专利名称：一种航空发动机贫油预混预蒸发低污染燃烧室的制作方法
技术领域：
本发明涉及内容为一种航空发动机贫油预混预蒸发低污染燃烧室，按照本发明设计的航空 发动机燃烧室其结构简单，在保证燃烧室稳定高效工作的同时，能够有效降低航空发动机的燃 烧污染排放。
背景技术：
航空发动机燃烧室的主要发展趋势是低污染燃烧，以满足日益严格的航空发动机污染排放 标准。目前采用的CAEP4标准其要求可以说是相当的严格，而08年后将采用的CAEP6标准则 更是严格，其NOx排放比现在发动机的平均排放水平低60M。而仅仅对现有的常规发动机燃烧 室的结构作一些改进，是不可能达到排气污染标准的。因此引出了一代新的燃烧室，即低污染 燃烧室。
美国制造航空发动机的两个著名公司GE和PW对低污染燃烧室已经着手研究，GE首先研 发了双环腔低污染燃烧DAC (用于GE90和CFM56) ， PW公司采用了类RQL (富油燃烧-快 熄-贫油燃烧，Richburn-Quench-Leanbum，简称RQL)低污染燃烧室TALONII (用于PW4000 和6000系列)。在下一代低污染燃烧室方面，GE公司采用LDM(Lean Direct Mixing Combustion, 贫油直接混合燃烧室)技术为其GEnx发动机研制的TAPS (Twin Annular Premixing Swirler)低 污染燃烧室。该燃烧室已经进入整机验证阶段，即将取证，在台架全环试验验证中，NOx污染 排放比CAEP2排放标准降低了 50%。 PW公司继续采用RQL方式提出了降低NOx污染排放的 低污染燃烧室为TALON X，采用的头部形式是PW公司发展的空气雾化喷嘴，燃烧室为单环腔， 在V2500发动机扇型试验段上的试验结果比CAEP2标准降低了 50%。 Rolls-Royce公司采用 LDM技术发展的低污染燃烧室是ANTLE，该燃烧室是一个单环腔分级燃烧室，其NOx污染排 放比CAEP2标准降低了 50%，用于其新一代发动机湍达1000。
而不管是何种先进的低污染燃烧室，其关键技术就是降低NOx (氮氧化物)、CO (—氧化 碳)、UHC (未燃碳氢化合物)和冒烟的燃烧技术，核心问题是降低燃烧区的温度、同时使燃 烧区温度场均匀，即整体和局部的当量比控制，而主燃区当量比的均匀性又主要取决于燃油雾 化和油气掺混的均匀性。
根据NOx与CO产生的机理及试验结果可知燃烧室的主燃区当量比在0.6 0.8范围内产 生的NOx与CO (UHC和CO的排放规律类似)很少。基于此原理，要兼顾NOx与CO、 UHC
的排放量都处于低值范围，应考虑两个因素其一是主燃区的平均当量比，其二是主燃区当量 比的均匀性，并且在所有航空发动机的工作情况下都应如此。而主燃区当量比的均匀性又主要 取决于燃油雾化和油气掺混的均勾性。这主要取决于两方面 一是燃油颗粒直径分布的均匀性， 即SMD的分布均匀性；二则是燃油油雾浓度分布的均匀性。从燃烧方式讲，应采用均匀的预混 燃烧，达到主燃区当量比均匀性要求以降低污染排放。
目前的常规燃烧方式无法降低NOx、 CO和UHC排放。原因是目前燃烧室的设计方法所决 定的。在大状态时，燃烧区温度在化学恰当比即化学当量比为1时的燃烧温度附近，远超过上 述低污染燃烧所需当量比范围要求。小状态时，燃烧区当量比又很低，远低于上述低污染燃烧 所需当量比区间。另外，目前常规燃烧都采用扩散燃烧方式，局部当量比非常不均匀，因此， 难以达到低污染燃烧的要求。
根据基础研究的成果，要彻底实现航空发动机的低污染燃烧，必须采用贫油预混预蒸发燃 烧，同时要兼顾燃烧室的稳定工作范围，即稳定性。
发明内容
本发明的技术解决问题克服现有技术的不足，提供一种航空发动机贫油预馄预蒸发低污 染燃烧室，该燃烧室在满足航空发动机的工作条件下，能有效的降低航空发动机燃烧室燃烧的 污染排放，包括NOx、冒烟、CO及UHC，且结构简单。
本发明的技术解决方案 一种航空发动机贫油预混预蒸发低污染燃烧室，由头部和火焰筒 组成，燃烧气量全部由燃烧室头部供入，冷却气和惨混气从火焰筒进入；所述的头部为双环腔 结构，包括位于内环的用于火焰稳定和启动的预燃级和位于外环的用于大部分燃油的高效低污 染燃烧的主燃级；所述的预燃级包括离心喷嘴和环绕离心喷嘴的旋流器，燃油经离心喷嘴喷出 后受到来自旋流器的空气旋流的剪切破碎，并在预燃级混合腔区域内混合然后进入燃烧区域内 形成扩散燃烧；主燃级环绕着预燃级，包括直射式空气雾化喷嘴、主旋流器和预混环腔，主旋 流器位于直射式空气雾化喷嘴出口的上游，喷嘴出口下游为预混环腔，燃油在直射式空气雾化 喷嘴中先行与空气进行混合雾化，然后切向喷射入预混环腔中进行预混预蒸发，最后进入燃烧 区域形成预混燃烧；在预燃级和主燃级喷嘴出口的下游分别采用收扩口防止回火和积碳。
本发明的原理是 一般而言，航空发动机燃烧室低污染排放的实现主要就是通过两方面， 一是控制整个燃烧室内燃烧区域的总体当量比范围；二则是控帝t燃烧室内整个燃烧区域的燃烧 均匀性，即当量比均匀性，因为局部富油而导致的局部当量比过大也会大大增加发动机的污染 排放。根据上述原理并且考虑到航空发动机燃烧室的工作特点，本发明采用燃烧用气全部从 燃烧室的头部供入，在燃烧区内形成贫油燃烧，并通过燃油分级措施，控制燃烧室当量比在航 空发动机不同工作状态下都能进入低污染燃烧区间'，以降低所有燃烧污染排放物。冷却气和掺
混气均从火焰筒供入，并且通过对冷却空气流动的控制，避免产生过多的一氧化碳和未燃碳氢。 燃烧室头部分预燃级和主燃级两级，采用两种不同的燃油准备方式和两种燃烧模式的组合，以 兼顾燃烧稳定和污染排放低两个矛盾的性能要求。预燃级在慢车等小状态下启动，保持小状态 时燃烧区的当量比落在上述低污染燃烧当量比区间内，并且使燃烧的稳定性好，容易启动。当 发动机工作在大状态时才启动主燃级，主燃级是预混预蒸发模式，控制燃烧区的当量比在上述 低污染燃烧当量比区间，并且保证燃烧区域内局部当量比均匀度高。采用上述低污染燃烧室， 可确保在航空发动机燃烧室所有的工作状态下，燃烧区的整体当量比控制在低污染燃烧的区间 内，同时通过控制主燃级油雾均匀度、混合度和蒸发度来控制燃烧区的当量比均匀度，从而达 到污染排放低、稳定性好的航空发动机低污染燃烧室性能要求。 本发明与现有技术相比的优点如下
1. 燃烧室燃烧全部由头部供入，冷却及掺混等用气则从火焰筒进入，增加燃烧室功效的同 时简化燃烧室的结构。
2. 主燃级采用直射式空气雾化喷嘴切向喷射，不仅改善了喷雾的打壁效应，而且使得燃油 颗粒在周向(或是展向)的分布范围更宽，从而改善了油气混合的分布，减少了周向喷射点。
3. 空气雾化喷嘴切向喷射入环腔旋流，燃油经过二次破碎，雾化效果更好，实现均匀的预 混合，以及燃油的良好蒸发。
4. 通过预燃级和主燃级的两个收扩口有效防止喷嘴的积碳和回火，解决贫油预混预蒸发燃 烧的关键技术难题。
5. 通过预燃级扩散燃烧与主燃级预混合预蒸发的预混燃烧的组合燃烧模式，实现航空发动 机燃烧室的宽稳定工作范围和低污染排放，污染排放可比CAEP2标准降低60% 。
图l为本发明的燃烧室框架图； 图2为本发明的燃烧室的头部结构图； 图3为本发明的燃烧室A-A截面视图即头部供油结构图； 图4为本发明的燃烧室B-B截面即空气雾化喷嘴截面示意图； 图5为本发明的燃烧室C-C截面即头部端面小孔安排示意图。
图中l.复合双油路，2.主燃级供油路，3.离心喷嘴,4:旋流器，5:预燃级进气通道，6.预燃 级混合腔，7.冷却空气通道，8.主燃级预混气通道，9.预然级收扩口， IO.燃油喷口， ll.油气混合 喷口， 12.主旋流器，13.主燃级预混环腔，14.冷却孔，15.直射式空气雾化喷嘴，27.主燃级收扩 口， 28.火焰筒壁，29.掺混孔，30.燃烧室燃烧区域。
对应图中的结构，涉及以下关键尺寸:16.切向入射角度,17.油气混合喷口通道长度，18.
燃油喷口至油气混合喷口的距离，19.燃油喷口直径，20.油气混合喷口直径，21.预燃级收扩口收 缩角度，22.预燃级收扩口扩张角度，23.离心喷嘴出口至预燃级收扩口喉道截面距离，24.主燃级 收扩口收縮角度，25.主燃级收扩口扩张角度，26.直射式空气雾化喷嘴出口至主燃级收扩口喉道 截面距离。
具体实施例方式
如图l、 2、 3所示，本发明设计的燃烧室由头部和火焰筒组成，燃烧用气全部从头部供入， 其它用气均从火焰筒供入，并在火焰筒后端设置掺混孔29以调整燃烧室出口温度分布。头部的 主要结构为圆形环腔结构，分为预燃级和主燃级，预燃级包括离心喷嘴3和环绕着离心喷嘴的 旋流器4;主燃级环绕着预燃级，包括直射式空气雾化喷嘴15、主旋流器12以及预混环腔13。 预燃级离心喷嘴3和主燃级空气雾化喷嘴15的油路2以及油喷口 10可以加工为一个供油整体， 包括直射式空气雾化喷嘴15的混合喷口 11、预燃级收扩口 9在内的多个部分加工为一个环形空 腔整体。安装时先行将两级燃烧的旋流器与环形空腔整体安装，可以焊接也可以通过螺纹联接， 然后推入火焰筒中与火焰筒壁通过螺栓固定，最后将包括离心喷嘴3的供油整体对应推入环形 空腔整体中。
在预燃级中，燃油经由离心喷嘴3喷出，受到来自环绕在其周围的旋流器4的剪切气流的 剪切破碎，并以较大的喷雾张角进入燃烧室主燃区形成扩散燃烧；对于主燃级，燃油经由燃油 喷口 IO喷出，与预混通道8内空气混合初次破碎后进入油气混合喷口 11，再由油气混合喷口 11切向喷入预混环腔13，预混环腔13的上游安装有旋流器12，喷出的油气两相流在预混环腔 13内旋流的作用下进行二次破碎，这样就能够更好的使燃油得到雾化，并且采用切向入射的方 式来改善燃油雾化沿周向(或是展向)的分布，燃油与空气在预混环腔13内很好地混合并蒸发 后进入燃烧区，形成预混燃烧。预燃级喷嘴3下游设置收扩口9以及主燃级喷嘴15下游设置收 扩口27以防止喷嘴的积碳和回火，并且能够改善下游的油气分布。在整个头部，主燃级直射式 空气雾化喷嘴15在周向上的分布数量可以根据所需的工作状态来确定，数量为至少一个乃至沿 周向的多个分布，以使得燃烧室内的油气混合更加均匀。
头部供油管的周围均为环腔，并在端壁上开小孔14,如图5所示，小孔14的数量和分布视 空气雾化喷嘴15的数量而定，直径小于3ram，小孔14的倾斜角度区间在10° ^40° ，其作用 一方面能冷却头部，另一方面还能阻止主燃级油气混合、流过早与预燃级火焰接触，防止回火和 积碳。
预燃级有足够的喷雾张角以满足稳定的点火性能，而主燃级的张角则加以限制以免燃油打 壁。预燃级的空气分配占全部燃烧气量的5% 35%，主燃级的空气分配占全部燃烧气量的65 %~95%。
预燃级的旋流器4和主燃级的主旋流器12可采用径向旋流器也可采用轴向旋流器；两级雾 化也可采用多级旋流器。
预燃级收扩口9的喉道截面直径D与该截面距离离心喷嘴3的出口距离23，即L，及离心
r D
喷嘴3的喷雾张角a之间存在关系^^ ^ ,，、。
预燃级收扩口 9的收縮角度21与扩张角度22的范围在30。至16(T内；主燃级的收扩口 27的收缩角度24与扩张角度25的范围亦在30。至160°内，收扩口的角度与喷嘴的扩张角度 有关，应与之相应匹配。
主燃级直射式空气雾化喷嘴15采用切向入射的方式，切向入射的角度16范围在15°至75 °范围内。主燃级采用直射式空气雾化喷嘴15切向喷射的燃油准备方式，不仅简化了燃烧室头 部结构，而且改善了燃油的雾化效果和燃油颗粒的分布。主燃级直射式空气雾化喷嘴15通过两 个同轴的小孔来实现，其燃油喷口 10的直径范围为0.3mm—3mm;油气混合喷口 11面积由该 喷口 11的面积与燃油喷口 IO的面积之比确定，该面积之比小于50。主燃级直射式空气雾化喷 嘴15中，以油气混合喷口 11的直径dj作为无量纲度量单位，预混空气通道8'的高度小于4dj， 燃袖喷口 10的通道长度17小于6dj，燃油喷口 10与油气混合喷口 11出口的距离18小于10dj。
在主燃级直射式空气雾化喷嘴15中，燃油喷口 10喷出的燃油经由预混通道8内的空气预 混破碎后再通过油气混合11喷口切向喷射入环腔13。主燃级喷嘴的雾化性能主要与燃油喷口 IO的直径和油气混合喷口 U的直径之比、燃油喷口出口和油气混合喷口出口的距离以及喷口的 切向角度a有关；预混合和预蒸发特性与环腔13内空气流动的特性和环腔13的几何尺寸即高 度和长度有关,并且油气混合喷口 11出口至下游收扩口27喉道截面的距离26应小于20dj。
火焰筒的冷却采用气膜冷却、冲击发散冷却或是其它复合冷却方式，以控制火焰筒壁温度， 并防止燃烧火焰进入冷却气内，以降低CO和UHC的产生；在火焰筒后部设置掺混孔29，控制 燃烧室出口温度分布。
具体实施案例中，设燃烧室设计点的总油气比为0.03，燃烧室总进气有效面积约2000rnin2。 根据上述方法，头部进气的有效面积占整个燃烧室进气有效面积的约70%，燃烧区当量比为 0.63，属于贫油燃烧，在低污染排放的温度区间内。冷却气和掺混气的进气有效面积占总有效面 积的约30%，冷却壁面和调整出口温度分布。根据配比V买部进气的有效面积约1400 mm2，再 根据头部预燃级和主燃级的气量配比，这里主燃级气量分配占全部燃烧空气量的80%，得出预 燃级和主燃级分别的进气有效面积为280mn^和1120mm2。主燃级和预燃级的涡流器都采用一 级轴向叶片式涡流器，根据旋流器的设计方法，可以得出预燃级和主燃级的旋流器外径分别在 21mm和71mm。对于预燃级，离心喷嘴张角为肌:，.由其与收扩口喉道直径及喉道截面与喷
嘴出口距离的关系，可以得到预燃级收扩口的喉道直径为13mm，喉道截面与离心喷嘴出口的距 离为7.5mm，收缩口的张角为60° ，扩张口张角为110° 。对于主燃级，空气雾化喷嘴中，燃 油喷口直径为0.5mm，油气混合喷口直径为2.5mm,预混气通道高度为2mm，油气混合喷口通 道长为4mm,袖气混合喷口出口至主燃级收扩口的喉道截面距离为30mm，主燃级收扩口的收 縮角度为25° ,而扩张角度为36° 。主燃级空气雾化喷嘴沿周向均匀布置8个。头部端壁上的 小孔以等间距排列，直径均为0.5mm，其倾斜的角度为26° 。
权利要求
1、一种航空发动机贫油预混预蒸发低污染燃烧室，由头部和火焰筒组成，其特征在于燃烧气量全部由燃烧室头部供入，冷却气和掺混气从火焰筒进入；所述的头部为双环腔结构，包括位于内环的用于火焰稳定和启动的预燃级和位于外环的用于大部分燃油的高效低污染燃烧的主燃级；所述的预燃级包括离心喷嘴(3)和环绕离心喷嘴(3)的旋流器(4)，燃油经离心喷嘴(3)喷出后受到来自旋流器(4)的空气旋流的剪切破碎，并在预燃级混合腔(6)区域内混合然后进入燃烧区域(30)内形成扩散燃烧；主燃级环绕着预燃级，包括直射式空气雾化喷嘴(15)、主旋流器(12)和预混环腔(13)，主旋流器(12)位于直射式空气雾化喷嘴(15)出口的上游，直射式空气雾化喷嘴(15)出口下游为预混环腔(13)，燃油在直射式空气雾化喷嘴(15)中先行与空气进行混合雾化，然后切向喷射入预混环腔(13)中进行预混预蒸发，最后进入燃烧区域(30)形成预混燃烧；在所述的预燃级喷嘴出口的下游采用收扩口(9)和主燃级喷嘴出口的下游采用收扩口(27)防止回火和积碳。
2、 根据权利要求1所述的航空发动机贫油预混预蒸发低污染燃烧室，其特征在于所 述预燃级的空气分配占全部燃烧气量的5% 35%,主燃级的空气分配占全部燃烧气量的65 % 95%。
3、 根据权利要求l所述的航空发动机贫油预混预蒸发低污染燃烧室，其特征在于所 述的预燃级收扩口 (9)的喉道截面直径D与该截面距离离心喷嘴(3)的出口距离(23)，即L，及离心喷嘴(3)的喷雾张角a之间存在关系丄^ 。2 g(a/2)
4、 根据权利要求1或4所述的航空发动机贫油预混预蒸发低污染燃烧室，其特征在于 所述的预燃级收扩口 (9)的收縮角度(21)与扩张角度(22)的范围在30°至160°内； 主燃级的收扩口 (27)的收縮角度(24)与扩张角度(25)的范围亦在30°至160°内， 收扩口的角度与喷嘴雾化的扩张角度有关，应与之相应匹配。
5、 根据权利要求1所述的航空发动机贫油预混预蒸发低污染燃烧室，其特征在于所 述的主燃级直射式空气雾化喷嘴(15)采用切向入射的方式，切向入射的角度(16)范围 在15°至75°范围内。
6、 根据权利要求1或6所述的航空发动机贫油预混预蒸发低污染燃烧室，其特征在于 所述的主燃级直射式空气雾化喷嘴(15)的燃油喷口 (10)的直径范围为0.3mm—3mm; 油气混合喷口 (11)面积由该喷口 (11)的面积与燃油喷口 (10)的面积之比确定，该面 积之比小于50。
7、 根据权利要求1或6所述的航空发动机贫油预混预蒸发低污染燃烧室，其特征在于 所述的主燃级直射式空气雾化喷嘴(15)中，以油气混合喷口 (11)的直径dj作为无量纲 度量单位，预混空气通道(8)的高度小于4dj，燃油喷口 (10)的通道长度(17)小于6dj， 燃油喷口 (10)与油气混合喷口 (11)出口的距离(18)小于10dj。
8、 根据权利要求1或6所述的航空发动机贫油预混预蒸发低污染燃烧室，其特征在于-所述的主燃级直射式空气雾化喷嘴(15)中，油气混合喷口 (11)出口至下游收扩口 (27) 喉道截面的距离26小于20dj。
9、 根据权利要求1或6所述的航空发动机贫油预混预蒸发低污染燃烧室，其特征在于-所述的主燃级直射式空气雾化喷嘴(15)的数量为至少一个乃至沿周向的多个分布。
10、 根据权利要求1所述的航空发动机贫油预混预蒸发低污染燃烧室，其特征在于所述 的头部供油管的周围为环腔，并在端壁上开小孔(14)，小孔(14)的数量和分布视空气雾化 喷嘴(15)的数量而定，直径小于3mm，小孔(14)的倾斜角度区间在10° —40° 。
11、 根据权利要求1所述的航空发动机贫油预混预蒸发低污染燃烧室，其特征在于 所述的燃烧室火焰筒(28)的冷却方式采用气膜冷却、冲击发散冷却或复合冷却方式，以 对壁面温度进行控制，并通过对火焰筒内流场的控制防止燃烧火焰进入冷却气膜内，以减 少CO和UHC的产生。
12、 根据权利要求1所述的航空发动机贫油预混预蒸发低污染燃烧室，其特征在于 在所述的火焰筒后部设置掺混孔(29)，以控制燃烧室出口温度分布。
13、 根据权利要求1所述的航空发动机贫油预混预蒸发低污染燃烧室，其特征在于 在所述的预燃级的旋流器(4)和主燃级的主旋流器(12)采用径向旋流器，或轴向旋流器； 且可采用多级旋流器。
全文摘要
一种航空发动机贫油预混预蒸发低污染燃烧室，由头部和火焰筒组成，其燃烧气量全部由燃烧室头部供入，冷却气和掺混气则从火焰筒进入；头部为双环腔结构，分为预燃级和主燃级两级，预燃级在内，主燃级环绕着预燃级。预燃级包括离心喷嘴和环绕离心喷嘴的旋流器，燃油经离心喷嘴喷出后受到来自旋流器的空气旋流的剪切破碎，并在预燃级混合腔区域内混合然后进入燃烧区域内形成扩散燃烧；主燃级包括直射式空气雾化喷嘴、主旋流器和预混环腔，主旋流器位于喷嘴的上游，预混环腔则位于喷嘴的下游，燃油在喷嘴中先行与空气进行混合雾化，然后切向喷射入预混环腔中进行预混预蒸发，进入燃烧区域形成预混燃烧；在预燃级燃和主燃级燃油出口的下游采用收扩口防止回火和积碳。本发明结构简单，在保证工作状态的条件下能有效的降低航空发动机的污染排放。
文档编号F23R3/38GK101169252SQ20071017839
公开日2008年4月30日 申请日期2007年11月29日 优先权日2007年11月29日
发明者吴江华, 弛 张, 彭云晖, 林宇震, 许全宏 申请人:北京航空航天大学