燃油喷嘴、发动机和直升机的制作方法

本申请涉及航空发动机和燃气轮机，尤其是指一种燃油喷嘴、发动机和直升机。

背景技术：

1、小型和微型航空发动机和燃气轮机在近几年是国内外研究热点，具有体积小、重量轻、输出能量大、密度高等优点。燃烧室的设计是燃气涡轮发动机中的关键环节，与常规尺度燃烧室相比，此种小型和微型燃气涡轮发动机的燃烧室具有特征尺寸小和面容比大的特点，致使气流停留时间短、散热损失大，从而导致燃烧不稳定现象的出现。

2、国内外虽已开展小型和微型燃气涡轮发动机的燃烧室相关研究工作，但由于成本和空间限制，基本采用离心式喷嘴点火起动，结构简单的蒸发管式或空气雾化喷嘴供油工作，采用此种方式供油方式可以在较短的燃烧停留时间条件下获得较高的燃烧性能。而其中蒸发管式的环形燃烧室具有供油压力低、成本低以及重量轻等多方面优点。空气雾化喷嘴具有能够保证燃油和气流实现充分而有均匀地混合等优点。

3、随着燃气涡轮发动机燃烧室压比、温升的不断提高，且由于燃气轮机的燃油规范放宽，燃烧室的冒烟、积碳和壁温高等问题尤为严重。高性能发动机的发展，对燃油供给系统提出了一些更高的要求：在更短的燃烧区内完全燃烧，以缩短燃烧室长度、减轻其重量；更高要求的点火性能及贫油熄火范围；更低的污染物排放，以满足未来航空燃气轮机低污染排放要求。

4、传统的空气雾化喷嘴结构使得燃油在向下游的流动过程中受到内、外两股旋流空气剪切力的作用，形成比较小的雾化颗粒。这种空气雾化喷嘴的不足之处在于一次雾化容易造成燃油雾化质量不佳，进而导致温度分布不均匀，影响整个燃烧室的燃烧效率。

5、传统的蒸发管喷嘴基本原理是蒸发管被加热后，当燃油流经蒸发管时遇热蒸发成油雾并与空气参混，形成雾化的燃气，使燃烧室点火、燃烧成功，燃油雾化的效果好坏取决于蒸发管壁温、燃油在蒸发管内的停留时间和燃油的受热面积，而现行的蒸发管由于发动机结构限制，使得蒸发管过短，由于蒸发管内气流流速过快，燃油迅速被气流吹出蒸发管，燃油在蒸发管内停留时间极短，因而燃油受热的时间短、效果差，燃油被蒸发、雾化的程度也就很低；并且蒸发管是一个内壁光滑的圆管，既没有降低燃油流速的装置，也没有增加燃油受热的设施。

6、因此，传统的空气雾化喷嘴和蒸发管喷嘴雾化效果较差。

技术实现思路

1、为了解决上述技术问题，本申请提供了一种燃油喷嘴、发动机和直升机，可以提高燃油喷嘴的雾化能力。

2、一方面，本申请提供了一种燃油喷嘴，燃油喷嘴包括相互连接的进油管和蒸发管，所述进油管与所述蒸发管之间连接有涡流器，所述涡流器包括气路套管和油路套管，所述气路套管连接在所述油路套管外缘，所述气路套管与所述蒸发管相连接，所述进油管与所述油路套管相连接，所述油路套管内形成油路通路，所述气路套管与油路套管之间形成气路通路；所述油路套管上设置有旋流孔和叶片，所述旋流孔将所述气路通路和油路通路相连通，所述旋流孔的轴线方向与所述油路套管的径向不平行设置，所述旋流孔上位于所述油路套管外缘的一端与所述蒸发管之间的距离大于所述旋流孔上位于所述油路套管内缘的一端与所述蒸发管之间的距离，所述叶片的旋向与所述旋流孔的旋向保持一致。

3、在本申请的一个实施例中，所述气路套管和油路套管之间连接有多个所述叶片，所述旋流孔均布在相邻的两个叶片之间。

4、在本申请的一个实施例中，所述进油管与所述油路套管之间设置有节流环，所述节流环上还设置有节流孔，所述进油管与所述油路套管之间通过所述节流孔相连通。

5、在本申请的一个实施例中，所述节流环与所述油路套管之间设置有阻流雾化器，所述阻流雾化器靠近所述油路套管的一端设置有阻流雾化板，所述阻流雾化板上设置有雾化喷口，所述阻流雾化器内形成有阻流雾化腔，所述阻流雾化腔的一端通过所述雾化喷口与所述油路套管相连通，所述阻流雾化腔的另一端与所述节流环相连通。

6、在本申请的一个实施例中，所述进油管的外缘上安装有喷嘴座，所述喷嘴座与所述气路套管之间连接有连接套，所述连接套的外缘上设置有多个通气孔，所述连接套、气路套管与所述进油管、节流环、阻流雾化器之间形成所述气路通路，所述气路通路的一端与所述通气孔相连通，所述气路通路的另一端与所述旋流孔相连通。

7、在本申请的一个实施例中，所述蒸发管包括汇流管和蒸发喷管，所述汇流管与所述气路套管相连接，所述蒸发喷管上设置有多个蒸发喷口。

8、在本申请的一个实施例中，所述汇流管呈喇叭孔状，所述汇流管上开口较大的一端与所述气路套管相连接，所述汇流管上开口较小的一端与所述蒸发喷管相连接。

9、在本申请的一个实施例中，所述蒸发喷管呈螺旋状。

10、另一方面，提供了一种发动机，安装有上述燃油喷嘴。

11、再一方面，提供了一种直升机，安装有上述发动机。

12、本申请的上述燃油喷嘴技术方案相比现有技术具有以下优点：

13、(1)本申请中空气进入涡流器后，涡流器上通过旋流孔形成的旋流气路对油路通路内的燃油进行一级旋流雾化；涡流器上的叶片形成的旋流气路对流入汇流管的燃油进行二级旋流雾化，即，实现了对燃油的多级雾化，极大程度的提高了燃油雾化效果，大大降低了发烟度，提高了燃油的燃烧效率；此外，通过设置多级涡流器以增加雾化级数，进一步提高燃油雾化效果。

14、(2)本申请中涡流器形成的旋流气路不但可以对燃油进行旋流雾化，也可以使得燃气贴合管路壁面流转，增加了内部燃油与主体壁面的接触面积和时间，从而加强了传热蒸发的雾化效果。

15、(3)本申请中螺旋式的蒸发喷管在蒸发雾化燃油的同时可以在火焰筒的高温下预热燃气，使得燃油燃烧更充分，氮氧化物排放量更低。

16、(4)本申请中蒸发喷管通过沿蒸发喷管螺旋段轴线方向按一定规律布置蒸发喷口，使得油气混合流体从蒸发喷管的不同位置以及不同方向从每个喷口喷出，提高了火焰筒内油气混合流体分布的均匀性，并极大程度地避免了局部高温区的出现，促进更好地燃烧。

技术特征：

1.一种燃油喷嘴，其特征在于：包括相互连接的进油管(1)和蒸发管(2)，所述进油管(1)与所述蒸发管(2)之间连接有涡流器(3)，所述涡流器(3)包括气路套管(4)和油路套管(5)，所述气路套管(4)连接在所述油路套管(5)外缘，所述气路套管(4)与所述蒸发管(2)相连接，所述进油管(1)与所述油路套管(5)相连接，所述油路套管(5)内形成油路通路(6)，所述气路套管(4)与油路套管(5)之间形成气路通路(7)；所述油路套管(5)上设置有旋流孔(8)和叶片(9)，所述旋流孔(8)将所述气路通路(7)和油路通路(6)相连通，所述旋流孔(8)的轴线方向与所述油路套管(5)的径向不平行设置，所述旋流孔(8)上位于所述油路套管(5)外缘的一端与所述蒸发管(2)之间的距离大于所述旋流孔(8)上位于所述油路套管(5)内缘的一端与所述蒸发管(2)之间的距离，所述叶片(9)的旋向与所述旋流孔(8)的旋向保持一致。

2.根据权利要求1所述的燃油喷嘴，其特征在于：所述气路套管(4)和油路套管(5)之间连接有多个所述叶片(9)，所述旋流孔(8)均布在相邻的两个叶片(9)之间。

3.根据权利要求1所述的燃油喷嘴，其特征在于：所述进油管(1)与所述油路套管(5)之间设置有节流环(10)，所述节流环(10)上还设置有节流孔(11)，所述进油管(1)与所述油路套管(5)之间通过所述节流孔(11)相连通。

4.根据权利要求3所述的燃油喷嘴，其特征在于：所述节流环(10)与所述油路套管(5)之间设置有阻流雾化器(12)，所述阻流雾化器(12)靠近所述油路套管(5)的一端设置有阻流雾化板(13)，所述阻流雾化板(13)上设置有雾化喷口(14)，所述阻流雾化器(12)内形成有阻流雾化腔(15)，所述阻流雾化腔(15)的一端通过所述雾化喷口(14)与所述油路套管(5)相连通，所述阻流雾化腔(15)的另一端与所述节流环(10)相连通。

5.根据权利要求4所述的燃油喷嘴，其特征在于：所述进油管(1)的外缘上安装有喷嘴座(16)，所述喷嘴座(16)与所述气路套管(4)之间连接有连接套(17)，所述连接套(17)的外缘上设置有多个通气孔(18)，所述连接套(17)、气路套管(4)与所述进油管(1)、节流环(10)、阻流雾化器(12)之间形成所述气路通路(7)，所述气路通路(7)的一端与所述通气孔(18)相连通，所述气路通路(7)的另一端与所述旋流孔(8)相连通。

6.根据权利要求1所述的燃油喷嘴，其特征在于：所述蒸发管(2)包括汇流管(19)和蒸发喷管(20)，所述汇流管(19)与所述气路套管(4)相连接，所述蒸发喷管(20)上设置有多个蒸发喷口(21)。

7.根据权利要求6所述的燃油喷嘴，其特征在于：所述汇流管(19)呈喇叭孔状，所述汇流管(19)上开口较大的一端与所述气路套管(4)相连接，所述汇流管(19)上开口较小的一端与所述蒸发喷管(20)相连接。

8.根据权利要求6或7所述的燃油喷嘴，其特征在于：所述蒸发喷管(20)呈螺旋状。

9.一种发动机，包括如权利要求1～8任一项所述的燃油喷嘴。

10.一种直升机，包括如权利要求9所述的发动机。

技术总结
本申请涉及一种燃油喷嘴、发动机和直升机，其中，燃油喷嘴包括相互连接的进油管和蒸发管，进油管与蒸发管之间连接有涡流器，涡流器包括气路套管和油路套管，气路套管连接在油路套管外缘，气路套管与蒸发管连接，进油管与油路套管相连接，油路套管内形成油路通路，气路套管与油路套管之间形成气路通路；油路套管上设置有旋流孔和叶片，旋流孔将气路通路和油路通路相连通，旋流孔的轴线方向与油路套管的径向不平行设置，旋流孔上位于油路套管外缘的一端与蒸发管之间的距离大于旋流孔上位于油路套管内缘的一端与蒸发管之间的距离，叶片的旋向与旋流孔的旋向保持一致，从而实现了多级旋流，有效地提高了燃油喷嘴的雾化能力。

技术研发人员：请求不公布姓名
受保护的技术使用者：上海多弗兴荣航空科技有限公司
技术研发日：
技术公布日：2024/1/12