涡轮机燃烧室喷注系统的进气环和使包括所述进气环的喷注系统中的燃料雾化的方法与流程

本发明涉及用于航空器的涡轮机的领域，并且更具体地涉及用于构成涡轮机内的燃烧室中的空气与燃料喷注系统的一部分的进气环。

背景技术：

本文中所附的图1示出了用于航空器的已知类型的涡轮机10(例如为双流涡轮喷气发动机)，该涡轮机以常规的方式包括风机12，该风机用于抽吸空气流，该空气流在风机的下游被分为供应涡轮机的芯部的主流和绕过所述芯部的次级流。涡轮机的芯部以常规的方式包括低压压气机14、高压压气机16、燃烧室18、高压涡轮20和低压涡轮22。涡轮机被发动机舱24笼罩，该发动机舱包围次级流的流动空间26。涡轮机的转子被安装成该转子围绕涡轮机的纵向轴线28旋转。

图2示出了图1中的涡轮机的燃烧室18。为环形类型的所述燃烧室以传统的方式包括两个同轴的环形壁，这两个同轴的环形壁分别为径向内壁32和径向外壁34，并且这两个同轴的环形壁按照涡轮机中的主气流的流动方向36沿上游到下游的方向、围绕燃烧室的对应于涡轮机的轴线28的轴线延伸。这些内环形壁32和外环形壁34在其上游端部处被室环形端壁40连接到彼此，该室环形端壁大致围绕轴线28径向地延伸。所述室环形端壁40配备有围绕轴线28分布的喷注系统42，以使得能够以沿着喷注轴线44集中的方式喷注空气与燃料的预混合物。

在运行期间，来源于压气机16的空气流48的一部分46供应喷注系统42，而该空气流的另一部分50绕过燃烧室，沿下游方向沿着所述室的同轴的壁32和34流动，并且尤其使得能够供应在所述壁32和34内制成的空气孔。

图3为喷注系统42中的一个的轴向半截面视图。该喷注系统以常规的方式包括燃料喷注器的头部52、衬套54、进气环56和碗状部(bowl)58，该衬套有时被称为“滑动衬套”，喷注器的头部52被安装在该衬套中，该碗状部有时被称为“混合碗状部”。所述元件相对于由燃料喷注器的头部52限定的喷注轴线44来定心。

进气环56具有使得其大体围绕喷注轴线44旋转的形状，因此所述轴线形成了进气环56的旋转轴线。

进气环56包括环形分隔壁60，该环形分隔壁将进气环分为上游空气流通空间62和下游空气流通空间64。所述两个空间常常被称为“旋流器”。

环形分隔壁60径向向内地延伸到常常被称为“文丘里管”的环形偏转壁66，该环形偏转壁除了外部成型部72之外具有形状上为收缩-扩张的内部成型部68、尤其具有颈部70。

翅片74穿过上游空气流通空间62和下游空气流通空间64中的每一个，该翅片使得空气能够围绕进气环的旋转轴线44旋转。

在运行期间，供应喷注系统的空气46的一部分穿过进气环56的空气流通空间62和64并且以空气流76和78的形式沿着环形偏转壁66的内部成型部68和外部成型部72继续其路径。

此外，喷注器的头部52以相对于喷注轴线44具有角度θ的圆锥形80的形式喷射燃料。

所述燃料的一大部分被沉积并且在环形偏转壁66的内部成型部68上形成了薄膜82。

燃料被沿下游方向沿着所述内部成型部68流通的空气流推动而沿下游方向在内部成型部68上流淌。

已到达内部成型部68的下游端部处的燃料与沿着环形偏转壁66的外部成型部72流通的空气流78相遇。所述空气流78包括剪切效应，该剪切效应导致燃料被从环形偏转壁分离，以形成悬浮在空气中的液滴。

应该注意的是，内部成型部68的被燃料薄膜82覆盖的那部分因此形成了环形区域83，该环形区域延伸直至内部成型部68的下游端部。

意图使从环形偏转壁分离的燃料液滴优选地在到达燃烧室的内部之前蒸发到空气中。

由分别在环形偏转壁的两侧流通的空气流76和78相遇引起的湍流尽可能大地有助于液滴的蒸发。

然而，这种类型的喷注系统不是最优的，因为在环形偏转壁的下游端部处形成的燃料液滴在尺寸上相对较大，并且得益于进行蒸发所在的相对有限的体积。

出于这个原因，燃烧效率仍然有限。

技术实现要素：

本发明的目的是尤其对该问题提供一种简单、低成本和有效的解决方案。

为此，本发明提出了一种用于涡轮机燃烧室喷注系统的进气环，该进气环具有旋转轴线并且包括环形分隔壁，该环形分隔壁将进气环分为上游空气流通空间和下游空气流通空间，并且该环形分隔壁径向向内地延伸到环形偏转壁，该环形偏转壁具有内部成型部，该内部成型部具有收缩-扩张的形状。

根据本发明，环形偏转壁的内部成型部设有不连续部，该不连续部致使内部成型部在所述不连续部的下游的半径增大。

不连续部使得在内部成型部的上游部分的下游端部处存在边缘。

因此，在内部成型部上流淌的燃料趋于在该边缘处被来自于上游空气流通空间的沿着内部成型部流通的空气流推动分离。

因此，燃料分离为液滴发生在比使用已知类型的进气环更上游处。

因此，液滴在穿过燃烧室之前具有更大的蒸发体积。

此外，不连续部产生了在其下游的再流通区域并且引起了湍流，这样有助于燃料与空气的混合，并且还能够使火焰前峰变厚。

因此，本发明以常规的方式使得能够改善燃烧效率。

优选地，不连续部形成在环形偏转壁的内部成型部的颈部处。

此外，优选地，所述不连续部限定了肩部，该肩部与进气环的所述旋转轴线正交地延伸。

在本发明的一个优选实施例中，翅片穿过上游空气流通空间和下游空气流通空间中的每一个，该翅片使得空气能够围绕进气环的所述旋转轴线旋转。

本发明进一步涉及一种用于涡轮机燃烧室的喷注系统，该喷注系统除了上文所描述的类型的进气环之外包括燃料喷注器头部，其中，燃料喷注器头部被构造为在环形偏转壁的内部成型部的环形区域上喷射燃料，以及其中，不连续部形成在内部成型部的所述环形区域的上游端部的下游。

本发明进一步涉及一种用于涡轮机的燃烧室，该燃烧室包括至少一个属于上文所描述的类型的喷注系统。

本发明进一步涉及一种尤其用于航空器的涡轮机，该涡轮机包括至少一个属于上文所描述的类型的燃烧室。

最后，本发明涉及一种使在上文所描述的类型的喷注系统中的燃料雾化的方法，涡轮机燃烧室配备有该喷注系统，其中，来自于喷注器头部的燃料在环形偏转壁的内部成型部上流淌，并且在所述内部成型部的不连续部处从该内部成型部分离，以在来自于进气环的上游空气流通空间并且沿着环形偏转壁的内部成型部流通的空气流内形成液滴。

附图说明

通过参照附图阅读作为非限制性示例提供的以下说明，本发明将被更好地理解，并且本发明的其它特征、优点和特性将显现，在附图中：

之前描述过的图1为已知的类型的涡轮机的轴向横截面的局部概图；

之前描述过的图2为图1中的涡轮机的燃烧室的轴向横截面的局部概图；

之前描述过的图3为图2中的燃烧室所配备有的喷注系统的轴向横截面的局部半部概图；

图4为与图3的视图相似的视图，示出了包括根据本发明的一个优选实施例的进气环的喷注系统；

图5为图4的一部分的更大比例的视图。

在所有这些附图中，相同的标记可代表相同或相似的元件。

具体实施方式

图4和图5示出了一种喷注系统42，该喷注系统整体与图1至图3中的喷注系统相似，然而，该喷注系统的不同之处在于，该喷注系统包括根据本发明的一个优选实施例的进气环56。

所述进气环56的一个特征在于，环形偏转壁66的内部成型部68设有不连续部90，该不连续部致使内部成型部在所述不连续部90的下游的半径φ增大。

因此，内部成型部68的下游部分后缩，即，相对于所述内部成型部68的上游部分径向向外地偏置。

不连续部90使得在内部成型部的上游部分的下游端部处存在边缘92。

此外，不连续部90形成在内部成型部68的环形区域83的上游端部93的下游处，燃料薄膜82在该环形区域上流淌。

在运行期间，形成在内部成型部68上流淌的燃料薄膜82的燃料趋于在所述边缘92处被沿着内部成型部68流通的空气流76推动分离。

因此，燃料分离或雾化为液滴发生在比使用已知类型的进气环更上游处。因此，液滴在穿过燃烧室之前具有更大的蒸发体积。

此外，不连续部90产生了在其下游的再流通区域并且引起了湍流，这样有助于燃料与空气的混合，并且可能使得火焰前峰变厚。

因此，本发明以常规的方式改善了空气与燃料的混合，并且因此改善了燃烧效率。

在如图4所示的一个优选示例中，不连续部90形成在内部成型部68的颈部70处。

因此，燃料分离为液滴发生在沿着内部成型部68流通的空气流76的速度最高的位置。这样使得产生的燃料液滴的尺寸最小化。

优选地，不连续部限定了肩部94，该肩部与进气环56的旋转轴线44正交地延伸(图5)。

出于说明的目的，在与图1中的涡轮机相似的涡轮机内，喷注系统42装备了与图2中的燃烧室相似的燃烧室。

因此，喷注系统使得能够实施一种燃料雾化方法，其中，来自于喷注器头部52的燃料在环形偏转壁66的内部成型部68上流淌，并且在所述内部成型部68的不连续部90处从该内部成型部分离，以在来自于进气环56的上游空气流通空间62并且沿着内部成型部68流通的空气流76内形成液滴。

本发明以常规的方式使得能够减小贫油熄火(leanextinction)的比例并且减少co/ch的排放。