无焰燃烧室、航空发动机及飞行器制造技术

本发明专利技术公开了一种无焰燃烧室、航空发动机及飞行器，所述无焰燃烧室包括：壳体部，壳体部内设有燃烧腔，壳体部的两端分别设有进料口和尾气排放口，壳体部内还设有烟气回流通道；燃油组件，燃油组件包括燃油喷嘴和混油管，进料口的内侧与混油管的外侧之间设有第一烟气通道，混油管的内侧与燃油喷嘴的外侧之间设有第二烟气通道；壳体部内具有第一循环气路和第二循环气路，第一循环气路为依次连通的燃烧腔、尾气排放口、烟气回流通道、进料口、第一烟气通道，第二循环气路为依次连通的燃烧腔、尾气排放口、烟气回流通道、进料口、第二烟气通道。第一循环气路和第二循环气路的设计有利于解决现有的无焰燃烧不适用于航空发动机燃烧室的问题。问题。问题。

【技术实现步骤摘要】
无焰燃烧室、航空发动机及飞行器


[0001]本专利技术涉及一种无焰燃烧室、航空发动机及飞行器。

技术介绍

[0002]航空发动机领域为了提高发动机的效率通常会采用提高压比的方式，同时还要能够在更稀薄的条件下燃烧以减少燃料消耗和降低NOx产量。因此，需要一种新的燃烧技术来满足更高压力、更稀薄的燃料燃烧的需求，同时满足越来越严格的排放标准。由此，航空发动机领域开发了许多新技术和新型燃气轮机燃烧室来降低燃气的峰值温度和可用性，以减少氮氧化物和一氧化碳。例如常见的有分级级燃烧室、富急冷稀(RQL)、稀薄直喷(LDI)、贫油预混预汽化(LPP)等。最近，氮气稀释、蒸汽
‑
水喷射和加湿排气再循环技术也已在减少涡轮发动机中NOx和CO排放方面得到一定应用。
[0003]与传统燃烧模型相比，无焰燃烧具有许多优点，例如燃烧室中的低压振荡降低了噪音，燃烧效率高，有助于减少能源消耗，最重要的是污染物排放极低。然而，设计满足航空发动机工况下的无焰燃烧形式依然存在着诸多困难，因为现有的航空发动机燃烧室往往难以满足以下两方面要求，一方面，高温废气再循环，以及空气和燃料的高速喷射预热助燃空气以实现无焰燃烧的主要要求，另一方面，通过强烈夹带高温废气、稀释燃料和空气射流使得无焰燃烧得到维持的条件。

技术实现思路

[0004]本专利技术要解决的技术问题是为了克服现有技术中的无焰燃烧不适用于航空发动机燃烧室的缺陷，提供一种无焰燃烧室、航空发动机及飞行器。
[0005]本专利技术是通过下述技术方案来解决上述技术问题：
[0006]一种无焰燃烧室，所述无焰燃烧室应用于航空发动机，其特点在于，所述无焰燃烧室包括：壳体部，所述壳体部内设有燃烧腔，所述壳体部的两端分别设有进料口和尾气排放口，所述壳体部内还设有烟气回流通道；燃油组件，所述燃油组件包括燃油喷嘴和混油管，所述混油管固定安装于所述进料口内，所述进料口的内侧与所述混油管的外侧之间设有第一烟气通道，所述燃油喷嘴固定安装于所述混油管内，并且所述混油管的内侧与所述燃油喷嘴的外侧之间设有第二烟气通道；所述壳体部内具有第一循环气路和第二循环气路，所述第一循环气路为依次连通的所述燃烧腔、所述尾气排放口、所述烟气回流通道、所述进料口、所述第一烟气通道，所述第二循环气路为依次连通的所述燃烧腔、所述尾气排放口、所述烟气回流通道、所述进料口、所述第二烟气通道。
[0007]在本方案中，采用上述结构形式，使烟气回流通道将高温的部分尾气烟气引入燃烧腔使得燃烧室局部氧浓度减小，同时第一循环气路和第二循环气路的设计有利于解决现有的无焰燃烧不适用于航空发动机燃烧室的问题，同时利于降低燃烧腔内的温度梯度，减少燃烧腔的热声振荡，以及减少NOx排放。
[0008]较佳地，所述混油管靠近所述燃烧腔的一端固定安装有穿孔板，所述穿孔板上设
有若干个通孔，所述通孔将所述混油管内的混合气体通入所述燃烧腔。
[0009]在本方案中，采用上述结构形式，穿孔板的设计能够使得燃料和混合烟气进一步混合减速，通过改变穿孔板的孔隙率和板厚度，利于改变燃料和烟气混合物的射流穿透度。
[0010]较佳地，所述第一烟气通道内设有外旋流器，所述第二烟气通道内设有内旋流器。
[0011]较佳地，所述外旋流器的旋流数较小，所述内旋流器的旋流数较大。
[0012]在本方案中，采用上述结构形式，内旋流器的旋流数较大，使得该路内的部分尾气烟气和燃料进行充分掺混，使得燃油液滴快速蒸发混合。外旋流器的旋流较小，使得高温烟气进入燃烧腔后形成较大的低速回流区，利于降低回流区温度梯度。
[0013]较佳地，所述壳体部包括外壳体和内壳体，所述内壳体内设有所述燃烧腔，所述内壳体外套设有所述外壳体，所述外壳体的内侧与所述内壳体的外侧之间设有所述烟气回流通道，所述烟气回流通道将尾端气体引入所述内壳体上的所述进料口。
[0014]较佳地，所述进料口包括第一进料口和第二进料口，所述第一进料口设于所述内壳体上，所述第二进料口对应设于所述外壳体上，所述燃油组件安装于所述第一进料口内，所述第二进料口通入外部空气到所述燃油组件上远离所述燃烧腔的一侧。
[0015]较佳地，所述尾气排放口包括第一尾气排放口和第二尾气排放口，所述第一尾气排放口设于所述内壳体上，所述第二尾气排放口对应设于所述外壳体上，所述第一尾气排放口与所述第二尾气排放口同轴设置并与所述燃烧腔相连通。
[0016]在本方案中，采用上述结构形式，通过调节第一混合烟气和新鲜空气的掺混比例，调节进入燃油喷嘴附近的混合气温度和氧气浓度，使得燃料充分雾化蒸发，并保证混合气在穿孔板前不发生自燃，同时通过调节燃油流量和再循环烟气混合气的温度，来满足涡轮燃气发动机不同工况下的稳定无焰燃烧，降低污染物排放。高温烟气与未燃烟气燃油混合物进一步掺混，在局部达到燃料自燃温度，形成可持续的无焰燃烧。
[0017]较佳地，所述内壳体还包括第一壳体层和第二壳体层，所述第二壳体层内设有所述燃烧腔，所述第二壳体层外套设有所述第一壳体层，所述第一壳体层的内侧与所述第二壳体层的外侧之间设有冷却空气通道，并且所述冷却空气通道内通有冷却空气。
[0018]较佳地，所述第二壳体层上设有若干冷却孔，所述冷却空气通道内的所述冷却空气由所述冷却孔通入所述燃烧腔。
[0019]在本方案中，采用上述结构形式，冷却空气与燃烧腔的部分尾部烟气的掺混，能够调节重新进入燃烧腔的反应区的烟气温度，同时通过冷却孔向燃烧腔内通入冷却空气，利于冷却燃烧腔的壁面和降低燃烧腔的温度。
[0020]较佳地，所述冷却空气从所述冷却空气通道上靠近所述尾气排放口的一端流出，所述冷却空气的流出端设有转向装置，用于将所述冷却空气导入所述烟气回流通道。
[0021]在本方案中，采用上述结构形式，转向装置的设计使得冷却空气通道的冷却空气发生转向，利于本专利技术中循环气路的实现，同时对转向装置进行设计利于调节部分尾气烟气与冷却空气的掺混比例，使得再循环的烟气满足较低的氧浓度同时使得回流区能够达到燃料自然温度，形成无焰燃烧。
[0022]一种航空发动机，其特点在于，所述航空发动机采用上述所述的无焰燃烧室。
[0023]本专利技术中的航空发动机采用该无焰燃烧室，使用烟气回流通道将高温的部分尾气烟气引入燃烧腔使得燃烧室局部氧浓度减小，同时第一循环气路和第二循环气路的设计有
利于解决现有的无焰燃烧不适用于航空发动机燃烧室的问题，同时利于降低燃烧腔内的温度梯度，减少燃烧腔的热声振荡，以及减少NOx排放。
[0024]一种飞行器，其特点在于，所述飞行器采用上述所述的航空发动机。
[0025]本专利技术中的飞行器采用该航空发动机，使用烟气回流通道将高温的部分尾气烟气引入燃烧腔使得燃烧室局部氧浓度减小，同时第一循环气路和第二循环气路的设计有利于解决现有的无焰燃烧不适用于航空发动机燃烧室的问题，同时利于降低燃烧腔内的温度梯度，减少燃烧腔的热声振荡，以及减少NOx排放。
[0026]在符本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种无焰燃烧室，所述无焰燃烧室应用于航空发动机，其特征在于，所述无焰燃烧室包括：壳体部，所述壳体部内设有燃烧腔，所述壳体部的两端分别设有进料口和尾气排放口，所述壳体部内还设有烟气回流通道；燃油组件，所述燃油组件包括燃油喷嘴和混油管，所述混油管固定安装于所述进料口内，所述进料口的内侧与所述混油管的外侧之间设有第一烟气通道，所述燃油喷嘴固定安装于所述混油管内，并且所述混油管的内侧与所述燃油喷嘴的外侧之间设有第二烟气通道；所述壳体部内具有第一循环气路和第二循环气路，所述第一循环气路为依次连通的所述燃烧腔、所述尾气排放口、所述烟气回流通道、所述进料口、所述第一烟气通道，所述第二循环气路为依次连通的所述燃烧腔、所述尾气排放口、所述烟气回流通道、所述进料口、所述第二烟气通道。2.如权利要求1所述的无焰燃烧室，其特征在于，所述混油管靠近所述燃烧腔的一端固定安装有穿孔板，所述穿孔板上设有若干个通孔，所述通孔将所述混油管内的混合气体通入所述燃烧腔。3.如权利要求1所述的无焰燃烧室，其特征在于，所述第一烟气通道内设有外旋流器，所述第二烟气通道内设有内旋流器。4.如权利要求3所述的无焰燃烧室，其特征在于，所述外旋流器的旋流数较小，所述内旋流器的旋流数较大。5.如权利要求1所述的无焰燃烧室，其特征在于，所述壳体部包括外壳体和内壳体，所述内壳体内设有所述燃烧腔，所述内壳体外套设有所述外壳体，所述外壳体的内侧与所述内壳体的外侧之间设有所述烟气回流通道，所述烟气回流通道将尾端气体引入所述内壳体上的所述进料...

【专利技术属性】
技术研发人员：谭智勇，孟晟，张漫，
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：发明
国别省市：