包括辅助喷射系统的燃烧室，以及燃料供应方法与流程

1.本发明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。
2.本发明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。


背景技术：

3.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。
4.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。
5.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。
6.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。
7.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。
8.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。
9.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-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。
10.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。
11.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。
12.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，发明人已经确定，低速火焰的稳定主要基于角落再循环区域中的良好碳化。
13.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。
14.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。
15.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。
16.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。


技术实现要素：

17.本发明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。
18.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-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]
本发明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]
根据本发明，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加流的所述至少部分燃料，以及形成在环形室端结构的中对应辅助喷射区域中的相应进气孔的环形组，其分布在所述对应辅助通道周围，并且出现在燃烧室的内部容积中，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。
[0026]
优选地，每个辅助喷射装置还包括相应发散环形表面，形成在所述环形室端结构中，以便限定相应辅助通道的出口，并且具有在燃烧室内部容积方向发散的形状。
[0027]
优选地，每个辅助喷射装置的进气孔的相应环形组包括形成在所述辅助喷射装置的相应发散环形表面中的第一进气孔。
[0028]
优选地，每个辅助喷射装置的进气孔的相应环形组包括围绕所述辅助喷射装置的相应发散环形表面布置的第二进气孔。
[0029]
优选地，每个辅助喷射装置的进气孔的环形组被配置为使通过所述进气孔的环形组的空气具有旋转特性。
[0030]
优选地，环形室端结构包括布置在燃烧室外侧并将两个同轴环形壁彼此连接的环形室端壁，以及布置在与所述环形室端壁相对的燃烧室内侧的环形护罩。
[0031]
优选地，每个辅助通道由形成在所述环形护罩中的相应辅助孔和形成在环形室端壁中、与所述相应辅助孔相对的相应环形开口形成。
[0032]
优选地，每个辅助喷射装置的进气孔的相应环形组形成在所述环形护罩中，围绕所述辅助喷射装置的相应辅助孔。
[0033]
本发明还涉及一种涡轮发动机，包括上述类型的燃烧室和辅助燃料供应系统，该辅助燃料供应系统被配置为在涡轮发动机以低于或等于预定速度的运行速度运行时向辅助喷射系统供给燃料，以及当涡轮发动机以高于预定速度的运行速度运行时，停止对辅助喷射系统的燃料供应。
[0034]
优选地，预定速度是怠速。
[0035]
优选地，涡轮发动机还包括主燃料供应系统，所述主燃料供应系统包括主管，所述主管的端部分别布置有主喷射系统的相应主燃料喷嘴，其中所述辅助燃料供应系统包括辅助管，所述辅助管的端部分别连接有所述辅助喷射装置，各辅助管连接至对应主管。
[0036]
优选地，每个辅助管包括横向于由对应主燃料喷嘴限定的喷射轴线延伸的近端部分。
[0037]
本发明还涉及一种向涡轮发动机中上述类型的燃烧室供应燃料的方法，该方法包括当涡轮发动机以低于或等于预定速度的速度运行时向辅助喷射系统供应燃料，由此所述辅助喷射系统将空气和燃料的附加流直接喷射到由燃烧室主喷射系统分别输送的空气/燃料混合物片的相应角落再循环区域。
[0038]
优选地，该方法还包括当涡轮发动机以高于预定速度的速度运行时，停止向辅助
喷射系统供应燃料。
附图说明
[0039]
通过阅读以下以非限制性示例的方式并参考附图的描述，将更好地理解本发明，并且其其他细节、优点和特征将显现，其中：
[0040]
图1是已经描述的涡轮发动机的轴向截面的局部示意图；
[0041]
图2是已经描述的图1涡轮发动机中根据已知构造的燃烧室的轴向截面的局部示意图。
[0042]
图3已经描述，是装备图2所示燃烧室的喷射系统的轴向截面的局部示意图；
[0043]
图4是在涡轮发动机(如图1所示)中，根据本发明优选实施例，从上游透视环形室端结构以及燃烧室的主燃料供应系统和辅助燃料供应系统的局部示意图；
[0044]
图5是类似于图4的视图，没有主燃料供应系统和辅助燃料供应系统；
[0045]
图6是图5的局部放大图。
[0046]
图7是类似于图5的视图，从下游端看；
[0047]
图8是图7的局部放大图；
[0048]
图9至11分别是根据本发明的其他实施方式的从上游端看的燃烧室以及主燃料供应系统和辅助燃料供应系统的局部示意性前视图；
[0049]
在所有这些图中，相同的附图标记可以表示相同或相似的元件。
具体实施方式
[0050]
图4至8部分地示出了根据本发明优选实施方式的涡轮发动机的燃烧室68。该燃烧室68与图2和图3的燃烧室18大致相似，因此这两个燃烧室共有的特征在下文中不再重复。
[0051]
图4至图8更具体地示出了燃烧室68的环形室端结构40的角扇形部分。
[0052]
因此，图4和图5可以看到其中一个喷射系统42，以下称为“主喷射系统”。以类似的方式，通过环形腔室端结构40形成，并且其中安装有主喷射系统42的通道41(图5)被称为“主通道”。主喷射系统42可以是空气机械或空气动力学类型的。
[0053]
此外，燃烧室68包括辅助喷射系统72(图4-8)，每个辅助喷射系统配置为将空气和燃料的附加流直接喷射到由对应主喷射系统42输送的空气-燃料混合物片的各个角落循环区域64中。换句话说，每个角落再循环区域64直接接收来自对应辅助喷射系统72的相应空气和燃料的附加流。
[0054]
为此，每个辅助喷射系统72包括一个或多个辅助喷射装置76，例如两个。
[0055]
每个辅助喷射装置76配置为通过环形室端结构40的对应辅助喷射区域r供应对应空气和燃料的附加流的至少一部分燃料以及对应空气和燃料的附加流的至少一部分空气。所述对应辅助喷射区域r与任何主通道41分离，尤其是与安装对应主喷射系统42的主通道41分离。
[0056]
为此，每个辅助喷射装置76包括相应辅助燃料喷嘴78，该喷嘴安装在环形室端结构40中通过对应辅助喷射区域r形成的相应辅助通道70中，从而将对应空气和燃料的附加流的所述部分燃料直接喷射到对应角落再循环区域64中。
[0057]
此外，每个辅助喷射装置76包括形成在环形室端结构40中的进气孔82的相应环形
组80。这些进气孔82布置在对应辅助喷射区域r中，同时分布在对应辅助通道70周围，并且这些进气孔82出现在燃烧室68的内部容积v中。
[0058]
表达“将燃料直接喷射到角落再循环区域”旨在说明来自每个辅助燃料喷嘴78的燃料到达对应角落再循环区域64，而不经过来自对应主喷射系统42的空气/燃料混合物片的其他部分，特别是不通过该混合物片的中央再循环区域62，也不通过对应主喷射系统42的内部。为此，每个辅助喷射装置76在对应喷射轴线44的方向上与对应角落再循环区域64轴向相对地出现。
[0059]
在所示的实施方式中，如上所述，环形室端结构40由环形室端壁40a和环形护罩40b形成，每个辅助通道70由环形护罩40b中形成的相应辅助孔70b，以及由形成在环形室端壁40a中、与相应辅助孔70b相对的相应辅助开口70a形成。
[0060]
此外，每个辅助喷射装置76的进气孔82的相应环形组80形成在环形护罩40b中，围绕辅助喷射装置76的相应辅助孔70b。
[0061]
为了便于向对应进气孔82供气，每个辅助开口70a的直径大于对应辅助开口70b的直径。
[0062]
进气孔82的直径优选为0.3mm和0.6mm(包含)之间。
[0063]
在图4至图8所示的实施方式中，每个辅助喷射系统72包括两个辅助喷射装置76，相对于对应主喷射系统42布置在同一侧(即，主喷射系统输送形成角落再循环区域64的空气/燃料混合物片，其中两个辅助喷射装置76的相应辅助燃料喷嘴78喷射燃料)。此外，每个辅助喷射系统72的两个辅助喷射装置76分别相对于对应主喷射系统42分别径向向外和径向向内布置。因此，例如，每个辅助喷射系统72的两个辅助喷射装置76分别相对于以涡轮发动机纵轴线28为中心并穿过主喷射系统42的相应喷射轴线44的圆83径向向外和径向向内布置(图4和图7)。
[0064]
每个辅助喷射装置76还包括在环形室端结构40中形成的相应发散环形表面84(图5-8)，以便限定相应辅助通道70的出口，并且具有在燃烧室内部容积v方向发散的形状。
[0065]
更准确地说，在所示的实施方式中，每个辅助喷射装置76的相应发散环形表面84形成相应烟道86内表面的下游部分(图5和图6)，从环形护罩40b向上游突出，并限定对应的辅助孔70b。
[0066]
在图4-8所示的示例中，每个辅助喷射装置76的进气孔82的相应环形组80包括形成在辅助喷射装置76的相应发散环形表面84中的第一进气孔82a，以及布置在辅助喷射装置76的相应发散环形表面84周围的第二进气孔82b。
[0067]
此外，每个环形组80的进气孔82都适合于赋予通过这些孔的空气涡流特征。也就是说，每个环形组80的进气孔82具有相应的轴线，该轴线定向成使得通过这些孔的空气围绕对应辅助喷射轴线88(图6-8)旋转，所述辅助喷射轴线88由对应辅助喷嘴76限定，并与对应发散环形表面84的旋转轴线重合。
[0068]
一方面，第一进气孔82a和另一方面，第二进气孔82b可以朝向相同的方向以共同形成顺向流，或者相反，可以朝向相反的方向以共同形成逆向流。
[0069]
此外，辅助喷嘴76和对应发散环形表面84优选地配置为使得对应辅助喷射轴线88平行于由对应主喷射系统42限定的喷射轴线44定向。
[0070]
参考图4，主喷射系统42的燃料供应通过主燃料供应系统提供，该主燃料供应系统
可以是传统类型的。该系统尤其包括主管90，主燃料喷嘴54分别布置在主管90的端部。该系统还包括燃料供应回路(图中不可见)，其设置有用于调节燃料流量的装置，例如采取多个调节装置92的形式，主管90分别连接到这些调节装置92。
[0071]
更准确地说，每个主管90包括例如近端部分90a，该近端部分90a从平台96径向向内延伸，平台96旨在附接至外壳，并且在成角度部分90b中出现，该成角度部分90b自身在沿对应喷射轴线44延伸并形成对应主喷嘴54的主管的远端部分中出现。
[0072]
向辅助喷射系统72的燃料供应通过辅助燃料供应系统提供，该辅助燃料供应系统被配置为在涡轮发动机以低于或等于预定速度的运行速度运行时向辅助喷射系统72供给燃料，以及优选地，当涡轮发动机以高于预定速度的运行速度运行时，停止对辅助喷射系统72的燃料供应。
[0073]
有利地，预定速度是怠速。因此，向辅助喷射系统72的燃料供应在燃烧室有熄火风险的操作条件下以及在燃烧室点火期间操作。
[0074]
在所示的实施方式中，辅助燃料供应系统包括辅助管94，辅助燃料喷嘴78分别布置在辅助管94的端部。
[0075]
例如，这些辅助管34每个都连接到相应的主管90。
[0076]
优选地，每个辅助管94从对应主管90横向于由对应主燃料喷嘴54限定的喷射轴线44延伸。
[0077]
因此，每个辅助管94包括近端部分94a，该近端部分94a例如从成角度部分90b横向于喷射轴线44延伸，并且在成角度部分90b中出现，该成角度部分90b在基本平行于对应喷射轴线44的远端部分中延伸，并形成对应的辅助燃料喷嘴78。
[0078]
在其中每个辅助喷射系统72包括如上所述布置的两个辅助注射装置76的所示示例中，辅助管94的相应近端部分94a在相对于喷射轴线44处的圆83的切线方向倾斜的方向上，分别相对于喷射轴线44径向向外和径向向内延伸，同时远离喷射轴线44。
[0079]
在操作中，燃料由主燃料供应系统以常规方式供应到主喷射系统42。
[0080]
例如，在主燃料喷嘴54是双回路类型，即包括被主喷射器包围的引燃喷射器的情况下，引燃喷射器在怠速和低速，并且可选地在涡轮发动机的其他运行速度下被供应燃料，而主喷射器仅在高速时供应燃料。
[0081]
此外，当涡轮发动机以低于或等于预定速度的速度运行时，在这种情况下是在怠速，燃料被供应到辅助喷射系统72，在这种情况下，供应到所示实施方式中的辅助燃料喷嘴78。因此，辅助燃料喷射系统72将空气和燃料的附加流直接喷射到分别由主喷射系统42输送的空气/燃料混合物片的相应角落再循环区域64中。
[0082]
另一方面，当涡轮发动机以高于怠速的速度运行时，优选中断向辅助喷射系统72的燃料供应。
[0083]
涡轮发动机优选地配置为使主喷射系统42喷射燃烧室中循环的总空气流量的10％至30％(包含)之间(其余部分通过两个同轴环形壁32和34中形成的孔以及辅助喷射系统72供应至燃烧室)。
[0084]
此外，涡轮发动机优选地被配置为使得来自主喷射系统42的燃料流量与空气流量的比率(“far”或“燃料空气比率”)在千分之五到千分之五十(包含)之间，该比率能够在操作中变化。
[0085]
涡轮发动机优选地被配置为使得辅助喷射系统72喷射燃烧室内循环的总空气流量的1％至5％(包含)，far比率为0至千分之十。
[0086]
每个辅助喷射系统72的辅助喷射装置76的数量，以及其相对于对应主喷射系统42的布置，当然可以与以上描述的不同，而不脱离本发明的范围。
[0087]
因此，图9-11通过示例说明了三种其他可能的配置。
[0088]
图9对应于每个辅助喷射系统72具有四个辅助喷射装置76的配置，装置76分别布置在相对于对应主喷射系统42居中的梯形的顶点处。
[0089]
图10对应于每个辅助喷射系统72具有两个辅助喷射装置76的配置，辅助喷射装置76沿圆周布置在对应主喷射系统42的任一侧。
[0090]
最后，图11对应于每个辅助喷射系统72具有单个辅助喷射装置76的配置。
[0091]
一般而言，通过辅助喷射系统72将燃料和空气的附加流喷射到角落再循环区域64可以改善这些区域的碳化，从而降低燃烧室的熄火极限，并有助于在飞行中重新点燃燃烧室。
[0092]
本发明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。
[0093]
在本发明的优选实施方式中，来自进气孔的环形组80的气流的涡流特性允许在角落再循环区域64中实现最佳碳化。
[0094]
通过形成在环形室端结构40中、分别围绕辅助燃料喷嘴78的进气孔的环形组80吸入空气，使得辅助喷射装置76可以相对紧凑，并且因此以令人满意的方式集成在两个连续的主喷射系统42之间。