CN210105991U - 辅助喷射系统、发动机、动力总成 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及一种辅助喷射系统、发动机以及动力总成。其中，上述辅助喷射系统用于向发动机的燃烧室内喷射工质，包括第一输送部、第二输送部、控制部、喷射组件；所述辅助喷射系统具有第一状态、第二状态、第三状态；所述第一输送部通过所述喷射组件在所述第一状态用于向燃烧室内喷射液体；所述第二输送部通过所述喷射组件在所述第二状态用于向燃烧室内喷射高压气体；所述第一输送部、第二输送部在所述第三状态均关闭；所述控制部用于控制所述辅助喷射系统在所述第一状态、第二状态以及第三状态之间的切换。以上辅助喷射系统、发动机以及动力总成至少具有起动成功率高，起飞推力大，运行可靠性好等优点。

Description

辅助喷射系统、发动机、动力总成

技术领域

本实用新型涉及发动机技术领域，尤其涉及一种辅助喷射系统、发动机以及动力总成。

背景技术

航空发动机(包含涡扇发动机、涡轴发动机、涡桨发动机等)中的气流按照轴向流动方向，如图1所示，将依次经过对气流压缩的压气机部件100、对气流进行加热的燃烧室20、驱动压气机100的涡轮部件30以及将高温高压气流加速喷出的喷管40。

发动机起动过程中，起动机带着发动机转子从静止状态加速到点火转速，此时燃烧室开始供油、点火，点火成功后涡轮将输出更大的功率，使发动机转子进一步升转到慢车转速，发动机进入慢车状态。发动机在起动过程中转子转速低，燃烧室流量小，且压气机增压能力不足，一般需要放气防止喘振，进一步减少了进入燃烧室的流量。燃烧室的空气流量限制了供油量和涡轮输出功，直接制约了发动机的起动速度。然而民用发动机适航条款中对全包线内的最长起动时间有明确规定，燃烧室空气流量不足的问题可能导致在某些极端工况(如高空、极端高温天气、飞行马赫数低)下起动时间超出适航要求。

又例如，在某些极端起动工况(如极端低温天气、飞行马赫数低)的起动过程中，起动机带转到最大转速的燃烧室进口气流总温、马赫数依然过低，不能满足燃烧室成功点火的条件，导致发动机无法正常起动。

在某些极端起飞工况，例如高温天气飞机在高原起飞时，发动机进口气流温度高，空气稀薄，若保持涡轮进口总温T4不变，发动机的推力将低于海平面标准起飞状态，此时的推力难以支持飞机正常起飞，需要在起飞的短时间过程中增加发动机推力。又例如在飞机开始起飞并加速到某一速度或达到某一高度后，无法终止起飞过程，若此时发生单发失效的情况，需要短时间增加其他正常工作发动机的推力。目前普遍采用的解决方案是在起飞推力之上设定增推力起飞，使用增推力起飞功能时供油量增加，涡轮进口总温T4高于正常起飞状态，发动机推力即可满足起飞需求。但是增推力起飞状态下，燃烧室、涡轮部件表面温度非常接近材料的极限温度，可能导致燃烧室和涡轮部件表面烧蚀、寿命降低、故障率提升。

因此，鉴于上述问题，本领域需要一种能应对各种不同极端工况的均能正常起动、起飞的发动机。

实用新型内容

本实用新型的一个目的是提供一种辅助喷射系统。

本实用新型的一个目的是提供一种发动机。

本实用新型的一个目的是提供一种动力总成。

根据本实用新型一个方面的一种辅助喷射系统，用于向发动机的燃烧室内喷射工质，包括第一输送部、第二输送部、控制部、喷射组件；所述辅助喷射系统具有第一状态、第二状态、第三状态；所述第一输送部通过所述喷射组件在所述第一状态用于向燃烧室内喷射液体；所述第二输送部通过所述喷射组件在所述第二状态用于向燃烧室内喷射高压气体；所述第一输送部、第二输送部在所述第三状态均关闭；所述控制部用于控制所述辅助喷射系统在所述第一状态、第二状态以及第三状态之间的切换。

在辅助喷射系统的实施例中，所述控制部包括位于第一输送部的第一控制阀、位于输送喷射部的第二控制阀以及分别连通第一输送部、第二输送部以及喷射组件的三通控制阀。

在辅助喷射系统的实施例中，所述喷射组件与所述三通控制阀之间还包括有单向阀。

在辅助喷射系统的实施例中，所述喷射组件的喷射部包括稳压腔，所述稳压腔的一侧连接有用于输送由第一输送部或第二输送部运送的工质的管道，所述稳压腔的另一侧设置有喷口。

在辅助喷射系统的实施例中，所述喷射组件包括一个或多个喷射部。

在辅助喷射系统的实施例中，所述第一输送部包括储液器、泵、以及输送液体的第一管路。

在辅助喷射系统的实施例中，所述液体为水。

根据本实用新型另一个方面的一种发动机，包括以上任意一项所述的辅助喷射系统以及燃烧室。

在发动机的实施例中，所述燃烧室包括多个燃烧室单元，每个燃烧室单元均对应有喷射组件，所述喷射组件沿周向设置于所述燃烧室单元的头部。

根据本实用新型又一个方面的一种动力总成，包括以上任意一项所述的发动机，每一个发动机的第二喷射部可连通其余发动机，以获得高压气体。

本实用新型的进步效果至少包括：

1.缩短航空发动机的起动时间，使极端工况下的起动时间达到适航要求。

2.解决极端工况下，起动机带转转速不足，燃烧室无法成功点火的问题，拓宽起动包线。

3.减小发动机对起动机输出功率的需求，与传统发动机相比可采用尺寸更小的起动机，降低发动机重量。

4.极端起飞状态下(如高温高原起飞、单发失效起飞)，可短暂提升发动机推力，保证飞机正常起飞。

5.极端起飞状态在燃烧室内注水，能够降低燃烧室温度，延长燃烧室、涡轮的使用寿命，并减少氮氧化物排放。

附图说明

本实用新型的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：

图1是航空发动机的结构示意图。

图2是本案的辅助喷射系统的实施例的结构示意图。

图3是本案的辅助喷射系统的喷射器的实施例的结构示意图。

图4是本案的发动机的实施例的极端工况起动的流程图。

图5是本案的发动机的实施例的增推力起飞的流程图。

具体实施方式

下述公开了多种不同的实施所述的主题技术方案的实施方式或者实施例。为简化公开内容，下面描述了各元件和排列的具体实例，当然，这些仅仅为例子而已，并非是对本实用新型的保护范围进行限制。例如在说明书中随后记载的第一特征在第二特征上方或者上面形成，可以包括第一和第二特征通过直接联系的方式形成的实施方式，也可包括在第一和第二特征之间形成附加特征的实施方式，从而第一和第二特征之间可以不直接联系。另外，这些公开内容中可能会在不同的例子中重复附图标记和/或字母。该重复是为了简要和清楚，其本身不表示要讨论的各实施方式和/或结构间的关系。进一步地，当第一元件是用与第二元件相连或结合的方式描述的，该说明包括第一和第二元件直接相连或彼此结合的实施方式，也包括采用一个或多个其他介入元件加入使第一和第二元件间接地相连或彼此结合。

另外，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实用新型和简化描述，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实用新型保护范围的限制；方位词“内、外”是指相对于各部件本身的轮廓的内外，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，因此也不能理解为对本实用新型保护范围的限制。

同时，本申请使用了特定词语来描述本申请的实施例。如“一个实施例”、“一实施例”、和/或“一些实施例”意指与本申请至少一个实施例相关的某一特征、结构或特点。因此，应强调并注意的是，本说明书中在不同位置两次或多次提及的“一实施例”或“一个实施例”或“一些实施例”并不一定是指同一实施例。此外，本申请的一个或多个实施例中的某些特征、结构或特点可以进行适当的组合。

参考图2，用于向发动机的燃烧室内喷射工质辅助喷射系统包括第一输送部101、第二输送部102、控制部4、喷射组件9；具有第一状态、第二状态、第三状态。在第一状态下，发动机在起飞过程需要增加推力，例如对应发动机在高温天气飞机在高原起飞的情况下，第一输送部101通过喷射组件9向燃烧室喷射液体，液体在燃烧室内迅速蒸发膨胀，对增加对涡轮的推力，以实现发动机的增推力，使得飞机顺利起飞。在第二状态下，发动机在起动过程需要增加推力，例如对应极端低温情况，燃烧室进口气流总温、马赫数依然过低，不能满足燃烧室成功点火的条件，此时第二输送部102通过喷射组件9向燃烧室喷射高压气体，增加对涡轮的推力，帮助发动机顺利起动。在第三状态下，发动机处于正常工况，此时无需向燃烧室额外喷射工质，第一输送部101、第二输送部102关闭。控制部4用于控制辅助喷射系统在所述第一状态、第二状态以及第三状态之间的切换。如此设计的有益效果在于，实现了发动机对应不同极端工况下的起动、起飞；对于极端工况的起动过程，可缩短航空发动机的起动时间；减小发动机对起动机输出功率的需求，与传统发动机相比可采用尺寸更小的起动机；对于极端工况的起飞过程，极端起飞状态下(如高温高原起飞、单发失效起飞)，可短暂提升发动机推力，保证飞机正常起飞，降低发动机重量。具体地，第一输送部101的具体结构可以是储液器1、泵2、以及输送液体的第一管路，第二输送部102的具体结构可以是高压气源5以及输送气体的第二管路。若飞机在地面起动，高压气源5可从地面气源提供；若飞机在空中起动，高压气源5可从飞机的动力总成中的另一个正常工作的发动机提供。上述喷射的液体优选地可以是水，水的膨胀做工能力强，且廉价易得，降温效果明显，能够降低燃烧室温度，延长燃烧室、涡轮的使用寿命，并减少氮氧化物排放。喷射组件9除了图2、图3所示的实施例中，喷射组件9的具体结构可以是第一输送部101、第二输送部102共用一个喷射部，也可以是两者分别单独配备一个喷射部，根据具体的结构需要选择，不以图2、图3所图示的实施例为限。喷射部的具体结构可以是如图3所示的实施例，但不以此为限。喷射部可以包括稳压腔16，稳压腔16的一侧连接有用于输送由第一输送部101或第二输送部102运送的工质的管道15，稳压腔16的另一侧设置有喷口17。

继续参考图2，在一些实施例中，控制部4的具体结构可以是位于第一输送部101的第一控制阀3、位于第二输送部102的第二控制阀6以及分别连通第一输送部101、第二输送部102以及喷射组件9的三通控制阀7。储液器1、水泵2、第一控制阀3通过管道首尾相接，最后连接到三通阀7的第一入口支路；高压气源5、第二控制阀6通过管道首尾相接，最后连接到三通阀7的第二入口支路；三通控制阀7的出口喷射组件9。泵2、第一控制阀3、第二控制阀6以及三通阀7通过控制线路与控制部4相连。控制部4可获取并检测全部发动机测点及部分飞机测点的测量参数，并根据测量参数控制发动机所有执行机构的作动。对于图2所示的辅助喷射系统的实施例，控制部4负责监测泵2、第一控制阀3、第二控制阀6以及三通阀7处的水压和气流总压，控制泵2、第一控制阀3、第二控制阀6以及三通阀7的作动及高压气源5的气体来源。优选地，在三通控制阀7的出口与喷射组件9之间还设置有单向阀8，单向阀8的设置，可以防止倒流，并且单向阀8可以采用机械结构，降低了控制部4的运算量，降低控制部4的运算量以及控制难度。

参考图2、图3所示，从第一输送部101、第二输送部102输送的工质通过喷射组件9喷射入发动机的燃烧室。三通阀7出口可能连接多个燃烧室单元14，这些燃烧室单元14呈环形排列在燃烧室内，每个燃烧室单元14均对应有喷射组件9，为使示意图简洁，图2只详细描述了其中一个燃烧室单元14，每个燃烧室单元14包括有火焰筒10、燃油管路11、头部12、点火器13。喷射组件9为环形结构，沿周向设置于燃烧室单元14的头部12，环形结构可以充分增加工质在燃烧室中的喷射面积，优化增加推力的效果。

上述实施例介绍的辅助喷射系统在飞机上的具体运行流程，第一状态，以极端低温天气、飞行马赫数低的起动为例，下述为“极端起动”；以及第二状态，极端工况下，以高温天气飞机在高原需要增加推力起飞为例，下述为“增推力起飞”。

辅助喷射系统的工作原理为当发动机处于正常工作状态时即第三状态时，控制部4执行关闭逻辑，通过控制线路发出信号，关闭第一控制阀3、第二控制阀6，停止水泵2的运转。

一.极端起动

辅助喷射系统的运行流程如图4所示，对工作过程中各步骤进行说明：

飞行员按下飞机驾驶仓内的起动开关，发动机开始起动。

控制部4根据飞机及发动机机载测点采集到的信号判定发动机是否处于极端起动状态。极端起动状态具体判断方式为：

a)根据发动机进口总温、总压、飞行马赫数等工况参数预先判断在当前飞行状态下可能起动失败；

b)起动机已经工作较长时间后发动机仍无法起动成功。

控制部根据各阀门位移传感器反馈的作动位置判断各阀门是否正常工作，如果控制部对阀门给出的位移指令与位移传感器反馈值差异超限，则将辅助喷射系统保持在关闭逻辑，并将告警状态显示在飞行员仪表上。

控制部4判定高压气源5的供气来源，若飞机在地面起动，高压气源5可从地面气源提供；若飞机在空中起动，高压气源5可从APU或者另一个正常工作的发动机提供。选定高压气来源后，控制部4将检测第二控制阀6处的气流总压，若总压不能稳定在一个较高值，则将辅助喷射系统保持在关闭逻辑，并将告警状态显示在飞行员仪表上。

选定高压气来源后，控制部4通过控制线路关闭第一控制阀3，打开第二控制阀6，控制三通阀7作动使得第二入口支路与出口相连。若高压气源5气体压力大于火焰筒10内压力，则气流会从高压气源5经过单向阀8进入稳压腔16，经由喷口17加速，喷入火焰筒10的核心区域(图2虚线区域)，此时供油管路11喷出燃油，点火器13开始工作，燃烧室点火成功。燃烧室点火成功后，发动机转速开始加速上升。

当火焰筒10内压力提升到大于高压气源压力时，单向阀8关闭，阻止气流倒灌。发动机可依靠涡轮的输出功继续升转到慢车状态，当控制部4判定发动机达到慢车状态时执行上文所述关闭逻辑。

二.增推力起飞

辅助喷射系统的运行流程如图5所示，对工作过程中各步骤进行说明：

发动机到达慢车状态后，控制部4时刻监测储水器1的水位、水泵2、各控制阀门作动位置是否处于正常状态，若出现异常状态则将告警信息显示在飞行员仪表上。

发动机达到慢车状态后，若飞行员将油门杆推到增推力起飞位置，且控制部4检测到压气机进口流量及涡轮出口温度超过某固定值，则控制部4开始执行增推力起飞逻辑。

控制部4通过控制线路发出指令使水泵2运转，关闭第二控制阀6，打开第一控制阀3，控制三通阀7作动使得第一入口支路与出口相连，若储水器1压力大于火焰筒10内压力，则水流会从储水器1进入稳压腔16，再经喷口17喷入火焰筒10的核心区域(图2虚线区域)，此时火焰筒10核心区域的温度很高，会使水迅速气化成水蒸气，与燃气掺混流入涡轮。此时，涡轮进口的气流温度下降，压力提升，涡轮输出功增加，发动机转速上升，推力增加。

喷射组件9的注水量大小取决于水泵的功率，控制部4根据测点反馈的压气机进口流量、涡轮出口温度控制水泵的功率。

当控制部4检测到以下任一情况，则执行所述关闭逻辑：a)飞机油门杆离开增推力起飞状态；b)水箱的水位过低；c)水泵工作状态异常或各阀门作动位置异常；d)水泵下游的水压低于涡轮出口气流总压。

综上，采用上述实施例的辅助喷射系统、发动机以及动力总成的有益效果至少包括：

1.缩短航空发动机的起动时间，使极端工况下的起动时间达到适航要求。

2.解决极端起动工况下，起动机带转转速不足，燃烧室无法成功点火的问题，拓宽起动包线。

3.减小发动机对起动机输出功率的需求，与传统发动机相比可采用尺寸更小的起动机，降低发动机重量。

4.极端起飞状态下(如高温高原起飞、单发失效起飞)，可短暂提升发动机推力，保证飞机正常起飞。

5.极端起飞状态在燃烧室内注水，能够降低燃烧室温度，延长燃烧室、涡轮的使用寿命，并减少氮氧化物排放。

本实用新型虽然以上述实施例公开如上，但其并不是用来限定本实用新型，任何本领域技术人员在不脱离本实用新型的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改，例如将本实用新型的辅助喷射系统、发动机以及动力总成应用作为航改燃气轮机系统应用于船用领域等等。因此，凡是未脱离本实用新型技术方案的内容，依据本实用新型的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本实用新型权利要求所界定的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种辅助喷射系统，用于向发动机的燃烧室内喷射工质，其特征在于，包括第一输送部、第二输送部、控制部、喷射组件；

所述辅助喷射系统具有第一状态、第二状态、第三状态；

所述第一输送部通过所述喷射组件在所述第一状态用于向燃烧室内喷射液体；

所述第二输送部通过所述喷射组件在所述第二状态用于向燃烧室内喷射高压气体；

所述第一输送部、第二输送部在所述第三状态均关闭；

所述控制部用于控制所述辅助喷射系统在所述第一状态、第二状态以及第三状态之间的切换。

2.如权利要求1所述的辅助喷射系统，其特征在于，所述控制部包括位于第一输送部的第一控制阀、位于第二输送部的第二控制阀以及分别连通第一输送部、第二输送部以及喷射组件的三通控制阀。

3.如权利要求2的所述辅助喷射系统，其特征在于，所述喷射组件与所述三通控制阀之间还包括有单向阀。

4.如权利要求1所述的辅助喷射系统，其特征在于，所述喷射组件的喷射部包括稳压腔，所述稳压腔的一侧连接有用于输送由第一输送部或第二输送部运送的工质的管道，所述稳压腔的另一侧设置有喷口。

5.如权利要求1所述的辅助喷射系统，其特征在于，所述喷射组件包括一个或多个喷射部。

6.如权利要求1所述的辅助喷射系统，其特征在于，所述第一输送部包括储液器、泵、以及输送液体的第一管路。

7.如权利要求1所述的辅助喷射系统，其特征在于，所述液体为水。

8.一种发动机，其特征在于，包括如权利要求1-7任意一项所述的辅助喷射系统以及燃烧室。

9.如权利要求8所述的发动机，其特征在于，所述燃烧室包括多个燃烧室单元，每个燃烧室单元均对应有喷射组件，所述喷射组件沿周向设置于所述燃烧室单元的头部。

10.一种动力总成，其特征在于，包括至少两个如权利要求8或9所述的发动机，每一个发动机的第二输送部可连通其余发动机，以获得高压气体。

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