CN115419916A - 采用mild燃烧的航空发动机回流燃烧室及回流燃烧方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种采用MILD燃烧的航空发动机回流燃烧室及回流燃烧方法，燃烧室包括燃烧室机匣，燃烧室机匣上固定连接有大弯管和小弯管，燃烧室机匣内设置有火焰筒，所述火焰筒设在燃烧室机匣内，通过大弯管、小弯管连接固定，燃烧室机匣和火焰筒以及大弯管之间形成进气通道，火焰筒的进气端安装有进气罩；所述火焰筒内设置有分流板和喷嘴，喷嘴连接燃料通道，喷射方向朝向分流板。本发明通过设置分流板以及燃油逆喷的方式，使燃烧室进行MILD燃烧，进而燃烧温度分布均匀，提高燃烧效率，降低污染物排放。

Description

采用MILD燃烧的航空发动机回流燃烧室及回流燃烧方法

技术领域

本发明涉及航空发动机燃烧室结构领域，具体是一种采用MILD燃烧的航空发动机回流燃烧室。

背景技术

飞机发动机产生的排放物已成为温室气体的重要污染源之一，因此需要大幅降低污染物水平，尤其是氮氧化物，燃烧室内污染物的形成与许多因素有关，重要的是燃烧过程和运行条件。正如许多研究人员所指出的，热力NO是NOx污染的主要成分。由于温度是NO产生的原因，因此降低燃烧温度和减少热点是降低航空发动机NOx排放的关键。

MILD(Moderate or Intense low-oxygen Diluted Combustion)燃烧是一项非常有前景的新型低排放燃烧技术，这种技术通过烟气和高预热温度对反应物混合物进行高稀释，导致氧气浓度低，混合物的成分超出可燃极限，限制了NOx的产生。同时，由于燃烧过程中的稀薄条件，烟尘的形成也受到抑制。因为整个反应体积处于反应和维持过程的条件下。然后，由于燃烧和未燃烧气体之间的温差很小，，没有点火和熄灭现象，难以看见火焰，这种燃烧模式也被称为无焰燃烧。

尽管最近的发展已经揭示了在无焰状态下运行燃烧器的可行性，但这些燃烧器主要用于工业应用，即在加工材料时从炉内提取热量，例如加热金属棒和产生蒸汽等。如专利“一种实现NOx近零排放的无焰燃烧供暖锅炉系统”，专利号CN110425518B，将无焰燃烧应用到供暖锅炉中，富燃料烟气和空气在保温炉膛内进行无焰燃烧，产生的烟气进入烟气换热装置，通过热量传递的方式加热用于供暖的循环水。

此外，工业应用常常具有大范围内运行的能力，通常需要使用高速空气射流来创建必要的内部再循环。目前只有实验室规模的燃气轮机的例子存在，如专利“一种可实现辐射管内无焰燃烧的燃烧器”，专利号CN213810612U，通过转帘或套筒运动调节回流窗口的开度，以调节烟气卷吸量实现燃烧器无焰燃烧，减少了NOx生成量。如专利“一种实现无焰燃烧的辐射管”，专利号CN213810620U，在辐射管管体的入口和出口端之间焊有用于烟气回流的连接管，通过挡板调节烟气的排放量，不需要选择特定辐射管燃烧器，能卷吸烟气以稀释燃料和助燃空气，实现辐射管内无焰燃烧。如专利“一种实现超低NOx排放的旋转式无焰燃烧器”，专利号CN110260321B，此发明利用空气调节喷口产生的反作用力带动空气和燃气绕中心轴线旋转，使得燃气与卷吸的高温烟气在整个炉膛内进行混合，从而扩大反应区域并获得更加均匀的炉内温度分布，进而实现超低NOx排放。如专利“一种氢气水蒸气富氧无焰燃烧器”，专利号CN110410787A，利用水蒸气将一次风与氢气分隔，能够有效降低氢气的燃烧速率，待达到预设温度后，切换为二次风喷管提供氧气以此实现氢气的无焰燃烧，能够保证燃烧器内的温度分布较为均匀。

事实上，航空发动机燃烧室存在一些复杂情况。由于燃烧室在过量空气环境中工作，烟气中仍然含有高浓度的氧气，这使得很难将混气稀释到所需的水平。而航空发动机燃烧室的空间尺寸有限，与工业用途的相比往往相差几个量级，难以实现高温烟气卷吸，燃油逆喷，以此到达无焰燃烧的状态。此外，燃烧室中更高的工作压力和温度会加快反应速度，缩短反应时间，意味着在反应开始前实现稀释所需的空间和时间更少。

针对上述难点，本发明利用回流燃烧室的结构特点，通过高温烟气卷吸，燃油逆喷，形成无焰燃烧，从而降低氮氧化物的排放。

发明内容

本发明为了解决现有技术的问题，提供了一种采用MILD燃烧的航空发动机回流燃烧室，通过设置分流板以及燃油逆喷的方式，使燃烧室进行MILD燃烧，进而燃烧温度分布均匀，提高燃烧效率，降低污染物排放。

本发明提供了一种采用MILD燃烧的航空发动机回流燃烧室，包括燃烧室机匣，燃烧室机匣上固定连接有大弯管和小弯管，燃烧室机匣内设置有火焰筒，所述火焰筒设在燃烧室机匣内，通过大弯管、小弯管连接固定，燃烧室机匣和火焰筒上端以及大弯管上端之间形成进气通道，进气通道与火焰筒的连接处设置有进气罩，火焰筒出口和小弯管、大弯管之间形成出气通道；所述火焰筒内设置有分流板和喷嘴，喷嘴连接燃料通道，喷射方向朝向分流板。

进一步改进，所述进气罩上开有若干进气小孔，使得来流变得更加均匀。

进一步改进，所述分流板与火焰筒之间都留有间距，分流板通过多个肋柱与火焰筒固定相连，肋柱进一步强迫换热，提高向上次流的温度。

进一步改进，所述分流板上设置有多个冷却小孔。

本发明还提供了一种采用MILD燃烧的回流燃烧方法，从进气端进来的空气在回流燃烧室的后端流进火焰筒头部，通过分流板使空气产生分流，使喷嘴朝向向下的次流形成对流，从而使燃油在燃烧室进行MILD燃烧。

采用上述的回流燃烧室，具体的回流燃烧方法包括如下过程：

1）从进气端进来的空气在与分流板相遇，进而形成两股次流，一股向上，一股向下，向下的次流在分流板的作用下进行回流，而火焰筒上的喷嘴正对着分流板，燃料与次流相对运动，进行燃烧反应；

2）向上的次流在流动过程中，沿着分流板壁面运动，向下的次流与燃料进行燃烧时，导致分流板壁面温度上升，向上的次流与此同时得到加热，提高向上次流的温度；

3）被加热过后的次流在分流板的作用下，进入到主燃烧区进一步参与燃烧，提升进气温度；

4）在主燃烧区的燃烧部分产物，沿着进气罩运动，与通过进气罩的气流融合，进一步提升次流的温度，同时降低来流的含氧量，营造出低氧的燃烧环境。

本发明有益效果在于：

1、本发明从整体上实现了将MILD应用于航空发动机燃烧室的目的，在燃烧室进行MILD燃烧，可以使得燃烧温度分布均匀，提高燃烧效率，降低污染物排放。

2、分流板将燃烧室进气分为两股进气，次流与分流板壁面强迫换热，提升进气温度，燃烧烟气沿进气罩运动，与次流混合，降低次流含氧量，提高次流进气温度，增加燃烧效率。

3、分流板的存在阻挡了火焰对火焰筒壁面的烧蚀，分流板上的冷却小孔能起到冷却保护的作用。

4、喷嘴逆喷，通过分流板的导流作用，次流与喷嘴燃料对流运动，形成高速射流，有利于MILD的进行。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例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的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。

图1为本发明结构示意图；

图2为本发明立体图；

图3为本发明立体剖视图；

图4是燃烧室气流分配示意图；

图5是燃烧室燃烧过程示意图。

图中1是机匣，2是大弯管，3是小弯管，4是火焰筒，5是分流板，6是喷嘴，7是肋柱，8是冷却小孔，9是进气罩，10是进气小孔。

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。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明如图1-3所示，图中1是机匣，2是大弯管，3是小弯管，4是火焰筒，5是分流板，6是喷嘴，7是肋柱，8是冷却小孔，9是进气罩，10是进气小孔。

本发明的技术方案为：回流燃烧室主要特征为从压气机出来的空气在回流燃烧室的后端流进火焰筒头部，而燃烧的燃气向前形成回流，利用回流燃烧室的结构特征，使燃烧室进行MILD燃烧，所述航空发动机回流燃烧室包括燃烧室机匣1、大弯管2、小弯管3、火焰筒4，所述火焰筒4设在燃烧室机匣1内，通过大弯管2、小弯管3连接固定，所述火焰筒4的安装有进气罩9，进气罩9上开有多个进气小孔10，所述的燃烧室机匣1和火焰筒4顶部以及大弯管2顶部之间形成进气通道；所述航空发动机回流燃烧室还包括分流板5以及喷嘴6，所述喷嘴6连接燃料通道，所述喷嘴6伸入火焰筒4内，并且喷嘴6朝向分流板5设置；所述分流板4固定连接在火焰筒4以及燃烧室机匣1之间，所述分流板5与火焰筒4之间都留有间距。分流板5通过多个肋柱7与火焰筒4固定相连。由于分流板5处于燃烧室中，直接面对着高温燃气的烧蚀，极大的影响了分流板5的使用寿命，对此，在分流板5上均匀布置了多个冷却小孔8，通过气流对分流板5进行气膜冷却，缓解分流板5受到高温燃气的侵害。这样由进气端口来流的空气先流经进气罩9，进气罩9上均匀布置了多个进气小孔10，使得来流变得更加均匀，通过进气小孔的气流，随后与分流板5相遇，进而形成两股次流，一股向上，一股向下，向下的次流在分流板5的作用下进行回流，而火焰筒4上的喷嘴6正对着分流板5，燃料与次流相对运动，进行燃烧反应，这种燃料逆喷的形式便有利于MILD的进行，而向上的次流在流动过程中，沿着分流板5壁面运动，向下的次流与燃料进行燃烧时，导致分流板5壁面温度上升，向上的次流与此同时得到加热，肋柱7进一步强迫换热，提高向上次流的温度，随后，被加热过后的次流在分流板5的作用下，进入到主燃烧区进一步参与燃烧，提升进气温度，能有利于MILD燃烧的进行，同时能增加燃烧效率，在主燃烧区的燃烧部分产物，可以沿着进气罩9运动，与流经进气小孔的气流融合，进一步提升次流的温度，同时降低来流的含氧量，营造出一个低氧的燃烧环境，烟气的循环利用，再次增加了燃烧室的燃烧效率。

关于本发明的工作原理：

MILD的原理是通过预热高温空气和高速喷射燃料以此实现气体燃料的无焰燃烧，无焰燃烧的一个主要试验现象就是燃烧室内无明显的火焰锋面。并且燃烧室内无超高温区域，温度分布较均匀。正因此，热力型NO的形成被抑制，可以达到低排放燃烧的效果。

本发明的工作原理是在回流燃烧室内建立一个有利于MILD燃烧进行的环境。图4示意性地说明了回流燃烧室的内部空气动力学：其中主要流动路径被绘制为流道，以便更好地显示主要流动模式。来自压缩机的空气在1点进入，流经进气罩，到达2点，气流遇见分流板并被分成两股气流。一部分向上流动，到达3点，一部分向下流动，到达4点，气流在5点燃料喷射混合，气流和燃料对流运动，形成高速燃料喷射，进行燃烧反应，燃烧发生在第4点和第5点之间，然后燃烧产物被分离，部分用烟气再循环，沿进气罩壁面流动，到达第6点，其氧气浓度被再循环燃烧产物稀释，气流通过分流板而被加热，并被引导至第3点，两股气流混合，部分气流进入第4点和第5点，再一步进行反应，最后再要求的燃烧室出口温度下，燃烧产物在第7点离开燃烧室。图5给出了另一个燃烧室燃烧过程示意图。

本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处。尤其，对于设备实施例而言，以上所述仅是本发明的优选实施方式，由于其基本相似于方法实施例，所以描述得比较简单，相关之处参见方法实施例的部分说明即可。以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，对于本技术领域的普通技术人员来说，可轻易想到的变化或替换，在不脱离本发明原理的前提下，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。

Claims (6)

1.一种采用MILD燃烧的航空发动机回流燃烧室，其特征在于：包括燃烧室机匣（1），燃烧室机匣（1）上固定连接有大弯管（2）和小弯管（3），燃烧室机匣（1）内设置有火焰筒（4），所述火焰筒（4）设在燃烧室机匣（1）内，通过大弯管（1）、小弯管（2）连接固定，火焰筒（4）的进气端安装有进气罩（9）；所述火焰筒（4）内设置有分流板（5）和喷嘴（6），喷嘴（6）连接燃料通道，喷射方向朝向分流板（5）。

2.根据权利要求1所述的采用MILD燃烧的航空发动机回流燃烧室，其特征在于：所述进气罩（9）上开有若干进气小孔（10）。

3.根据权利要求1所述的采用MILD燃烧的航空发动机回流燃烧室，其特征在于：所述分流板（5）与火焰筒（4）之间都留有间距，分流板（5）通过多个肋柱（7）与火焰筒（4）固定相连。

4.根据权利要求1或3所述的采用MILD燃烧的航空发动机回流燃烧室，其特征在于：所述分流板（5）上设置有多个冷却小孔（8）。

5.一种采用MILD燃烧的回流燃烧方法，其特征在于：从进气端进来的空气在回流燃烧室的后端流进火焰筒头部，通过分流板使空气产生分流，使喷嘴朝向向下的次流形成对流，从而使燃油在燃烧室进行MILD燃烧。

6.根据权利要求5所述的采用MILD燃烧的回流燃烧方法，其特征在于：采用权利要求1所述的回流燃烧室，具体包括如下过程：

1）从进气端进来的空气在与分流板相遇，进而形成两股次流，一股向上，一股向下，向下的次流在分流板的作用下进行回流，而火焰筒上的喷嘴正对着分流板，燃料与次流相对运动，进行燃烧反应；

2）向上的次流在流动过程中，沿着分流板壁面运动，向下的次流与燃料进行燃烧时，导致分流板壁面温度上升，向上的次流与此同时得到加热，提高向上次流的温度；

3）被加热过后的次流在分流板的作用下，进入到主燃烧区进一步参与燃烧，提升进气温度；

4）在主燃烧区的燃烧部分产物，沿着进气罩运动，与通过进气罩的气流融合，进一步提升次流的温度，同时降低来流的含氧量，营造出低氧的燃烧环境。

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