【技术实现步骤摘要】
稀燃燃烧器
[0001]本公开涉及燃烧设备,并且特别地涉及用于用于飞行器、工业和海事应用的气体涡轮引擎的稀燃燃烧器。
技术介绍
[0002]用于飞行器应用的气体涡轮引擎典型地包括以轴向流布置的风扇、一个或多个压缩机、燃烧系统和一个或多个涡轮。燃烧系统典型地包括具有燃料喷雾喷嘴的多个燃料喷射器,所述燃料喷雾喷嘴将燃料和空气流组合,并产生进入燃烧室中的雾化液体燃料的喷雾。然后,空气和雾化液体燃料的混合物在燃烧室中燃烧,并且产生的热燃烧产物然后膨胀通过一个或多个涡轮并由此驱动一个或多个涡轮。
[0003]就碳排放和氮氧化物(NOx)(其在高温下开始形成,并随着增加的温度而指数地增加)而言,存在对减少气体涡轮引擎的环境影响的持续需要。
[0004]为了解决NOx排放问题,已提出了“稀燃(lean burn)”燃烧技术。在稀燃燃烧中,空气与燃料的比(AFR)高于化学计量比,这允许将燃烧温度保持在已知的限制范围内,以减少NOx产生。
[0005]在另一方面,保持相对低的燃烧温度可能导致不完全或微弱的燃烧,其进而可能导致产生其他污染物,诸如一氧化碳(CO)和未燃烧的碳氢化合物(UHC),和/或火焰不稳定和隆隆声,其进而可能引起引擎中构件的疲劳故障和/或乘客不舒适,这取决于隆隆声的频率。
[0006]用于工业和海事应用的气体涡轮引擎面临着与用于飞行器应用的气体涡轮引擎类似的挑战。
[0007]因此,需要为飞行器、工业和海事引擎提供稀燃燃烧系统,其允许减少引擎的NOx以及CO和UHC的排放,并提 ...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种稀燃燃烧器(16),包括:
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多个稀燃燃料喷射器(50),每个稀燃燃料喷射器包括燃料供给臂(52)和带有稀燃燃料喷射器头部尖端(72)的稀燃燃料喷射器头部(54),其中,所述稀燃燃料喷射器头部尖端具有稀燃燃料喷射器头部尖端直径(d),所述稀燃燃料喷射器头部包括引导燃料喷射器(56)和主燃料喷射器(58),所述主燃料喷射器布置成与所述引导燃料喷射器同轴并径向向外;以及
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燃烧器室(60),所述燃烧器室沿轴向方向(62)延伸,并包括径向内环形壁(64)、径向外环形壁(66)和提供在所述径向内环形壁和所述径向外环形壁(64、66)的上游的计量板(68),所述计量板具有适配成容纳所述稀燃燃料喷射器头部尖端(72)的多个孔口(70),所述径向内环形壁(64)、所述径向外环形壁(66)和所述计量板(68)限定所述燃烧器室(60)的尺寸和形状,其中,所述燃烧器室(60)具有燃烧器室长度(L),并包括具有初级燃烧区长度(Z)和初级燃烧区深度(D)的初级燃烧区(80)、以及布置在所述初级燃烧区(80)的下游的具有二级燃烧区长度(L
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Z)的二级燃烧区(82);其中,所述初级燃烧区深度与所述稀燃燃料喷射器头部尖端直径的比D/d小于2.4。2.根据权利要求1所述的稀燃燃烧器,其中,所述初级燃烧区深度与所述稀燃燃料喷射器头部尖端直径的比D/d小于2.0。3.根据前述权利要求中任一项所述的稀燃燃烧器,其中,所述初级燃烧区深度与所述稀燃燃料喷射器头部尖端直径的比D/d大于1.2,优选地大于1.5。4.根据前述权利要求中任一项所述的稀燃燃烧器,其中,所述初级燃烧区长度与所述稀燃燃料喷射器头部尖端直径的比Z/d小于1.40,优选地小于1.20。5.根据前述权利要求中任一项所述的稀燃燃烧器,所述初级燃烧区长度与所述稀燃燃料喷射器头部尖端直径的比Z/d大于0.70,优选地大于0.90。6.根据前述权利要求中任一项所述的稀燃燃烧器,其中,所述燃烧器室长度与所述初级燃烧区深度的比L/D小于2.0,优选地小于1.60。7.根据前述权利要求中任一项所述的稀燃燃烧器,其中,所述燃烧器室长度与所述初级燃烧区深度的比L/D大于1.0,优选地大于1.25。8.根据前述权利要求中任一项所述的稀燃燃烧器,其中,所述燃烧器室长度与所述稀燃燃料喷射器头部尖端直径的比L/d小于5,优选地小于3。9.根据前述权利要求中任一项所述的稀燃燃烧器,其中,所述燃烧器室长度与所述稀燃燃料喷射器头部尖端直径的比L/d大于1.5,优选地大于2.0。10.根据前述权利要求中任一项所述的稀燃燃烧器,进一步包括预扩散器(90),其布置在所述稀燃燃料喷射器头部(54)的上游,并适配成向所述燃烧器室(60)提供压缩空气,所述预扩散器(90)是总体上环形的,并包括限定出口(96)的径向内壁和径向外壁...
【专利技术属性】
技术研发人员:L,
申请(专利权)人:劳斯莱斯德国有限两合公司,
类型:发明
国别省市:
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