具有两个偏置喷头的环形燃烧室制造技术

用于飞机发动机燃气轮机的偏置环形燃烧室（１）包含导航喷头（１２）和起飞喷头（１４），导航喷头具有多个分布在导航喷头室端壁（８）上的喷嘴系统（１６），导航喷头室端壁将燃烧室内部纵向延伸侧壁（４）和导航喷头外部纵向延伸侧壁（６）相连接，起飞喷头在径向和轴向上与导航喷头偏置，且包含多个分布在起飞喷头室端壁（１０）上的喷嘴系统（１８），起飞喷头室端壁将导航喷头外部纵向延伸侧壁和起飞喷头外部纵向延伸侧壁（２）相连接，导航喷头具有至少Ｎ个具有适于点火和接近空载速度的总透气率ＰＡ的相同喷嘴系统，起飞喷头具有至少２Ｎ个具有总透气率ＰＢ的相同喷嘴系统，ＰＢ大于或等于ＰＡ，透气率ＰＡ为进入燃烧室内的总空气流量的１０％至４０％，而透气率ＰＢ为进入燃烧室内的总空气流量的３０％至７０％。（*该技术在2022年保护过期，可自由使用*）

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及用于飞机发动机燃气轮机的具有两个偏置喷头的环形燃烧室领域。本专利技术尤其涉及装于这种燃烧室上的燃料喷嘴系统的布置。
技术介绍
燃气轮机燃烧室以常规的方式由纵向延伸且利用燃烧室端壁连接的内、外环形侧壁形成。燃烧反应在所述室内进行，该室这样构造，即它收到的空气流至少分成三部分燃烧空气；稀释空气；和不直接参与燃烧现象的冷却室壁所需的空气。因此，所述室包含主区或燃烧区和称作“稀释”区的次区，该次区位于前述主区的下游。燃料经位于穿过燃烧室端壁的孔中的燃料喷嘴送入燃烧室。用于燃烧区的空气部分地经其端壁且可能经所述喷嘴导入燃烧室，且部分地经在纵向延伸的侧壁上加工的孔导入燃烧室。稀释空气一般经一或多排同样分布在燃烧室侧壁上的孔导入燃烧室的更下游。通过这些设计，目前使用的燃烧室很难使燃烧的污染排放物最少，尤其是氮、一氧化碳和未燃尽的碳氢化合物形成的排放物。为了解决这一问题，已知使用具有两个偏置喷头的燃烧室，即其中燃料喷嘴在所谓的“导航”喷头(pilot head)和所谓的“起飞”喷头(take-off head)之间共享的燃烧室，该起飞喷头在径向和轴向上与导航喷头间隔开，且沿燃烧室内气流的方向位于导航喷头的下游。通常，“导航”喷嘴用于点火和发动机空载时，而“起飞”喷嘴用于“全油门”(full throttle)阶段，尤其是在起飞和巡航时。通常，导航喷嘴连续供应燃料，而起飞喷嘴仅在某一确定的最小速度之上时供应燃料。因此，例如文献FR2727193公开了一种环形燃烧室，其中喷嘴分布在导航喷头和起飞喷头上。导航喷头装有适于减慢速度的透气率(permeability)为P1的n个喷嘴。起飞喷头也装有能使起飞喷头在低速时点火的透气率为P1的n个喷嘴，加上适于全负载状态的透气率为P2＞P1的n个起飞喷嘴(其中有关n个喷嘴的术语“透气率”与流经全部总空气流量相关)。所述n个导航喷嘴的透气率P1为进入燃烧室内的总空气流量的10％至12％。假定由于空气为到达起飞喷头而经过导航喷头造成了压头损失，那么n个第一起飞喷嘴的相同透气率P1约为进入的空气流总量的8％至10％。相反，n个第二起飞喷嘴的透气率P2为所述总空气流量的26％至35％。这种配置容易在空载状态和扇形燃烧(SB)状态之间切换，其中在空载状态时仅n个导航喷嘴供燃料，而在扇形燃烧状态时仅起飞喷嘴中的n个透气率为P1的起飞喷嘴点火。然而，因为在起飞喷嘴的透气率P2和透气率P1之间有很大的差别，所以随后的从扇形燃烧(SB)到全油门(FT)的切换更加困难。仅仅可以供应较多燃料，且使发动机高速运转才能实现(在文献FR2727193中描述了一旦高压压缩机达到其额定全油门转速的70％时，透气率为P2的n个起飞喷嘴点火)。遗憾的是，在扇形燃烧状态下延长时间的操作具有下述缺陷在高压涡轮机叶片上的温度分布不是最佳，且交替点火的喷嘴和起飞喷头中出错的喷嘴促使化学反应“凝固”，从而影响燃烧效率，且促使不希望的颗粒排出物和未燃尽的燃料排出。
技术实现思路
本专利技术旨在通过提出一种具有两个偏置喷头的环形燃烧室来解决这些缺陷，与使用一或两个喷头的现有技术相比，该燃烧室具有显著扩展的工作范围，同时仍然可以控制温度分布曲线，且减少污染排放物。为此，本专利技术提供了一种用于飞机发动机燃气轮机的偏置环形燃烧室，该燃烧室包含一导航喷头和一起飞喷头，该导航喷头具有多个分布在导航喷头室端壁上的喷嘴系统，该导航喷头室端壁将燃烧室的内部纵向延伸侧壁和导航喷头的外部纵向延伸侧壁相连接，该起飞喷头相对于导航喷头在径向和轴向上偏置，且包含多个分布在起飞喷头室端壁上的喷嘴系统，该起飞喷头室端壁将所述导航喷头的外部纵向延伸侧壁和起飞喷头的外部纵向延伸侧壁相连接，该导航喷头具有至少N个基本相同的喷嘴系统，这些喷嘴系统具有适于点火和接近空载的速度的总透气率PA，所述起飞喷头具有至少2N个基本相同的喷嘴系统，这些喷嘴系统具有总透气率PB，其中PB大于或等于PA，该燃烧室的特征在于，透气率PA为进入燃烧室内的总空气流量的10％至40％，而透气率PB为进入燃烧室内的总空气流量的30％至70％。对于起飞喷头而言，使用2N个具有相同的单个透气率的喷嘴系统，可以确保在良好条件下从空载到SB和从SB到FT的转换，其中可以在慢速运行、甚至接近空载时执行从SB到FT的转换。在优选的配置中，透气率PA为进入燃烧室内的总空气流量的17％至21％，而透气率PB为上述气流的36％至45％。起飞喷头的外部纵向延伸侧壁以及导航喷头的外部纵向延伸侧壁，以及内部侧壁具有成排的稀释孔。对于所述外部纵向延伸侧壁上的外部孔而言，经所述稀释孔进入的空气流量为进入燃烧室的总空气流量的4％至10％，最好是6％至8％，对于所述内部侧壁上形成的内部孔而言，为2％至8％，最好是4％至6％。优选的是，导航喷头和起飞喷头的喷嘴系统的轴线正对用于排出燃烧产生的气体的公共环形区域。导航喷头和起飞喷头的喷嘴系统安装在可垂直于发动机的轴线，或者是圆锥形的燃烧室端壁上。附图说明从下面参照附图给出的描述中，本专利技术的其他特征和优点将更加明显，其中附图示出了一实施例，但该实施例在任何情况下都不受限制。图1是构成本专利技术的一实施例的燃烧室的轴向半剖示意图；图2是喷嘴系统如何分布在导航喷头和起飞喷头端壁上的示例的局部简图；以及图3是根据本专利技术的喷嘴系统的一具体实施例的剖视图。具体实施例方式首先参照图1，该图是示出了构成本专利技术的一实施例的燃烧室的轴向半剖示意图。基准轴线X-X对应装有这种燃烧室的发动机的轴线。燃烧室1是具有导航喷头12以及在径向和轴向上相对于导航喷头偏置的起飞喷头14的环形类型，所述起飞喷头沿燃烧室内气流方向位于导航喷头的下游。燃烧室尤其是由起飞喷头的外部纵向延伸侧壁2、导航喷头的内部纵向延伸侧壁4、以及导航喷头的外部纵向延伸侧壁6构成。导航喷头的燃烧室横向端壁8将导航喷头外部侧壁6和内部侧壁4连接在一起，而起飞喷头外部侧壁2和导航喷头外部侧壁6通过类似地横向延伸的起飞喷头的端壁10连接。如图2所示，燃料喷嘴系统16、18位于经过导航喷头和起飞喷头的各端壁8和10的孔16a和18a中。更准确地说，导航喷头12具有N个基本相同且规则地分布在轴线X-X周围的燃料喷嘴系统16，而起飞喷头14具有2N个基本相同且也规则地分布在轴线X-X周围的燃料喷嘴系统18。因此，在等于2π/N的燃烧室的角扇区内，对于导航喷头的每一喷嘴系统16来说，可以发现有起飞喷头的两个喷嘴系统18。所述喷嘴系统基本上以交错排列的形式布置。术语“交错排列”用于指在2π/N的角扇区内，导航喷头的喷嘴系统16的角位置位于基本上与起飞喷头的两个喷嘴系统的角位置距离相等的位置。导航喷头12和起飞喷头14可以装有用于以机械、气动或预混方式喷射燃料的任何现有类型的喷嘴系统。下面参照图3详细描述喷嘴系统的导航喷头12的N个喷嘴系统具有总透气率PA，起飞喷头14的2N个喷嘴系统具有总透气率PB，PB大于或等于PA。优选的是，2PA≤PB≤3PA，最好是2.5PA≤PB≤3PA。术语“总”透气率，PA或PB，用于表示分别流经导航喷头的全部N个喷嘴系统和流经起飞喷头的全部2N个喷嘴系统的空气流量，即PA＝Npa，PB＝2Npb，其中pa是导航喷头本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于飞机发动机燃气轮机的偏置环形燃烧室（１），该燃烧室包含一导航喷头（１２）和一起飞喷头（１４），所述导航喷头具有多个分布在导航喷头室端壁（８）上的喷嘴系统（１６），该导航喷头室端壁将燃烧室的内部纵向延伸侧壁（４）和导航喷头的外部纵向延伸侧壁（６）相连接，所述起飞喷头在径向和轴向上相对于导航喷头（１２）偏置，且包含多个分布在起飞喷头室端壁（１０）上的喷嘴系统（１８），该起飞喷头室端壁将导航喷头的外部纵向延伸侧壁（６）和起飞喷头的外部纵向延伸侧壁（２）相连接，所述导航喷头（１２）具有至少Ｎ个基本相同的喷嘴系统（１６），这些喷嘴系统具有适于点火和接近空载的速度的总透气率ＰＡ，所述起飞喷头（１４）具有至少２Ｎ个基本相同的喷嘴系统（１８），这些喷嘴系统具有总透气率ＰＢ，其中ＰＢ大于或等于ＰＡ，该燃烧室的特征在于，透气率ＰＡ为进入燃烧室内的总空气流量的１０％至４０％，而透气率ＰＢ为进入燃烧室内的总空气流量的３０％至７０％。

【技术特征摘要】
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【专利技术属性】
技术研发人员：克里斯托夫博杜安，帕特里斯安德烈科马雷，埃里克勒莱蒂，克里斯托夫维吉耶，
申请(专利权)人：SNECMA发动机公司，
类型：发明
国别省市：FR[法国]