CN86108062A - 燃气涡轮发动机加力燃烧室 - Google Patents

Abstract

通过在导流器(12)上恰当地设置孔眼(44)或槽眼(32)来改进燃气涡轮发动机加力燃烧室火焰稳定器(10)的导流器(12)的工作状态，以改善点火和稳定特性。其中孔眼或槽眼的方位是产生涡流场的关键因素。

Description

本发明涉及带加力燃烧室的燃气涡轮发动机，更具体地说，是涉及改进加力燃烧室的点火和稳定燃烧特性的方法。

众所周知，动力燃烧室包括一个人们所熟知的、由一个支撑在加力燃烧室机匣中心内的导流器和多个径向伸展的流道组成的火焰稳定器，多个位于火焰稳定器上游向发动机排气中恰当地喷射燃油的喷油环。含燃油的排气被带入并在火焰燃烧器的空气动力涡动力区中点火燃烧。导流器的设计要能提供一重复循环区域使燃油的燃烧特性稳定，以便燃烧特性稳定，以便燃烧持续并将火焰传播到火焰稳定器的周围。

在飞机执行任务的飞行包络内，加力燃烧室在任何时间内应能起动，但据了解在某些飞行状态下，点火和/或续航不是很成功的。

加力燃烧室的典型的导流器为圆顶形或“V”形，其顶点朝向喷油环喷油的方向，在带油的空气流过导流器的后边缘以后，一部分油气混合物向相对于发动机排气流的后方移动并在导向器内部重复循环，含油空气被带到导流器内的点火器附近，除非油气混合物在适当的比例范围内，否则燃烧不会持续。已经知道，在此以前的设计中，对持续燃烧的要求来说，油气混合物时常是太贫或太富。已有试验证明本发明的导流器在所有的飞行状态下，能适应在很宽的油气混合比下工作。

我们已经发现，可用开孔或槽使含油空气断续流入导流器来避免导流器内的油气混合物问题，孔和槽按照预先确定的相对于点火器的位置和方向设置，特别是在圆顶形（按横断面）导流器中，开孔的位置在火焰稳定器前缘的下游且在前缘邻近处。开孔的方向是其所处平面和开孔的侧壁相平行，且垂直于发动机的中心线，以便使气流进入导流器的方向与圆顶形的顶点内壁相切，同时进入处与点火器间保持一段距离，以便油气混合物流过它附近。多次试验表明，采用本发明的导流器能在点火器附近形成一个小的重复循环流区域，并已证明提供有效的点火特性。

上节所描述的按本发明使围绕导流器整个周围产生循环流，导流器的稳定性能因而得到改进。本发明考虑、除改进点火以外，还如上所述，在环绕导流器圆周垂直于导流器中心线的平面内设置开孔来提高稳定性。开孔的方位是使气流从前前缘的内表面的切线方向进入导流器。

在此以前的某些已知系统中，加力燃烧室在导流器周围装置屏蔽面来迫使气流形成改善的气流重复循环区域，屏蔽面使形成一靠近导流器外表面的流线并引导附近的含油空气到导流器的尾端，采用这种设计的加力燃烧室未能从所有的飞行情况中获得期望的稳定特性。

本发明的目的是为燃气涡轮发动机加力燃烧室的导流器改进点火特性和稳定特性。

本发明的一个特点是在导流器的上游端上安置适宜的孔眼来引油气混合物进入导流区紧邻点火器处，孔眼的位置和取向的选择是要求能在邻近点火器处造成涡流场。

另一个特点是在围绕导流器周围的适当位置上装置多个孔眼来改善导流器的综合稳定特性。

其它特点和优点从说明书、权利要求和表示本发明的一个实例的附图中，将明显地看清楚。

图1    是燃气涡轮发动机加力燃烧室的火焰稳定器正视图。

图2    是沿图1中线2-2截取的剖视图，并表示有一典型的燃油喷环。

图3    是显示本发明的一个局部放大俯视图。

图4    是证明本发明所实现的点火能力改进的曲线图。

图5    是表示改进本发明的稳定性包迹线的一个在实际使用中的典型导流器的试验典线图。

图6    表示本发明另一以孔眼代替槽眼的实施例的火焰稳定器局部视图。

虽然本发明的最佳实施例是结合“U”形或圆顶形导流器描述的，一个本领域的技术人员将不难了解到本发明对其它外形的加力燃烧室也是适用的。为简单方便起见，仅对加力燃烧室与本发明有关部分予以描述，对加月燃烧室的更详尽细节，应参考联合技术公司普拉特·惠特尼航空部门制造的F-100发动机和转让给本专利申请的同一受让人的美国N.4，423，595号专利，二者均包括在本文中以作参考。

图1至图3中指出，加力燃烧室包括一个通常用标号10表示的火焰稳定组件，组件10具有导流器12，点火器接口14和16及许多个作径向地向内或向外伸展并围绕导流器12圆周分布的径向流槽18。

从图2中可看到，一合适的喷环20把燃油喷入发动排气流中，如箭头A所示，于是含排气的燃油被引导到导流器12，如箭头B指向的点划线所示，当含排气的燃油流过导流器12的后部边缘24时，压力流型将促使气流向支承在点火器接口14和16内的点火器26流动，合成的燃油空气混合物流过导流器12并被吸入气体重复循环区域30。重复循环气流促使部份燃油空气混合物流到最接近点火器26处并在点火器发射火花时被点着。在某些情况下，向点火器接近的燃油空气混合物太贫以致不能点火。

按照本发明，在导流器12中精确地定位并取向的孔眼用于改善加力燃烧室10的点火和稳定特性。从图2和图3中看到的一个实施例中，在导流器壁上形成的槽眼32沿着与导流器12的前缘38附近的空气流方向相垂直的方向设置，以便槽眼的前边基本上和导流器12前缘38的后壁部分的内表面40在一直线上。槽眼从垂直于发动机的中心线的方向（与导流器12的中心线平行）加工，以便它穿透导流器12的内表面并尽可能和内表面40近似于相切。

在这构造中，含排气的燃油从槽眼32进入，于是获得的旋流使在点火器26附近形成旋涡重复循环区域42，这使燃油空气混合物得到富化，而且很明显的是并不要求使用其它复杂的工具，例如，专用的喷杆构件。

本发明的另一实施例表示在图6中，图中显示的许多个钻孔44相对于排气流横向布置，同样，每个孔是沿垂直于发动机中心线方向并在前缘38的内壁40的附近钻制。在每一个结构里，应设计出精确的位置和取向使在点火器附近产生重复循环的旋涡区域。

当利用图1至1图3所示的槽眼结构时，最好考虑一些防止发生裂缝的措施，一个合适措施是在槽眼的两端作成足够的圆弧形50或者钻孔。

如图1中所列举的，许多个槽眼32（或钻孔44）设置在围绕导流器12的圆周上来提高燃烧稳定性，燃油和富气混合物流入这些槽眼32或孔眼44为的是产生许多涡心（区域42）来改进稳定性。每个加力燃烧室上的槽眼数量和分布将随每一室特定的用途来确定。

本发明实测的与在以前人们所熟知的加力燃烧室中屏蔽式导流器相比，已证实本发明的火焰稳定器在中，适应油气比和高度范围的能力，较非本发明的火焰稳定器宽，这些比较表示在图4的着火特性比较和图5的稳定性包络特性比较中。

在图4中，点划线C代表的曲线表示屏蔽式导流器在给定高度下点火能接着产生的油汽比范围，曲线C′表示使用本发明时，点火的扩展范围。尽管屏蔽式导流器在低油气比时，能给出相类似的结果，不带屏蔽的火焰稳定器表示不出这些结果，如曲线C″所示。所以，本发明使用的火焰稳定器在贫油气比的低段能产生相似结果，而不需用作为屏蔽件的易引起阻塞的金属构件，使大大地扩大了富油气和高空点火能力。

图5是屏蔽式导流器火焰稳定器和本发明使用的火焰稳定器的稳定特性比较的实际试验数据，曲线E说明屏蔽式导流器火焰稳定器的稳定情况，曲线E′则是说明使用本发明的火焰稳定器的稳定情况，当加力燃烧室在各自的曲线上运行，则曲线表示任一高度时，各种油气比值下的稳定性。

此外，本发明的火焰稳定器，不论是按照可以允许的油气比，或还是按照高空性能指标要求，均大大扩大了工作范围。

不言而喻，本发明不限于本说明书已展示并介绍的特定实施例，也包括不脱离这新颖概念的精神和范围作出的各种变化和修改，如权利要求中所限定的。

Claims (9)

1、一个配置在燃气涡轮发动机加力燃烧室火焰稳定器上的环形导流器，具有位于前端、构成前缘的封闭端和一个容许携带燃油的发动机排气进入的尾端敞口部分及一个配置在它内部的点火器，本发明的特征在于一个位于前缘附近，容许携带燃油的发动机排气进入所述导流器的小孔眼，所述小孔眼相对于所述导流器和点火器的取向、使在所述点火器附近产生涡流区。

2、一个环形导流器，其特征在于一个在所述导流器前缘附近，沿所述燃气发动机排气流方向的横向设置的槽眼，且具有限定所述槽眼的前端后壁部分，所述前端后壁部分垂直于所述环形导流器的中心线，同时所述槽眼和点火器间有一段距离，流过槽眼的、用燃油加浓了的发动机排气流在点火器处产生一涡流区、且使该涡流区接近所述点火器。

3、根据权利要求2的环形导流器中，火焰稳定器包括许多个围绕所述导流器圆周分布的径向伸展的流槽，其特征在于所述槽眼伸展在所述许多流槽的两相邻流槽之间。

4、根据权利要求3的环形导流器，其特征在于所述小孔眼为一个槽眼。

5、根据权利要求3的环形导流器，其特征在于所述小孔眼为许多钻孔。

6、根据权利要求1的环形导流器，其中所述环形导流器的模断面为圆顶形，其特征在于小孔眼的前壁部份和所述导流器靠近所述前缘的所述圆顶形顶点的内壁重合。

7、根据权利要求6的环形导流器，其特征在于有多个围绕所述导流器圆周分布的小孔眼，凭借它们提高燃烧的稳定性。

8、根据权利要求7的环形导流器，其特征在于所述多个小孔眼为槽眼。

9、根据权利要求3的环形导流器，其特征在于围绕所述导流器的圆周均布的多个槽眼，每一槽眼的尺寸是使它的横向长度不大于两相邻流槽间的间距，且每一槽眼被分布在相邻流槽之间，凭借它们来提高导流器的稳定特性。

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