航空发动机燃烧室及其航空发动的制造方法
【专利摘要】本发明提供一种航空发动机燃烧室及其航空发动机，所述航空发动机燃烧室包括：内机匣、外机匣、火焰筒、燃油喷嘴以及多通道进口扩压器，其中经压气机压缩的空气通过所述多通道进口扩压器进入所述燃烧室内，并分成外侧流、中间流和内侧流，所述外侧流流入在外机匣和外火焰筒之间的外环腔，向外火焰筒提供冷却气和穿过外掺混孔阵的掺混气，所述中间流流入火焰筒头部，向火焰筒头部提供冷却气和燃烧空气，以及所述内侧流流入在内机匣和内火焰筒之间的内环腔，向内火焰筒提供冷却气和穿过内掺混孔阵的掺混气。本发明能够控制污染排放，延长火焰筒在高温下的使用寿命，提升燃烧室出口温度分布调节能力，保证燃烧室的可靠运行。
【专利说明】航空发动机燃烧室及其航空发动机
【技术领域】
[0001]本发明涉及发动机【技术领域】，特别是涉及一种实现低污染、长寿命的航空发动机燃烧室及包括该燃烧室的航空发动机。
【背景技术】
[0002]燃烧室是现代航空发动机中必不可少的部件之一，在这里燃料中含有的化学能通过燃烧化学反应，转变成热能，形成高温燃烧产物，驱动涡轮做功。现代航空发动机燃烧室的综合性能和结构布局已经达到相当高的水准，但仍面临大量的难题和挑战。新材料、新工艺、新结构、新概念的持续发展应用才能保证其基业长青。
[0003]随着大气环境问题在世界范围内受到越来越多的关注，对航空发动机污染物排放的限制要求日趋严格，甚至到了苛刻的地步。根据目前民用航空发动机研发趋势与市场需求，到2020年左右，氮氧化物(NOx)的排放量比现行国际民航组织(ICAO)规定CAEP6标准还要减少50%左右。为了满足日益严格的航空发动机污染排放标准，低污染排放已成为现代航空发动机燃烧室的一项重要性能要求。同时，从降低维护与营运成本的角度出发，燃烧室的使用寿命也是非常关注的问题。
[0004]依照现代航空发动机燃烧室低污染的发展趋势，采用中心分级燃烧的贫油燃烧模式是最有潜力的控制污染排放的手段之一，这需要大幅度提高用于参加燃烧的空气分配比例，由此给燃烧室的研发带来其他的困难，例如火焰筒冷却气量减少，需提高火焰筒的耐久性；掺混气量减少，需保证出口温度分布品质。
[0005]燃烧室火焰筒寿命是燃烧室使用寿命的最主要的决定因素。如何降低火焰筒壁面的热应力成为目前燃烧室研发的一项关键技术。
【发明内容】
[0006]为了解决上述问题，本发明提供一种航空发动机燃烧室及其航空发动机，能够同时实现低污染排放和长使用寿命。
[0007]根据本发明的第一个方面，提供一种航空发动机燃烧室，包括:
[0008]内机匣；
[0009]外机匣，其环绕所述内机匣；
[0010]火焰筒，其位于所述外机匣和所述内机匣之间，所述火焰筒包括火焰筒头部、内火焰筒和环绕所述内火焰筒的外火焰筒，其中，所述内火焰筒上设有内掺混孔阵，所述外火焰筒上设有外掺混孔阵；
[0011]燃油喷嘴，燃油通过所述燃油喷嘴进入所述火焰筒头部；
[0012]多通道进口扩压器，经压气机压缩的空气通过所述多通道进口扩压器进入所述燃烧室内，并分成外侧流、中间流和内侧流，所述外侧流流入在所述外机匣和所述外火焰筒之间的外环腔，向所述外火焰筒提供冷却气和穿过所述外掺混孔阵的掺混气，所述中间流流入所述火焰筒头部，向所述火焰筒头部提供冷却气和燃烧空气，以及所述内侧流流入在所述内机匣和所述内火焰筒之间的内环腔，向所述内火焰筒提供冷却气和穿过所述内掺混孔阵的掺混气。
[0013]其中，所述多通道进口扩压器内设置有多个隔环，用于将经压气机压缩的空气分成外侧流、中间流和内侧流。
[0014]其中，所述外掺混孔阵和所述内掺混孔阵相对地设置，形成对冲的掺混孔阵。
[0015]其中，所述内掺混孔阵在所述内火焰筒的圆周方向上均匀分布。
[0016]其中，所述外掺混孔阵在所述外火焰筒的圆周方向上均匀分布。
[0017]其中，所述火焰筒头部采用分级燃烧方式，由预燃级组件和主燃级组件组成。
[0018]其中，还包括位于所述内火焰筒和所述外火焰筒之间的中间环腔，所述中间环腔的流通截面沿气流方向收缩。
[0019]其中，所述内火焰筒和/或所述外火焰筒包括支承壁和浮动壁，所述支承壁的内侧上固定有多个所述浮动壁，并且相邻的浮动壁之间存在间隙。
[0020]其中，所述浮动壁采用陶瓷基复合材料制成。
[0021]根据本发明的第二个方面，提供一种航空发动机，其包括根据前面所述的航空发动机燃烧室。
[0022]本发明的燃烧室能够缩短长度，减轻重量，控制污染排放，延长火焰筒在高温下的使用寿命，提升燃烧室出口温度分布调节能力，保证燃烧室的可靠运行，同时控制污染排放，实现了低污染和长寿命。
【专利附图】
【附图说明】`
[0023]本发明的结构和操作方式以及进一步的目的和优点将通过下面结合附图的描述得到更好地理解，其中:
[0024]图1是本发明的航空发动机燃烧室的优选实施例的结构示意图；
[0025]图2是本发明的火焰筒的双层壁的结构示意图；以及
[0026]图3是常规的燃烧室的结构示意图。
[0027]附图标记说明
[0028]I多通道进口扩压器 2外机匣
[0029]3内机匣4燃油喷嘴
[0030]5火焰筒头部6外火焰筒
[0031]7内火焰筒8外掺混孔阵
[0032]9内掺混孔阵10隔环
[0033]11空气12外侧流
[0034]13中间流14内侧流
[0035]15外环腔16燃烧空气
[0036]17内环腔18冷却气
[0037]19冷却气20掺混气
[0038]21掺混气22扩压器
[0039]23常规火焰筒头部 24火焰筒
[0040]25掺混孔截面高度 26掺混孔阵截面高度[0041]27支承壁 28浮动壁
[0042]29射流30气膜
[0043]31外侧方向32内侧方向
【具体实施方式】
[0044]下面详细讨论实施例的实施和使用。然而，应当理解，所讨论的具体实施例仅示范性地说明实施和使用本发明的特定方式，而非限制本发明的范围。
[0045]图1示出了根据本发明的一个示例性但非限制性的实施例的航空发动机燃烧室:采用多通道进口扩压器，中心分级的贫油头部，陶瓷基复合材料浮动壁、火焰筒容积减少并后段快速收缩的火焰筒造型以及对冲掺混孔阵。
[0046]参见图1，航空发动机燃烧室由多通道进口扩压器1、燃烧室外机匣2、燃烧室内机匣3、燃油喷嘴4、火焰筒组成。燃油通过燃油喷嘴4进入火焰筒，火焰筒位于外机匣2和内机匣3之间，包括火焰筒头部5、外火焰筒6和内火焰筒7。外火焰筒6环绕内火焰筒7，内火焰筒7上设有内掺混孔阵9，外火焰筒6上设有外掺混孔阵8。
[0047]多通道进口扩压器I采用多通道结构，长度比常规燃烧室的扩压器22短(图3)。经压气机压缩的空气11在多通道扩压器内被隔环10分成多股并被扩压减速至适合的状态。在扩压器出口，气流适应燃烧室的气流分配，分成外侧流12，中间流13和内侧流14，外侧流12流入在外机匣2和外火焰筒6之间的外环腔15，向外火焰筒6提供冷却气18和穿过外掺混孔阵8的掺混气20，中间流13流入火焰筒头部5，向火焰筒头部提供冷却气和燃烧空气16，内侧流14流入在内机匣3和内火焰筒7之间的内环腔17，向内火焰筒7提供冷却气19和穿过内掺混孔阵9的掺混气21。
`[0048]火焰筒头部5采用分级燃烧方式，主要由预燃级组件和主燃级组件组成。利用由预燃级进入燃烧室的旋流空气产生低速回流区稳定火焰，主燃级在分级点后启动，采用预混预蒸发燃烧组织方式，由于这种燃烧方式头部进气量大，火焰筒头部5比现有燃烧室的常规火焰筒头部23大(图3)。
[0049]如图2所示，外火焰筒6和内火焰筒7采用双层壁结构，外层壁为支承壁27，内层壁为浮动壁28，冷却空气沿外侧方向31流动，燃气沿内侧方向32流动。冷却空气通过在外层壁上的孔，形成射流29冲击冷却浮动壁28，并形成气膜30保护下一段浮动壁28。优选地，浮动壁28采用陶瓷基复合材料制成，通过连接件连接到支承壁27上，相邻的浮动壁28之间存在间隙。
[0050]在本实施例中，外火焰筒6和内火焰筒7之间的中间环腔的流通截面沿气流方向收缩，后段流通面积收缩快，相比常规的火焰筒24(图3)，增大了流通面积的收缩度，在相同的头部尺寸及火焰筒长度下，火焰筒容积减小。
[0051]外火焰筒6和内火焰筒7上没有主燃孔，分别开有外掺混孔阵8和内掺混孔阵9。优选地，外掺混孔阵8和内掺混孔阵9相对地设置。内掺混孔阵9在内火焰筒7的圆周方向上均匀分布，外掺混孔阵8在外火焰筒6的圆周方向上均匀分布，以便于调节出口温度分布。与常规的燃烧室的掺混孔截面高度25相比，本发明的掺混孔阵截面高度26减小。
[0052]本发明燃烧室的特点在于:多通道扩压器、中心分级燃烧的贫油头部、陶瓷基复合材料浮动壁、火焰筒容积减少并后段流通面积快速收缩的火焰筒造型以及对冲掺混孔阵。气流由多通道扩压器进入燃烧室，在扩压器出口处分成配置合理的三股气流，其中中间大部分的气流通过采用中心分级燃烧技术的贫油头部进入火焰筒参与燃烧，内外两股气流进入内外环腔分别作为冷却气和掺混气冷却火焰筒和调节燃气的出口温度分布。
[0053]本发明的有益效果如下所述:
[0054]1.采用多通道进口扩压器，多通道的设计可在更短的长度内满足对扩压减速的要求，缩短了扩压器长度，从而获得燃烧室长度和重量减少的收益，并合理配置进入火焰筒头部和内外环腔的流量比例。
[0055]2.中心分级的贫油头部，贫油燃烧使燃料处于低污染的燃烧温度区间内，中心分级燃烧技术保证不同功率下，燃烧室局部区域以最佳燃油空气匹配模式进行燃烧，解决了大状态下NOx排放和小功率下CO、UHC排放的矛盾，从而获得控制并降低污染排放的收益。
[0056]3.陶瓷基复合材料浮动壁，浮动壁瓦片四周的膨胀间隙，解决了高温情况下的热应力问题，陶瓷基复合材料具有耐高温能力、固有的抗氧化性、抗磨损性/侵蚀性、比高温合金的密度低、热膨胀系数小、抗温度梯度能力强等特性，应用于浮动壁上，提升了火焰筒的耐高温能力和抗腐蚀能力，减少了火焰筒对冷却气量的需求，从而获得在有限的冷却气量下，延长火焰筒在高温下的使用寿命的收益。
[0057]4.火焰筒容积减少并后段流通面积快速收缩的火焰筒造型，火焰筒后段通道高度减小，一方面缩小了火焰筒的容积，减小燃气驻留时间，可获得减少NOx排放的收益，另一方面掺混孔位于火焰筒后段，掺混孔所在截面高度的减小，有利于掺混射流与高温燃气的混合，可获得在减少掺混空气需求量的前提下获得满意燃烧室出口温度分布的收益。
[0058]5.对冲的掺混孔阵，双侧的开孔射流使掺混射流与高温燃气的混合更为完全、有效，可有更多的可选择调节方案可获得提升燃烧室出口温度分布品质的收益。
[0059]本发明中所述具体实施案例仅为本发明的较佳实施案例而已，并非用来限定本发明的实施范围。即凡依本发明申请专利范围的内容所作的等效变化与修饰，都属于本发明的保护范围。
【权利要求】
1.一种航空发动机燃烧室，其特征在于，包括: 内机匣⑶； 外机匣(2)，其环绕所述内机匣(3); 火焰筒，其位于所述外机匣(2)和所述内机匣(3)之间，所述火焰筒包括火焰筒头部(5)、内火焰筒(7)和环绕所述内火焰筒(7)的外火焰筒(6)，其中，所述内火焰筒(7)上设有内掺混孔阵(9)，所述外火焰筒(6)上设有外掺混孔阵(8)； 燃油喷嘴(4)，燃油通过所述燃油喷嘴进入所述火焰筒头部(5)； 多通道进口扩压器(I)，经压气机压缩的空气(11)通过所述多通道进口扩压器(I)进入所述燃烧室内，并分成外侧流(12)、中间流(13)和内侧流(14)，所述外侧流(12)流入在所述外机匣(2)和所述外火焰筒(6)之间的外环腔(15)，向所述外火焰筒(6)提供冷却气(18)和穿过所述外掺混孔阵(8)的掺混气(20)，所述中间流(13)流入所述火焰筒头部(5)，向所述火焰筒头部(5)提供冷却气和燃烧空气(16)，以及所述内侧流(14)流入在所述内机匣⑶和所述内火焰筒⑵之间的内环腔(17)，向所述内火焰筒(7)提供冷却气(19)和穿过所述内掺混孔阵(9)的掺混气(21)。
2.根据权利要求1所述的航空发动机燃烧室，其特征在于，所述多通道进口扩压器内设置有多个隔环(10)，用于将经压气机压缩的空气分成外侧流(12)、中间流(13)和内侧流(14)。
3.根据权利要求1或`2所述的航空发动机燃烧室，其特征在于，所述外掺混孔阵(8)和所述内掺混孔阵(9)相对地设置。
4.根据权利要求1或2所述的航空发动机燃烧室，其特征在于，所述内掺混孔阵(9)在所述内火焰筒(7)的圆周方向上均匀分布。
5.根据权利要求1或2所述的航空发动机燃烧室，其特征在于，所述外掺混孔阵(8)在所述外火焰筒(6)的圆周方向上均匀分布。
6.根据权利要求1或2所述的航空发动机燃烧室，其特征在于，所述火焰筒头部(5)采用分级燃烧方式，由预燃级组件和主燃级组件组成。
7.根据权利要求1或2所述的航空发动机燃烧室，其特征在于，还包括位于所述内火焰筒(7)和所述外火焰筒(6)之间的中间环腔，所述中间环腔的流通截面沿气流方向收缩。
8.根据权利要求1或2所述的航空发动机燃烧室，其特征在于，所述内火焰筒(7)和/或所述外火焰筒(6)包括支承壁(27)和浮动壁(28)，所述支承壁(27)的内侧上固定有多个所述浮动壁(28)，并且相邻的浮动壁(28)之间存在间隙。
9.根据权利要求8所述的航空发动机燃烧室，其特征在于，所述浮动壁(28)采用陶瓷基复合材料制成。
10.一种航空发动机，其包括根据权利要求1到9中任一项所述的航空发动机燃烧室。
【文档编号】F23R3/04GK103868099SQ201210541591
【公开日】2014年6月18日 申请日期:2012年12月13日 优先权日:2012年12月13日
【发明者】刘雯佳, 李彬, 郭德三, 胡莹超 申请人:中航商用航空发动机有限责任公司