带具有不同布局的燃烧室进气孔的航空涡轮发动机燃烧室

摘要

本发明涉及一种航空涡轮发动机用的燃烧室(10)，所述燃烧室围绕纵轴A呈环形，由外侧壁(12)、内侧壁(14)和将所述外侧壁的一端连接到所述内侧壁的一端的环形燃烧室端壁(13)形成，所述外侧壁(12)包括沿其周缘分布的火花塞(36)、主进气孔(100)，和在所述纵轴A方向位于所述主进气孔(100)下游的掺混孔(200)。位于其中一个所述火花塞(36)附近的每个邻近区域(60)内主进气孔(100)的布局不同于位于所述区域外的主进气孔(100)的布局，这样，邻近区域(60)内的空气补给不同于所述区域外的空气补给。

说明书

技术领域

本发明涉及航空涡轮发动机燃烧室领域。特别是，本发明涉及到航空涡轮发动 机的燃烧室。

背景技术

航空涡轮发动机燃烧室围绕纵轴A呈环形，由外侧壁、内侧壁和将外侧壁的一 端连接到内侧壁一端的环形燃烧室端壁构成，所述外侧壁包括沿其周缘分布的火花 塞、主进气孔、和位于纵轴A方向主进气孔下游的掺混孔。

在下文描述中，术语“上游”和“下游”的是依据流经燃烧室的空气正常流向 定义的。而术语“内”和“外”分别表示燃烧室内部区域和外部区域。

图1是航空涡轮发动机燃烧室10一个扇形体的纵向剖面图。燃烧室10围绕纵 轴A呈环形。这种环形是由外侧壁12、内侧壁14和环状燃烧室端壁13形成的， 所述外侧壁12围绕轴线A呈大体圆柱形，内侧壁14围绕轴线A呈大体圆柱形且 平均直径小于外侧壁12的平均直径，以及所述环形燃烧室端壁13将外侧壁12的 一端连接到内侧壁14的对应一端，从而将燃烧室10的上游端封闭。为此，从燃烧 室端壁13到下游端15，穿过燃烧室10的平均表面围绕纵轴A呈锥体形状。该锥 体和含纵轴A的平面之间的相交线在图1中标记为C。

燃烧室端壁13带有多个燃油喷油器系统33，将燃油喷入燃烧室10。喷油器系 统33围绕纵轴A分布。

空气经由燃烧室端壁13、位于外侧壁12上的主进气孔100、掺混孔200、和 冷却孔(图中未示)，以及经由位于内侧壁14上的主进气孔110、掺混孔210、和 冷却孔(图中未示)，进入燃烧室10。

火花塞36(图4中可见)的位置与主进气孔100大体水平，围绕纵轴A有规 律地分布在外侧壁12的周围。

在图1所示布局中，燃烧室10带有两个火花塞36(见图4)，它们围绕纵轴A 彼此相对而置。

这种燃烧室设计用来在各种不同高度下工作。根据目前的标准要求，燃烧室应 适合工作的高度越来越高。特别是，在燃烧中断的情况下，燃烧室必须能够在可能 的最高高度下再次点火，该高度称之为再次点火升限。

对燃烧室进行的高空再次点火试验表明，为了提高再次点火升限，即燃烧室的 高空再次点火能力，必须：

·减少经由主进气孔进入燃烧室的空气比例(相对于流过燃烧室的空气总量)；

·或者，增加初次燃烧区的容积V_ZP，以便空气在燃烧室内分配不变(即，进 入燃烧室内的各个空气进气口之间的空气分配是恒定的)。初次燃烧区确定为在燃烧 室端壁和含有主进气孔的平面之间延伸的燃烧室的区域。

所述两种解决方案都存在燃烧室排放的烟和NO_x浓度增加的缺陷。

在目前的燃烧室中，为了获得再次点火的更高高度，就不得不冒着不再能够满 足污染标准的风险，特别是这些标准也正在变得越来越严格。

发明内容

本发明旨在提供一种能在更高高度再次点火(再次点火最高升限)的燃烧室， 但同时又能满足目前正在实行的污染标准。

发明目的可通过如下方式实现，即位于与其中一个火花塞毗连的每个邻近区域 内主进气孔的布局，不同于位于这些区域外部的主进气孔的布局，采用这样的方式， 邻近区域内空气的补给就不同于这些区域外部的空气补给。

采用这些布置形式，可保持再次点火升限，而该升限甚至还可以增加，且同时 又可控制排烟和NO_x的产生，从而满足了污染标准。

在本发明的第一个实施方案中，位于其中一个火花塞附近的每个邻近区域内的 主进气孔，其所在位置都要比位于这些区域外的主进气孔更向下游。

在本发明的第二实施方案中，流经主进气孔的空气流速与流经其中一个火花塞 附近区域内的掺混孔的空气流速之比R₁要小于流经主进气孔的空气流速与流经所 述区域外部的掺混孔的空气流速之比R₂。

下面通过阅读以非限定性示例给出的实施方案的详细说明，可以更好地理解本 发明，且本发明的优点也会更清楚地显现出来。

附图说明

图1为燃烧室的扇形体的纵向剖面图；

图2为根据本发明第一实施方案的燃烧室外侧壁局部透视图；

图3为根据本发明第二实施方案的燃烧室外侧壁局部透视图；以及

图4为现有技术的燃烧室外侧壁局部透视图。

具体实施方式

图4为上面所述现有技术燃烧室10的外侧壁12的局部透视图。从中可以看到 主进气孔100和掺混孔200，以及两个火花塞36中的其中一个。

对于每个火花塞36来讲，邻近区域60系指带有主进气孔100和距离火花塞 36最近的二次进气孔200的区域。为此，火花塞36大体上位于邻近区域60的中 间。在图2和图3所示示例中，邻近区域60带有两个主进气孔100和四个掺混孔 200(三个掺混孔加上邻近区域两个边界上各半个跨越所述边界的掺混孔)。距离该 火花塞36更远处的孔位于邻近区域60的外部。另一个火花塞36情况相似。

或者，火花塞36周围的邻近区域60可以只有两个主进气孔100(火花塞36 两边各一个)和两个掺混孔200(火花塞26两边各一个)。

主进气孔100在与所述轴线垂直的平面上，沿位于纵轴A上的周缘布置。掺混 孔200在与含主进气孔100周缘的平面水平的平面上，沿另一个周缘布置，位于 纵轴A方向上主进气孔100的下游。

令人惊奇的是，发明者已经发现，通过修正主进气孔100的特性，以区分位于 邻近区域60内的主进气孔与位于邻近区域60外的主进气孔100，从而可以保持 或增加再次点火升限，同时，又能满足现行污染标准。

为此，本发明者修改了主进气孔100的布局，以便可以区分位于邻近区域60 内的主进气孔100与位于邻近区域60外的主进气孔100。术语“主进气孔布局” 用来表示例如主进气孔100的位置，和/或形状，和/或主进气孔100的尺寸大小。

与位于邻近区域60外的主进气孔100的布局相比，采用邻近区域60内主进 气孔100的不同布局，进入邻近区域60的空气补给就不同于所述邻近区域60外 的空气补给。

在本发明的第一实施方案中，位于邻近区域60内的主进气孔100，比位于邻 近区域60外的主进气孔100更向下游。图2示出了这种情况。邻近区域60内的 主进气孔100位于以所述纵轴A为中心的周缘上，在与所述轴线相垂直的第一平面 P1上。位于邻近区域60外的主进气孔100位于与第一平面水平的第二平面P2的 周缘上，且位于第一平面P1的上游。

例如，且如图2所示，第一平面P1和第二平面P2之间的距离等于主进气孔 100的直径(平面P1和P2平行，为此，这两个平面之间的距离传统上定义为从 其中一个平面向与垂直于所述平面的另一个平面延伸的一部分的长度)。第一平面 P1和第二平面P2之间的距离还可以大于主进气孔100的最大尺寸。

或者，第一平面P1和第二平面P2之间的距离也可以小于主进气孔100的最 大尺寸。

为此，增加了位于邻近区域60内主进气孔100上游的初次燃烧区的容积。这 样，可增加再次点火升限，与此同时，保持燃烧室辐射的烟和NO_x的浓度。相反， 可以保持邻近区域60内初次燃烧区的容积值，即保持火花塞36附近(平面P1) 主进气孔100的位置，如图4所示现有技术那样，同时，将位于邻近区域60之外 的主进气孔100向上游移动(平面2)。这样就降低了燃烧室辐射的烟和NO_x的浓 度，同时又可保持再次点火升限。为此，发明者进行的试验表明，当邻近区域60 外的初次燃烧区的容积从2.77升降至2.2升时，排烟浓度则可降低3个SN(其 中，SN＝烟度，测量排烟量时使用的单位)。在火花塞36附近的区域60的外部， 还可根据已知国际民航组织(ICAO)标准获得NO_x气体范围增加3％。

如图2所示，以及与图4相比较，与位于邻近区域60内的主进气孔100相比 较，位于邻近区域60外的主进气孔100的向上游偏移的同时，掺混孔200也会伴 以相似偏移，即主进气孔100和沿轴线A方向在主进气孔100紧下游处的掺混孔 200之间的距离在燃烧室10整个周缘上保持大体上恒定不变。对于每个邻近区域 60来讲，跨邻近区域两个边界中每个边界的掺混孔200都会以其它掺混孔200的 偏移距离的一半而得到补偿。

或者，掺混孔200不需要邻近区域60和邻近区域60外的外侧壁12部分之间 的偏移，即所有的掺混孔200都可以围绕轴线A位于同一周缘上。

燃烧室10的内侧壁14可以带有主进气孔110和掺混孔210。

有利的是，这些主进气孔110相对于燃烧室端壁13的距离，与位于其中一个 火花塞36附近每个邻近区域60内外侧壁12的主进气孔100处在大体相同的距离 上。

于是，内侧壁14内的主进气孔110，在垂直于侧壁的方向上，与外侧壁12的 主进气孔100大体平齐。

从航空动力学的角度来看，这种布置可以更准确地定义初次燃烧区的容积。

掺混孔210的位置还可以与位于其中一个火花塞36附近每个邻近区域60内 的外侧壁12的掺混孔200大体平齐。

在本发明的第二个实施方案中，流经邻近区域60内主进气孔100的空气流速 ρ_P1与流经邻近区域60内掺混孔200的空气流速ρ_D1之比R₁要小于流经邻近区域60 外的主进气孔100空气流速ρ_P2与流经邻近区域60外的掺混孔200空气流速ρ_D2之 比R₂。这种情况见图3。

在邻近区域60的外部，与流经掺混孔200的空气流速ρ_D2相比，流经主进气孔 100的空气流速ρ_P2会增加。这样，就可以满足污染标准。尽管如此，在围绕火花塞 36的邻近区域60内，流经主进气孔100的空气流速ρ_P1与流经掺混孔200的空气 流速ρ_D1之比R₁是不变的，从而可以保持所需高空再次点火升限。

如图3所示，并与图4相比，流经邻近区域60外的主进气孔100空气流速ρ_P2与流经邻近区域60外的掺混孔200的空气流速ρ_D2之比R₂会随着空气流速ρ_P2的增 加和空气流速ρ_D2的减少而增加。这些流速的修正可通过在至少部分掺混孔200截 面处调整至少部分主进气孔100的截面而获得。

因此，发明者进行的试验表明，当流经邻近区域60外的主进气孔100的空气 流速以燃烧室流速的2％增加，损害流经邻近区域60外的掺混孔200空气流速ρ_D2时，且无需修正流经主进气孔100和邻近区域60内的掺混孔200的空气流速，排 烟浓度可降低2个SN。

另外，这些流速修正也可只通过增加流经邻近区域60外的主进气孔100的空 气流速ρ_P2来获得，或者只通过降低流经邻近区域60外的掺混孔200的空气流速ρ_D2来获得。

在图3中，以及与图4相比，与位于邻近区域60内每个主进气孔100的截面 相比，位于邻近区域60外部的每个主进气孔100的截面是增加的。与此同时，对 于位于邻近区域60外部的掺混孔200来讲，在每四个掺混孔200中，一个掺混孔 201的截面，最初大于其它三个掺混孔200其中一个的截面，但会减小到另外三个 掺混孔200其中一个的截面，而邻近区域60内四个掺混孔200的截面保持不变： 这些个掺混孔200中的三个的截面均等于位于邻近区域60外的另外三个掺混孔 200其中一个的截面，剩余掺混孔200的截面保持较大。

一般来讲，根据本发明，位于邻近区域60内的主进气孔100的平均截面小于 位于邻近区域60外的主进气孔100的平均截面。例如，位于邻近区域60内的每 个主进气孔100的截面小于位于邻近区域60外的每个主进气孔100的截面。例如， 位于邻近区域60内的每个主进气孔100的截面大体上等于位于邻近区域60外的 每个主进气孔100的截面的一半。

另外，一般来讲，根据本发明，位于邻近区域60内的掺混孔200的平均截面 大于位于邻近区域60外的掺混孔200的平均截面。例如，位于邻近区域60内的 某些掺混孔200带有第一截面，位于邻近区域60内的另一些掺混孔200带有第二 截面，该截面小于第一截面，而位于邻近区域60外的所有掺混孔200的截面均等 于所述第二截面。例如，位于邻近区域60内的一些掺混孔200带有第一截面，位 于邻近区域60内的另一些掺混孔200带有第二截面，该截面等于第一截面的一半， 而位于邻近区域60外的所有掺混孔200的截面均等于所述第二截面。

因为图3所示孔为圆形，修正这些孔的截面等于修正了它们的直径。

或者，在邻近区域60的外部，可以保持流经主进气孔100的空气流速ρ_P2与流 经掺混孔200的空气流速ρ_D2的之比R₂，以及在邻近区域60的内部，可以降低流 经主进气孔100的空气流速ρ_P1与流经掺混孔200的空气流速ρ_D1的之比R₁。

根据本发明，可以将两个实施方案结合起来，即，首先确保位于邻近区域60 外的主进气孔100比位于邻近区域60内的主进气孔100更靠近上游，第二，确保 流经邻近区域60内的主进气孔100的空气流速ρ_P1与流经邻近区域60内的掺混孔 200的空气流速ρ_D1的比例R₁大于流经邻近区域60外的主进气孔100的空气流速 ρ_P2与流经邻近区域60外的掺混孔200的空气流速ρ_D2的比例R₂。

为此，发明者进行的试验表明，当邻近区域60外的初次燃烧区容积从2.77升 降至2.2升时，以及当流经邻近区域60外的主进气孔100的空气流速ρ_P2以燃烧 室流速的2％增加，以损害流经邻近区域60外的掺混孔200的空气流速ρ_D2时，且 不会对流经主进气孔100空气流速和位于邻近区域60内的掺混孔200进行修正， 排烟浓度可降低4个SN，而在邻近区域60的外部，也可相对于国际民航组织(ICAO) 有关NO_x气体的标准，可增加4％。

燃烧室10的内侧壁14可带有主进气孔110和掺混孔210。

有利的是，这些主进气孔110是这样的，流经这些主进气孔110的空气流速大 体上等于流经外侧壁12内主进气孔100的空气流速。

为此，燃烧室内的燃烧比较对称，从而有助于提高燃气涡轮的使用寿命。

在本发明的所有实施方案中，主进气孔100和掺混孔200的布置既可满足污 染标准，又可实现和/或保持预期的高空再次点火升限。