航空发动机燃烧室以及大涵道比涡扇发动机的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种航空发动机燃烧室以及设置该航空发动机燃烧室的大涵道比涡扇发动机。
【背景技术】
[0002]航空发动机的喘振特性是航空发动机最为基本的特性，喘振特性的测量是航空发动机试验的关键技术之一。
[0003]喘振是指发动机内部巨大的压力振动，该振动伴随着流量减小和压气机系统内流动状态的反向。喘振特性的测量、试验方法主要包括燃油阶跃逼喘、喷水逼喘、喷口变几何面积逼喘、高压压气机注气逼喘。逼喘是指通过特定的试验技术或者方法使发动机/压气机的工作点向喘振边界靠近，达到测量喘振边界的目的。喘振边界是指发动机/压气机可以稳定工作和不能稳定工作的界限，发动机/压气机通常应当在与喘振边界具有一定喘振裕度的条件上工作。喘振裕度可通过特定发动机在正常稳定工作线下与喘振边界的差值来计算。这个参数通常是恒定折合流量下的压气机增压比变化百分比(其它参数若能清晰表示也是可以的)。所有逼喘方式的原理都是快速升高压气机后的压力，使压气机的工作点在等转速线上迅速向喘振边界靠近，同时测得相应的气动信号作为喘振先兆信号，由此作为发动机防喘、消喘的依据。
[0004]喷水逼喘的方法是向燃烧室内喷入一定量的水，水在高温下迅速汽化、膨胀，提高高压压气机出口反压，实现将发动机工作点推向喘振边界的目的。虽然喷水逼喘需要增加喷水设备、相应的控制/调节系统以及发动机改装，但是喷水逼喘更为适合技术成熟度较低的发动机，尤其是在发动机本体可靠性尚未考核、控制系统稳定性尚未确认的前提下，同时水的喷入不会提高高压涡轮前温度，这样不会对涡轮的强度和热疲劳性能有过高的要求。
[0005]现有技术中，喷水装置的喷水口位于火焰筒头部旋流器上游，但本申请人发现:现有技术至少存在以下技术问题:
[0006]随着国际民航组织对航空发动机污染排放的要求日益严苛，先进民用大涵道比涡扇发动机普遍采用了 LPP(贫油、预混、预蒸发)的燃烧组织方式，这样方式导致了燃烧室的贫油熄火特性相对较差，这种情况下如果仍在燃烧室火焰筒上游喷水逼喘的话，很可能导致燃烧室熄火，发动机停转(或称为停车)，无法达到逼喘的效果。
【发明内容】
[0007]本发明的其中一个目的是提出一种航空发动机燃烧室以及设置该航空发动机燃烧室的大涵道比涡扇发动机，解决了现有技术存在燃烧室内喷水逼喘试验过程较易熄火的技术问题。本发明优选技术方案所能产生的诸多技术效果详见下文阐述。
[0008]为实现上述目的，本发明提供了以下技术方案:
[0009]本发明实施例提供的航空发动机燃烧室，航空发动机燃烧室，其特征在于，包括火焰筒以及逼喘试验用喷水装置，其中:
[0010]所述逼喘试验用喷水装置包括至少一个喷嘴；
[0011]所述火焰筒上设置有安装通孔，所述喷嘴设置在所述安装通孔上且所述喷嘴的喷射方向朝向所述火焰筒内；
[0012]在航空发动机燃烧室的轴向方向上，所述喷嘴与所述火焰筒内最易点火的位置之间的距离不大于15cm。
[0013]在一个优选或可选地实施例中，所述航空发动机燃烧室还包括点火器，所述火焰筒内最易点火的位置为所述点火器的点火电嘴的打火位置。
[0014]在一个优选或可选地实施例中，在所述航空发动机燃烧室的轴向方向上，所述喷嘴的位置位于所述航空发动机燃烧室内所述点火电嘴的打火位置的下游区域。
[0015]在一个优选或可选地实施例中，在所述航空发动机燃烧室的轴向方向上，所述喷嘴与所述点火电嘴的打火位置之间的距离不大于10cm。
[0016]在一个优选或可选地实施例中，所述点火器包括壳体、绝缘隔热材料以及电极，所述壳体的其中一端嵌于所述安装通孔上，所述电极穿出所述壳体的部分形成所述点火电嘴；
[0017]所述逼喘试验用喷水装置包括注水管路以及与所述注水管路相连通的所述喷嘴，至少部分所述注水管路位于所述壳体内，且所述绝缘隔热材料介于所述注水管路与所述电极之间；
[0018]所述喷嘴位于所述壳体之外；或者，所述喷嘴为贯穿设置在所述壳体上的至少一个喷水通孔或至少一条缝隙。
[0019]在一个优选或可选地实施例中，所述航空发动机燃烧室上固定设置有机匣安装座，所述机匣安装座上设置有螺纹孔；
[0020]所述壳体为圆筒状且其与所述螺纹孔螺纹连接，所述绝缘隔热材料、所述电极以及所述注水管路均延伸出所述壳体沿背离所述点火电嘴的方向延伸出所述机匣安装座的部分，且所述壳体沿背离所述点火电嘴的方向延伸出所述机匣安装座的部分还连接有壳体锁定件。
[0021]在一个优选或可选地实施例中，所述壳体锁定件为螺母，其中:
[0022]所述螺母、所述壳体以及所述绝缘隔热材料三者上设置有保险丝孔；或者，所述电极包括正电极以及负电极，所述正电极以及所述负电极之间填充有绝缘隔垫材料，所述螺母、所述壳体以及所述绝缘隔垫材料三者上设置有保险丝孔；
[0023]所述保险丝孔贯穿设置有保险丝。
[0024]在一个优选或可选地实施例中，所述航空发动机燃烧室沿周向方向分布有2?24个所述喷嘴。
[0025]在一个优选或可选地实施例中，所述喷嘴沿所述航空发动机燃烧室的周向方向均匀分布。
[0026]在一个优选或可选地实施例中，所述喷嘴的喷水方式为以下三种喷射方向其中的一种、其中两种的结合或其中三种的结合:
[0027]沿所述航空发动机燃烧室内高温燃气的主流动方向顺流喷射；
[0028]沿所述航空发动机燃烧室内高温燃气的主流动方向逆流喷射；
[0029]沿垂直于所述航空发动机燃烧室的轴向的方向喷射。
[0030]本发明实施例提供的大涵道比涡扇发动机，包括本发明任一技术方案提供的航空发动机燃烧室。
[0031]基于上述技术方案，本发明实施例至少可以产生如下技术效果:
[0032]本发明实施例提供的航空发动机燃烧室中，喷嘴与航空发动机燃烧室火焰筒内最易点火的位置(该位置优选为点火器的点火电嘴的打火位置，具体可以为打火电弧所在的位置)之间的距离不大于15cm，由于喷嘴接近航空发动机燃烧室内最易点火的位置，而航空发动机燃烧室内相对较易点火的位置同时也是此处喷水相对较不易熄火的位置，所以喷嘴越接近该位置，熄火的可能性也会越小，所以解决了现有技术存在燃烧室相对较易熄火的技术问题，一定程度上克服了喷水逼喘与发动机停转之间的矛盾。
【附图说明】
[0033]此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中:
[0034]图1为现有技术中提供的一种设置喷水装置的燃烧室的示意图；
[0035]图2为设置本发明实施例所提供的航空发动机燃烧室的航空发动机主要组成部分之间位置关系的示意图；
[0036]图3为本发明实施例所提供的航空发动机燃烧室内点火系统、供水系统与点火器之间关系的不意图；
[0037]图4为本发明实施例所提供的一种航空发动机燃烧室的主要组成部分之间位置关系的意图；
[0038]图5为本发明实施例所提供的另一种航空发动机燃烧室的主要组成部分之间位置关系的示意图；
[0039]图6为本发明实施例所提供的再一种航空发动机燃烧室的主要组成部分之间位置关系的示意图；
[0040]图7为本发明实施例所提供的航空发动机燃烧室中点火器与机匣安装座之间位置关系的示意图；
[0041]附图标记:1、逼喘试验用唆水装直；10、供水系统；11、唆嘴；12、注水管路；2、点火器；20、点火系统；21、点火电嘴；22、