高压涡轮50、低压涡轮60和风扇机匣70。风扇10、低压压气机20、高压压气机30、燃烧室40、高压涡轮50和低压涡轮60沿着气流流经航空发动机100的方向依次布置。风扇机匣70罩设于风扇10外部。

工作时，空气依次流经风扇10、低压压气机20和高压压气机30后进入燃烧室40，经压气机压缩后的空气进入燃烧室40后，与喷入的燃料混合燃烧，生成高温高压的气体，之后再依次流经高压涡轮50和低压涡轮60，膨胀做功，推动涡轮带动压气机和外负荷一起旋转，将燃料的化学能部分转化为机械功，并输出电功。从低压涡轮60排出的废气排至大气中自然放热。

为了方便描述，基于气流流经航空发动机100的方向定义“前”、“后”、“上游”和“下游”，其中，以气流流入的一侧为“前”和“上游”，并以气流流出的一侧为“后”和“下游”。气流流经航空发动机100的方向整体上沿着航空发动机100的轴向。

其中，燃烧室40为航空发动机100的重要组成部分，用于使燃油在其中燃烧生成高温燃气，将燃油的化学能转化为热能，以驱动涡轮和压气机工作。一些实施例中，燃烧室40为环形燃烧室。燃烧室40的周向、径向和轴向与航空发动机100的周向、径向和轴向一致。

一些实施例中，燃烧室40包括扩压器(图中未示出)、燃烧室机匣(图中未示出)、火焰筒(图中未示出)和燃烧室头部40a。燃烧室机匣具有燃烧室外机匣和燃烧室内机匣。扩压器连接于燃烧室机匣的前端。火焰筒设置于燃烧室机匣内部，并具有外火焰筒和内火焰筒。燃烧室头部40a连接于火焰筒的前端。

工作时，经过压气机压缩后的高速气流在流经燃烧室40时，先流经扩压器减速扩压，之后分成两股，一股进入火焰筒与燃烧室机匣之间的环形通道，另一股经由燃烧室头部40a，进入火焰筒内参与燃烧。

其中，燃烧室头部40a是燃烧室40的重要组成部分，用于将燃料和空气喷入火焰筒内部参与燃烧。燃烧室头部40a的周向、径向和轴向与燃烧室40的周向、径向和轴向一致。

图2-7示出了一些实施例中燃烧室头部40a的结构。

参见图2-7，一些实施例中，燃烧室头部40a包括预燃级3、中间级4和主燃级5。预燃级3、中间级4和主燃级5沿着由径向内侧至径向外侧的方向依次分布，即，主燃级5环绕中间级4，中间级4环绕预燃级3。例如，参见图2，一些实施例中，燃烧室头部40a包括端壁1和基体2，端壁1套设于基体2的外部，预燃级3和中间级4均设置于基体2上，预燃级3处于基体2的中心，中间级4环绕于预燃级3的外围，主燃级5则设置于端壁1与基体2之间，环绕于中间级4的外围。工作过程中，主燃级5、中间级4和预燃级3这三级分别供油。

基于上述设置，燃烧室头部40a形成三级燃油中心分级的燃烧组织方式，可以实现分级分区燃烧。

预燃级3、中间级4和主燃级5均包括喷嘴，其中，预燃级3的喷嘴称为预燃级喷嘴31，中间级4的喷嘴称为中间级喷嘴41，主燃级5的喷嘴称为主燃级喷嘴51。其中，预燃级喷嘴31与中间级喷嘴41的旋向可以一致，使得预燃级3和中间级4的旋向一致，以防止预燃级3和中间级4之间相互影响，使得能够形成较为稳定的回流区，提高点火性能，降低污染物生成。主燃级5的旋向可以与预燃级3和中间级4的旋向相同或相反。预燃级3、中间级4和主燃级5的旋向与各自旋流器的导流叶片8的角度相关。

如图2所示，一些实施例中，中间级喷嘴41的个数为多个，这多个中间级喷嘴41环绕预燃级3，例如，一些实施例中，预燃级喷嘴31的个数为1个，其设置于基体2的中心(也是燃烧室头部4a的中心)，多个中间级喷嘴41均匀布置于预燃级喷嘴31的径向外侧的同一圆周上，形成多点阵列布局，使得预燃级3和中间级4组合成以预燃级喷嘴31为中心的花瓣形状，进行多点喷射。花瓣数(即中间级喷嘴41的个数)具体可以根据燃烧室40所需提供的热功率来确定，例如，一些实施例中，中间级喷嘴41的个数为5-7个，形成5-7瓣花瓣形状。

如图2-7所示，主燃级喷嘴51为预膜雾化喷嘴，使得主燃级5采用预膜雾化方式进行燃油雾化。例如，参见图2-7，一些实施例中，主燃级喷嘴51包括集油环52、第一主燃级旋流器55、第二主燃级旋流器56和预膜板57。集油环52设置于端壁1和基体2之间。第一主燃级旋流器55设置于集油环52与端壁1之间的第一流道58中。第二主燃级旋流器56设置于集油环52与基体2之间的第二流道59中。预膜板57由集油环52的末端向后延伸。集油环52上设有集油腔53和狭缝54。狭缝54连通集油腔53和第二流道59。这样，工作时，燃油进入集油腔53，空气则进入第一流道58和第二流道59，并流经第一主燃级旋流器55和第二主燃级旋流器56，在第一主燃级旋流器55和第二主燃级旋流器56的作用下，形成高速旋流。进入集油腔53的燃油能够经由狭缝54流至第二主燃级旋流器56所在的第二流道59中，在第二主燃级旋流器56所形成旋流的作用下于预膜板57上形成油膜，并在预膜板57的末端与流经第一主燃级旋流器55和第二主燃级旋流器56后所形成的高速旋转气流混合，被高速旋转气流快速剪切雾化，实现预膜式雾化过程。其中，第一主燃级旋流器55和第二主燃级旋流器56中导流叶片8的个数可以为12片。

通过设置预燃级3、中间级4和主燃级5，并将中间级4设置为包括围绕预燃级3布置的多个中间级喷嘴41，且将主燃级5的主燃级喷嘴51设置为预膜雾化喷嘴，使得燃烧室头部40a可以融合中心分级方式及多点阵列方式的优势，且可以将预燃级3和中间级4的多点阵列喷射方式与主燃级5的预膜雾化喷射方式相结合，避免其中单独一种方式的缺点，在周向上形成均匀的燃油液膜，提高燃油雾化的周向均匀性，改善燃烧室40出口温度的分布，减少UHC、CO和NOx等污染物的排放，实现更好的降排效果。

并且，主燃级5预膜雾化与中间级4和预燃级3的多点阵列喷射雾化方式相搭配，有利于在改善温度分布及降低污染物排放的同时，减少喷嘴个数，缩小喷嘴直径，简化燃烧室头部40a的结构，降低燃烧室40及燃油控制系统的结构复杂性。其中，采用预膜雾化方式的主燃级5，可直接利用燃烧室头部40的端壁1和整体导流叶片与火焰筒内外壁固定，且无需像多点阵列结构一样，设置多个喷嘴。

工作过程中，预燃级3可以为富油燃烧，起到稳定火焰作用，中间级4和主燃级5可以均为贫油燃烧，以控制排放。主燃级5采用预膜雾化贫油燃烧的方式，可以同时实现低污染排放和温度场周向的均匀分布。小工况下，可以仅预燃级3和中间级4工作，主燃级5不工作，使得能够实现较好的火焰稳定性，并在小工况下有效地控制污染物排放。大工况下，预燃级3、中间级4和主燃级5可以均工作，以提供足够的燃油流量和较好的雾化效果，控制污染物排放，并拓宽燃烧室40的稳定工作范围。

其中，预燃级3、中间级4和主燃级5所形成的三级燃油分级方式，与相关技术中主流的二级中心分级方式相比，适应的工况范围更广，燃油液滴在空间上的分布更加均匀，能够有效抑制局部热斑的形成。

主燃级5采用预膜雾化方式，可以在整个主燃级5环向上形成较为均匀的油气混合物。由于油膜在破碎过程中受到预膜板57的限制与引导，因此，主燃级5能够有效地维持不同工况下的燃油出口张角，形成较好的雾化场。同时，主燃级5采用预膜雾化方式，而不采用采用多点阵列直喷方式，可以避免因中心距较大引起的供油困难问题和周向难以均匀分布的问题。采用预膜雾化方式的主燃级5，可以通过集油环52集中供油，供油难度较低。

中间级4设置为包括多个中间级喷嘴41，形成多点阵列布局，而未设置为预膜雾化结构，有利于降低污染物排放。若中间级4采用预膜雾化方式，则预燃级3为了保证稳定燃烧，需要使当量比接近化学恰当比，这种情况下，容易引发污染物排放较高的问题。而中间级4采用多点阵列直接喷射方式时，整体高温度分布更广更均匀，可以更有效地控制污染物排放。并且，多点阵列的中间级4与预膜雾化的主燃级5可以相互配合，扬长避短，使得能够更有效地改善出口温度分布，在保持较低排放水平的同时，提高火焰稳定性，兼顾较好的点火性能和较宽的贫油熄火边界。

参见图6，在一些实施例中，预膜板57由集油环52的末端向后延伸至与第一流道58的出口平齐。这样，主燃级燃油(即经由集油腔53进入主燃级5的燃油)在主燃级5的出口处才与第一流道58中流经第一主燃级旋流器55后的空气旋流混合，进行破碎和雾化，而并没有在主燃级5内部与空气发生掺混后再雾化，也就是说，预燃级3所采用的是燃油预膜后直接雾化燃烧的方式，不存在主燃级燃油与空气在主燃级5内部的预混过程，因此，可以避免预混过程所导致的燃油自燃和回火问题。

继续参见图6，在一些实施例中，沿着由前至后的方向(即沿着气流流经燃烧室头部40a的方向)，预膜板57朝端壁1倾斜。形成于预膜板57上的油膜，沿着预膜板57的内壁面流动。将预膜板57设置为沿着气流流动方向逐渐朝端壁1倾斜，使得预膜板57可以引导油膜逐渐向第一流道58靠拢，便于油膜与第一流道58中的高速旋流快速混合，加强雾化。

回到图2，并结合图6，在一些实施例中，预燃级喷嘴31和/或中间级喷嘴41为旋流杯雾化喷嘴6。其中，如图2和图6所示，在一些实施例中，旋流杯雾化喷嘴6包括离心喷头61、旋流杯旋流器62和收缩扩张口64。旋流杯旋流器62环绕离心喷头61。收缩扩张口64包括收缩段65和扩张段66，扩张段66通过收缩段65与离心喷头61的出口连通。扩张段66和收缩段65的连接处形成喉部。离心喷头61的出口与喉部在前后方向上平齐。工作时，雾化空气流经旋流杯旋流器62并被旋流杯旋流器62旋转加速，燃油从燃油管进入离心喷头61，并在经过离心喷头61加压离心雾化后，进一步受高速旋流空气的剪切力作用充分雾化，燃油与空气通过收缩扩张口64喷出，进入燃烧区域进行燃烧。所设置的收缩扩张口64，既有利于促进空气雾化，改善雾化效果，也有利于防止喷嘴表面积碳和稳定火焰，同时还有利于缩短喷嘴轴向长度，使燃烧室头部4a结构更加紧凑，降低燃烧室40的重量。

当预燃级喷嘴31为旋流杯雾化喷嘴6时，预燃级3采用旋流杯雾化方式。其中，预燃级喷嘴31的旋流杯旋流器62的旋流角可以在35°-45°之间。预燃级喷嘴31的旋流杯旋流器62中导流叶片8个数可以为12片。

当中间级喷嘴41为旋流杯雾化喷嘴6时，中间级4采用旋流杯雾化方式，中间级4成为采用旋流杯雾化方式的多点阵列喷射结构。其中，中间级喷嘴41的旋流杯旋流器62的旋流角可以在40°-50°之间。中间级喷嘴41的旋流杯旋流器62中导流叶片8个数可以为12片。

当预燃级喷嘴31和中间级喷嘴41均为旋流杯雾化喷嘴6时，燃烧室头部40a采用主燃级预膜雾化与中间级和预燃级多点阵列旋流杯雾化相结合的方式，可以在实现较好雾化效果的同时，有效控制污染物排放，降低结构复杂性。

作为实现对燃烧室头部40a热防护的一种实施方式，在一些实施例中，收缩扩张口64的侧壁上设有冷却孔(图中未示出)。冷却气从冷却孔流出，可以实现对旋流杯雾化喷嘴6的热防护，防止旋流杯雾化喷嘴6被烧。

作为实现对燃烧室头部40a热防护的另一种实施方式，参见图6，在一些实施例中，燃烧室头部40a包括挡溅盘7，挡溅盘7由中间级4的末端向后延伸，并分隔主燃级5和中间级4。具体地，如图6所示，一些实施例中，挡溅盘7由基体2径向外圈的末端向后延伸至与端壁1的末端(也是第一流道58的出口端)平齐。挡溅盘7与基体2的末端之间形成空腔71。由中间级4和预燃级3喷出的油气经由空腔71喷出至燃烧室头部40a外部，进入火焰筒。

所设置的挡溅盘7，能够将中间级4与主燃级5隔开，防止中间级4的火焰造成主燃级5，尤其是主燃级5的预膜板57处的积碳烤焦，实现对主燃级5的热防护作用。

其中，如图6所示，在一些实施例中，沿着由前至后的方向，挡溅盘7朝主燃级5倾斜。基于此，第二流道59的位于预膜板57和挡溅盘7之间的部分沿着由前至后的方向渐缩，使得这部分流道段成为收敛段，这样便于引导旋流气对沿预膜板57内壁面流动的燃油液膜进行掺混雾化。

在设有冷却孔和挡溅盘7的情况下，不仅能够实现对预燃级3和主燃级5的热防护，同时还能够实现对主燃级5的热防护，从而可以更有效地对燃烧室头部40a进行热防护，尤其可以满足超高压比的航空发动机100的热防护需求。

综上，图2-7所示的燃烧室头部40a，采用中心分级且三级喷油直喷燃烧的组织形式，将主燃级预膜雾化、中间级多点阵列旋流杯空气雾化和预燃级旋流杯空气雾化相结合，不仅可以降低污染物排放，还可以提高燃烧稳定性，并降低结构复杂性。

以上所述仅为本发明的示例性实施例，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (14)

1.一种燃烧室头部(40a)，其特征在于，包括：

预燃级(3)，包括预燃级喷嘴(31)；

中间级(4)，包括多个中间级喷嘴(41)，所述多个中间级喷嘴(41)环绕所述预燃级(3)；和

主燃级(5)，环绕所述中间级(4)，并包括主燃级喷嘴(51)，所述主燃级喷嘴(51)为预膜雾化喷嘴。

2.根据权利要求1所述的燃烧室头部(40a)，其特征在于，所述燃烧室头部(40a)包括由外至内依次套设的端壁(1)和基体(2)，所述主燃级喷嘴(51)包括集油环(52)、第一主燃级旋流器(55)、第二主燃级旋流器(56)和预膜板(57)，所述集油环(52)设置于所述端壁(1)和所述基体(2)之间，所述第一主燃级旋流器(55)设置于所述集油环(52)与所述端壁(1)之间的第一流道(58)中，所述第二主燃级旋流器(56)设置于所述集油环(52)与所述基体(2)之间的第二流道(59)中，所述预膜板(57)由所述集油环(52)的末端向后延伸，所述集油环(52)上设有集油腔(53)和狭缝(54)，所述狭缝(54)连通所述集油腔(53)和所述第二流道(59)，使得进入所述集油腔(53)的燃油能够经由所述狭缝(54)流出并在所述预膜板(57)上形成油膜。

3.根据权利要求2所述的燃烧室头部(40a)，其特征在于，所述预膜板(57)由所述集油环(52)的末端向后延伸至与所述第一流道(58)的出口平齐。

4.根据权利要求2所述的燃烧室头部(40a)，其特征在于，沿着由前至后的方向，所述预膜板(57)朝所述端壁(1)倾斜。

5.根据权利要求1-4任一所述的燃烧室头部(40a)，其特征在于，所述预燃级喷嘴(31)和/或所述中间级喷嘴(41)为旋流杯雾化喷嘴(6)。

6.根据权利要求5所述的燃烧室头部(40a)，其特征在于，所述旋流杯雾化喷嘴(6)包括离心喷头(61)、旋流杯旋流器(62)和收缩扩张口(64)，所述旋流杯旋流器(62)环绕所述离心喷头(61)，所述收缩扩张口(64)包括收缩段(65)和扩张段(66)，所述扩张段(66)通过所述收缩段(65)与所述离心喷头(61)的出口连通。

7.根据权利要求6所述的燃烧室头部(40a)，其特征在于，所述收缩扩张口(64)的侧壁上设有冷却孔。

8.根据权利要求6所述的燃烧室头部(40a)，其特征在于，所述中间级喷嘴(41)的旋流杯旋流器(62)的旋流角在40°-50°之间；和/或，所述预燃级喷嘴(31)的旋流杯旋流器(62)的旋流角在35°-45°之间。

9.根据权利要求1所述的燃烧室头部(40a)，其特征在于，所述预燃级(3)和所述中间级(4)的旋向一致。

10.根据权利要求1所述的燃烧室头部(40a)，其特征在于，所述中间级喷嘴(41)的个数为5-7个；和/或，所述预燃级喷嘴(31)的个数为1个。

11.根据权利要求1所述的燃烧室头部(40a)，其特征在于，所述燃烧室头部(40a)包括挡溅盘(7)，所述挡溅盘(7)由所述中间级(4)的末端向后延伸，并分隔所述主燃级(5)和所述中间级(4)。

12.根据权利要求11所述的燃烧室头部(40a)，其特征在于，沿着由前至后的方向，所述挡溅盘(7)朝所述主燃级(5)倾斜。

13.一种燃烧室(40)，其特征在于，包括如权利要求1-12任一所述的燃烧室头部(40a)。

14.一种航空发动机(100)，其特征在于，包括如权利要求13所述的燃烧室(40)。

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