一种用于飞机涡轮发动机的燃烧室包括环形室端壁结构(40)、安装在所述室端壁结构中，并被配置为输送一片燃料的环形排主喷射系统(42)，包括中央再循环区域(62)和围绕所述中央再循环区域(62)的角落再循环区域(64)，以及辅助喷射系统(72)，每个辅助喷射系统被配置成将空气和燃料的附加流直接喷射到对应的角落再循环区域(64)。循环区域(64)。循环区域(64)。
【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】包括辅助喷射系统的燃烧室，以及燃料供应方法
[0001]本专利技术涉及航空器涡轮发动机领域，并且更具体地涉及配备有喷射系统的燃烧室，该喷射系统产生形成中央再循环区域和角落再循环区域的空气和燃料混合物的旋转流。
[0002]本专利技术还涉及包括这种燃烧室的涡轮发动机，以及向这种燃烧室供应燃料的方法。
技术介绍
[0003]附图1说明了用于航空器的涡轮发动机10，例如旁路涡轮喷气发动机，一般来说，包括用于吸入气流的风扇12，该气流在风扇的下游分为供应涡轮发动机核心的一次流PF和绕过该核心的辅助流SF。涡轮发动机的核心一般包括低压压缩机14、高压压缩机16、燃烧室18、高压涡轮机20和低压涡轮机22。涡轮发动机由围绕辅助流SF流动空间的引擎机舱24流线型化。涡轮发动机的转子安装成围绕涡轮发动机的纵轴线28旋转。
[0004]在整个说明书中，除非另有规定，轴向X是纵轴线28的方向，径向R在每一点上都是与纵轴线28正交并通过后者的方向，而圆周或切线方向C在每一点上都是与径向R和纵轴线28正交的方向。术语“径向内”和“径向外”分别指元件相对于纵轴线28的相对接近度和相对距离。最后，参考涡轮发动机一次流PF和辅助流SF中气体在轴向X上的一般流动方向，定义“上游”和“下游”方向。
[0005]图2显示了燃烧室18的已知配置。传统上，该环形燃烧室包括两个同轴环形壁，分别为径向内壁32和径向外壁34，沿涡轮发动机中气体一次流的方向36，围绕与涡轮发动机纵轴线28重合的燃烧室轴线线，从上游向下游延伸。这些径向内壁32和径向外壁34在其上游端通过环形室端结构40连接在一起，以便环形室端结构40和两个同轴环形壁32、34从外部限定燃烧室的内部容积V。环形室端结构40通常由环形室端壁40A和环形护罩40B形成，环形护罩40B也称为导流板，以众所周知的方式与环形室端壁40A在燃烧室内部的同一侧相对延伸。
[0006]环形室端结构40(可以是扇形的，也可以不是扇形的)包括围绕纵轴线28呈环形排列分布的通道41，并通过该通道分别安装喷射系统42，每个喷射系统42配置用于输送以各自喷射轴线44为中心的空气和燃料混合物。
[0007]此外，燃烧室通常配备一个或多个火花塞45，火花塞45安装在外环形壁34上。
[0008]在运行中，来自高压压缩机16的气流48的一部分46供应喷射系统42，而该气流的另一部分50绕过燃烧室，同时沿着燃烧室的同轴壁32和34流向下游端，特别是供应设置在这些壁32和34中的进气孔，允许RQL(富油/快速淬熄/贫油)类型的分阶段操作。
[0009]如图3所示，每个喷射系统42通常包括插座52，有时被称为“滑动通道”，其中安装有燃料喷嘴54，以及一个或多个进气涡流器56、58，可选择通过壁59彼此分离，壁59的径向内端具有会聚
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发散形式，通常称为“文丘里管”，最后是碗60，有时称为“混合器碗”，其基本上采用旋转壁的形式，其形式向下游端发散。这些元件相对于喷射轴线44居中。
[0010]在运行中，通过进气旋流器56、58进入的空气与来自燃料喷嘴54的燃料混合，同时形成旋转流61，有时称为“旋流”，这导致内部容积V中出现两种类型的再循环区域：中央再循环区域62和角落再循环区域64，后者围绕中央再循环区域延伸。附图标记66表示中央再循环区域62的边界，该区域朝向下游端关闭。
[0011]当前的喷射技术基于空气动力学或航空机械类型的燃料喷嘴54的使用，其被配置为朝向中央再循环区域62雾化燃料以稳定燃烧火焰。
[0012]在正常运行中，当前燃烧室的稳定性的特征在于其在空气或燃料供应变化时保持点燃的能力。如果燃烧室的运行偏离稳定性极限，则燃烧室的熄灭可能随时发生。这种情况主要在涡轮发动机以低速运行时遇到，特别是在怠速和低于怠速的速度下。然而，专利技术人已经确定，低速火焰的稳定主要基于角落再循环区域中的良好碳化。
[0013]此外，在飞行中重新启动的情况下，发动机处于静止状态的热状态意味着很难产生能量核心并将其传播以实现自我维持燃烧，更是如此，因为燃烧室内的压力低于大气压。低压降低了气流中所含的能量，该能量将液体形式的燃料雾化并产生含有足够小液滴的喷雾以点燃燃烧室。低温还减少了形成喷雾的液滴的蒸发，然而这是合乎需要的。
[0014]根据燃烧室的尺寸和火花塞的位置，在一定的工况下，火花塞附近的能量核心没有被中央再循环区捕获，导致点火过程失败。另一个可能的故障原因可能是火花塞附近的燃料浓度不足以获得能量核心。
[0015]此外，对于基于RQL(“富油/快速淬熄/贫油”)技术的燃烧室，引入燃烧室的全部燃料来自安装在环形室端结构中的喷射系统。因此燃烧室中的燃烧和温度场是不均匀的。这种异质性有利于污染化合物的排放。
[0016]申请人的文件US 20170023251提出通过辅助燃料喷嘴来解决或至少减轻这些问题，所述辅助燃料喷嘴构造成在涡轮发动机以低速运行时将燃料直接喷射到角落区域中。
技术实现思路
[0017]本专利技术的目的尤其是优化上述文件US 20170023251中提出的一般原理的实施。
[0018]为此目的，它提出了一种用于航空器涡轮发动机的燃烧室，包括：
[0019]‑
环形室端结构，以及通过所述环形室端结构连接在一起并以所述燃烧室的纵轴线为中心的两个同轴环形壁，使得所述环形室端结构和所述两个同轴环形壁界定所述燃烧室的内部容积；
[0020]‑
通过所述环形室端结构形成的主通道；和
[0021]‑
分别安装在所述主通道中的环形排主喷射系统，每个主喷射系统包括限定相应喷射轴线的相应主燃料喷嘴，以及至少一个相应进气旋流器，所述进气旋流器用于在所述燃烧室的内部容积中输送相应空气/燃料混合物片，以相应喷射轴线为中心并且包括相应中央再循环区域和围绕所述相应中央再循环区域环形延伸的相应角落再循环区域；
[0022]‑
辅助喷射系统，每个辅助喷射系统被配置用于将空气和燃料的附加流直接喷射到由对应主喷射系统输送的空气
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燃料混合物片的相应角落再循环区域，每个辅助喷射系统包括至少一个辅助喷射装置，所述辅助喷射装置被配置为通过与安装对应主喷射系统的所述主通道隔开的所述环形室端结构的对应辅助喷射区域，供应所述相应空气和燃料的附加流的至少部分燃料和所述相应空气和燃料的附加流的至少部分空气。
[0023]一般而言，通过辅助喷射系统将燃料和空气喷射到角落再循环区域可以改善这些区域的碳化，从而降低燃烧室的熄火极限，即最小操作燃烧室熄灭的速度，并有助于在飞行中重新点燃燃烧室。
[0024]本专利技术还可以改善燃烧室内部容积中燃烧区域的均匀性，并因此减少污染化合物，特别是一氧化碳的排放。
[0025]根据本专利技术，每个辅助喷射装置包括相应的辅助燃料喷嘴，所述辅助燃料喷嘴安装在对应辅助通道中，所述辅助通道形成为穿过环形室端结构中的对应辅助喷射区域，以供应对应的空气和燃料的附本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】1.一种用于航空涡轮发动机的燃烧室(68)，包括：
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环形室端结构(40)，以及通过所述环形室端结构连接在一起并以所述燃烧室的纵轴线(28)为中心的两个同轴环形壁(32、34)，使得所述环形室端结构(40)和所述两个同轴环形壁(32、34)界定所述燃烧室的内部容积(V)；
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通过所述环形室端结构(40)形成的主通道(41)；和
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分别安装在所述主通道(41)中的环形排主喷射系统(42)，每个主喷射系统(42)包括限定相应喷射轴线(44)的相应主燃料喷嘴(54)，以及至少一个相应进气旋流器(56、58)，所述进气旋流器用于在所述燃烧室的内部容积(V)中输送相应空气/燃料混合物片，以相应喷射轴线(44)为中心并且包括相应中央再循环区域(62)和围绕所述相应中央再循环区域(62)环形延伸的相应角落再循环区域(65)；
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辅助喷射系统(72)，每个辅助喷射系统被配置用于将空气和燃料的附加流直接喷射到由对应主喷射系统输送的空气
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燃料混合物片的相应角落再循环区域(64)，每个辅助喷射系统(72)包括至少一个辅助喷射装置(76)，所述辅助喷射装置被配置为通过与安装对应主喷射系统(42)的所述主通道(41)隔开的所述环形室端结构(40)的对应辅助喷射区域，供应所述相应空气和燃料的附加流的至少部分燃料和所述相应空气和燃料的附加流的至少部分空气，特征在于，每个辅助喷射装置(76)包括相应的辅助燃料喷嘴(78)，所述辅助燃料喷嘴安装在对应辅助通道(70)中，所述辅助通道形成为穿过环形室端结构(40)中的对应辅助喷射区域，以供应对应的空气和燃料的附加流的所述至少部分燃料，以及形成在所述环形室端结构(40)中的对应辅助喷射区域中的相应进气孔(82)的环形组(80)，所述进气孔分布在对应辅助通道(70)周围，并且出现在燃烧室的内部容积(V)中，以便供应对应的空气和燃料的附加流的所述至少部分空气。2.根据权利要求1所述的燃烧室，其中，每个辅助喷射装置(76)还包括在所述环形室端结构(40)中形成的相应发散环形表面(84)，以便限定对应辅助通道(70)的出口，并且具有在燃烧室的内部容积(V)方向发散的形状。3.根据权利要求2所述的燃烧室，其中，每个辅助喷射装置(76)的进气孔(82)的相应环形组(80)包括形成在所述辅助喷射装置的相应发散环形表面(84)中的第一进气孔(82A)。4.根据权利要求2或3所述的燃烧室，其中，每个辅助喷射装置(76)的进气...
【专利技术属性】
技术研发人员：朱利安，
申请(专利权)人：赛峰航空器发动机，
类型：发明
国别省市：
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