辅助喷射系统、发动机、动力总成技术方案

本实用新型专利技术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。

Auxiliary injection system, engine, powertrain

【技术实现步骤摘要】
辅助喷射系统、发动机、动力总成
本技术涉及发动机
，尤其涉及一种辅助喷射系统、发动机以及动力总成。
技术介绍
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。
技术实现思路
本技术的一个目的是提供一种辅助喷射系统。本技术的一个目的是提供一种发动机。本技术的一个目的是提供一种动力总成。根据本技术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。根据本技术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。根据本技术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。本技术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。附图说明本技术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，并非是对本技术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技术和简化描述，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技术保护范围的限制；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技术保护范围的限制。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本文档来自技高网...

【技术保护点】
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；/n所述辅助喷射系统具有第一状态、第二状态、第三状态；/n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；/n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；/n所述第一输送部、第二输送部在所述第三状态均关闭；/n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。/n

【技术特征摘要】
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...

【专利技术属性】
技术研发人员：吴明峰，严红明，李华雷，郑恒，
申请(专利权)人：中国航发商用航空发动机有限责任公司，
类型：新型
国别省市：上海;31