一种用于航空发动机低排放的低旋流燃烧室头部结构

摘要

本发明提供一种用于航空发动机低排放的低旋流燃烧室头部结构，包括预燃级和主燃级，预燃级采用低旋流设计，即气流被旋流器内环分成两部分，一部分通过中心通道的限流板形成旋流强度极低的射流，另一部分通过外侧旋流器形成旋流强度较大的旋转射流，预燃级燃油由离心喷嘴射出后随预燃级射流进入燃烧室。主燃级采用预膜式空气雾化喷嘴供油，燃油经预燃级外旋流器射出的旋转射流和主燃级旋流器射出的旋转气流剪切雾化后进入燃烧室。低旋流流场减少燃烧产物驻留时间，降低热力型NOx的产生，使燃烧室在极贫条件下稳定工作。通过替换航空发动机燃烧室头部就可以实现，对发动机改造要求极低，却能够降低整个着陆-起飞循环内的污染排放水平，收益显著。

权利要求

1.一种用于航空发动机低排放的低旋流燃烧室头部结构的预燃级部分，其特征在于：

所述低污染燃烧室头部采用中心分级结构，预燃级(06)燃烧采用低旋流燃烧技术，其中：

所述预燃级(06)，由预燃级油路(01)和离心喷嘴(03)组成；预燃级空气路包括中心限流板(08)和预燃级外旋流器(05)，预燃级内套筒(20)和预燃级旋流器外环(23)，进入预燃级的气流分成两路，分别通过中心限流板(08)的通道和预燃级叶片的通道进入燃烧室；

所述的预燃级(06)中，在流经预燃级(06)的空气被预燃级内套筒(20)分成两路，分别通过中心限流板(04)上的小孔和预燃级外旋流器(05)叶片通道进入燃烧室；中心限流板(04)沿径向开有1～5排规则或不规则的孔，每排孔个数为6～30个，孔中心线与预燃级轴线的夹角为0～10°，各排孔中心线与预燃级轴线的夹角可以相同或不同；预燃级外旋流器叶片个数为4～30个，与预燃级轴线的夹角为10°～60°；预燃级中心通道的收缩角α为30°～90°，预燃级中心线到其旋流器收缩通道出口外径为Ri，预燃级中心线到中心通道的出口距离为Ro，且Ri/Ro为0.2～0.85；

所述的预燃级(06)中，通过中心限流板(04)与通过预燃级外旋流器(05)的空气质量流量比为0.1～2，预燃级燃油与空气质量比0.01～0.2，利用从中心出口(21)射出的无旋或弱旋射流抑制预燃级(06)出口形成强回流区，并形成一种流动扩张结构，这样既可以有效的稳定火焰同时又可以减少燃烧产物驻留时间从而减少热力型NOx的生成量。

说明书

一种用于航空发动机低排放的低旋流燃烧室头部结构

技术领域

[0001] 本发明涉及航空燃气轮机的技术领域，具体涉及一种用于航空发动机低排放的低旋流燃烧室头部结构。

背景技术

[0002] 民用航空发动机燃烧室必须满足日益严格的航空发动机污染排放标准，目前世界三大航空发动机制造商GE、PW和RR对低污染燃烧室早已着手研究。在中国，北京航空航天大学也已经针对航空燃气轮机低污染燃烧室申请了多项专利，所采用的方案重点是降低大工况下和部分小工况下的NOx排放，从而使整个LTO循环的NOx排放得到降低，但进一步降低污染排放的难度越来越大。

[0003] 目前燃烧室内的NOx生成仍然以热力型为主，因此低污染燃烧室降低NOx排放的核心问题是降低燃烧区平均温度并提高温度场均匀性，但在降低温度的同时要保证完全燃烧，即CO(一氧化碳)和UHC(未燃碳氢化合物)的排放也要够低。对于传统的采用强旋流形成回流区稳定火焰的航空燃气轮机低污染燃烧室来说，只能通过增强燃油雾化和油气掺混而改善燃烧区当量比均匀性来实现，但由于强旋流燃烧的流场特点的限制使其很难满足当今日趋严格的污染排放要求。

[0004] 低旋流燃烧技术属于贫油预混燃烧技术的一种，低旋流燃烧通过低旋流燃烧室头部实现，研究表明相同进口和燃油条件下，采用低旋流头部的燃烧室其氮氧化物NOx排放远低于相同条件下的强旋流头部的燃烧室，并且使用低旋流头部的燃烧室其贫油熄火性能优于使用强旋流头部的燃烧室。

[0005] 本发明就是在航空发动机上利用低旋流预燃级产生一个旋流强度较低的流场，降低进场、慢车等小工况时的NOx排放，从而降低整个着陆-起飞循环内的污染排放水平。根据国内外基础研究结果可知：对于航空煤油，预混燃烧室燃烧区当量比在0.6～0.8范围内产生的NOx与CO(UHC和CO的排放规律类似)都很少，燃烧区当量比低于0.6的话，NOx会更低，但此时接近贫油熄火油气比，会导致强烈的振荡燃烧；而低旋流头部产生的低旋流燃烧中，贫油熄火当量比远低于0.6，因此在极低当量比时燃烧室工作稳定，不会出现明显的压力振荡，且NOx排放较低。其基本原理是利用低旋流头部在下游产生一个流动扩张结构的流场，这样的流场结构使得燃烧区湍流强度维持在较低的水平，没有较大的速度脉动，燃烧可以在极贫条件下稳定发生，因此可以降低燃烧区的温度，同时由于不存在强回流区，燃烧产物驻留时间很短，因此热力NO产量很小。由此可见，本发明对于未来的航空发动机超低排放燃烧室有良好的应用前景。

[0006] 本发明具体涉及低旋流航空发动机低污染燃烧室头部结构，通过预燃级产生的低旋流射流，使燃烧室下游不存在回流区或仅存在极弱的回流区，使得下游核心燃烧区湍流强度较低，燃油可以在极贫状态下高效、稳定燃烧，达到不降低燃烧效率而降低氮氧化物等污染排放的目的，同时符合未来低污染燃烧室对燃料灵活性的要求。该发明有利于降低航空发动机着陆-起飞循环(Landing and Take-off,LTO)的污染排放，并保证发动机全工况安全可靠运行。

发明内容

[0007] 本发明要解决的技术问题为：克服现有技术的不足，将气态燃料的低旋流燃烧技术引用到液态燃料燃烧领域，提供了一种使用可以使用液态航空煤油为燃料的低旋流航空发动机低污染燃烧室头部结构，该头部结构的预燃级采用低旋流燃烧技术使燃烧室下游产生流动扩张结构，保证极贫燃烧条件下的燃烧稳定性，降低了燃烧区的温度和燃烧产物驻留时间，减少各工况下的氮氧化物NOx污染排放，进一步大幅降低航空发动机在整个着陆-起飞LTO循环内的污染排放。

[0008] 本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种用于航空发动机低排放的低旋流燃烧室头部结构，所述燃烧室头部结构采用中心分级燃烧，由主燃级和预燃级组成。

[0009] 所述预燃级拥有一路燃油，由预燃级油路和离心喷嘴组成，离心喷嘴安装在预燃级喷嘴安装孔内；预燃级空气路包括中心限流板，预燃级旋流器叶片，预燃级内套筒和预燃级旋流器外环，进入预燃级的气流分成两路，分别通过中心限流板和预燃级叶片进入燃烧室。

[0010] 所述主燃级拥有一路燃油，由主燃级油路、主燃级集油环、主燃级限流孔、主燃级集油环端壁、预膜式空气雾化喷嘴内环、预膜式空气雾化喷嘴外环和预膜式空气雾化喷嘴出口组成；空气路包括主燃级旋流器叶片、主燃级旋流器外环、预膜式空气雾化喷嘴外环组成。

[0011] 在航空发动机慢车、进场等小工况时，只有预燃级工作，离心喷嘴喷出的燃油与预燃级空气掺混一段距离后进入燃烧室，保证小工况时的燃烧稳定性和燃烧效率，降低污染排放。在航空发动机慢车点以上工况时，预燃级和主燃级均喷油工作，预燃级与主燃级相互配合，保证贫油燃烧的稳定性和燃烧效率，降低污染排放。

[0012] 进一步的所述的预燃级，在流经预燃级的空气被预燃级内套筒分成两路，分别通过中心限流板上的小孔和预燃级外旋流器叶片通道进入燃烧室。中心限流板沿径向开有1～5排规则或不规则的孔，每排孔个数为6～30个，孔中心线与预燃级轴线的夹角为0～
5°；预燃级外旋流器叶片个数为4～30个，与预燃级轴线的夹角为10°～60°；预燃级中心通道的收缩角α为30°～90°，预燃级中心线到其旋流器收缩通道出口外径为Ri，预燃级中心线到中心通道的出口距离为Ro，Ri/Ro在0.2～0.85之间。

[0013] 进一步的所述的预燃级，通过中心限流板与通过预燃级外旋流器的空气质量流量比为0.1～2，预燃级燃油与空气质量比0.01～0.2，利用从中心出口射出的无旋或弱旋射流抑制预燃级出口的强回流区的形成，并产生一个流动扩张结构，减少驻留时间从而减少热力型NOx的生成量。

[0014] 进一步的所述主燃级，通过旋流器安装板将主燃级旋流器外环固定在火焰筒上；主燃级限流孔沿周向均匀分布，孔径为0.2～1.2mm，个数为4～12个，主燃级限流孔轴线与主燃级轴线的夹角为10°～60°；主燃级通道出口旋流数为0.3～1.2，其燃油与空气质量比为0.01～0.06，主燃级旋流器的有效流通面积为预燃级外旋流器的0.8～2倍。

[0015] 本发明的原理如下：进入预燃级的空气通过中心限流板和预燃级外旋流器射出，形成一个核心为无旋流动外侧为旋转流动的复合射流。外侧旋转流动产生的离心力使射流在出口下游出现流动扩张，轴向逆压梯度使无旋流动的轴向速度线性减小，并随射流距离的增加无旋流逐步衰减，流场中不存在回流区。这种流动结构使下游流场沿径向的轴向速度分布呈现“弓型”分布，即轴向速度中心小两侧大，从而为火焰传播提供了稳定的低速流场结构。由于流场中不存在回流区或仅存在弱回流区，因此燃烧区的湍流强度低，速度脉动小，因此在极贫条件下燃烧仍可以稳定进行，且极贫燃烧时压力脉动小。所以采用所述头部的燃烧室可以在当量比较低时稳定燃烧，降低了主燃区的温度，并且因不存在强回流区，燃烧产物驻留时间短，从而进一步降低了热力NOx的产量。通过控制不同工况下的预燃级和主燃级燃油比例，保证所有工况下燃烧室都处于低污染燃烧状态。在慢车点及以上工况时，预燃级和主燃级同时工作，保证燃烧在低污染条件下进行。在恶劣天气(如暴雨、冰雹、暴雪)下，增加预燃级燃油流量使其工作在远离贫油熄火边界，保证安全性。本方案并不改变燃烧室结构，因此对发动机和飞行器硬件结构改造要求低。

[0016] 本发明与现有技术相比具有的优点：

[0017] (1)航空发动机的预燃级使用弱旋流燃烧技术，可以在不改变燃烧室结构的前提下，通过更换头部结构减少现有航空发动机污染排放。

[0018] (2)本发明的主燃级和预燃级燃油没有预混段而是将燃油直接喷入燃烧室中，可以避免预混燃烧在大工况下出现的自燃问题。

[0019] (3)航空发动机的预燃级使用低旋流燃烧技术，保证各工况下预燃级都能在极低的油气比下正常工作，减少污染排放，尤其是小工况时的污染排放。

附图说明

[0020] 图1是本发明的结构剖视总图；

[0021] 图2是本发明的预燃级结构剖视图；

[0022] 图3是本发明的预燃级结构立体视图

[0023] 图4是本发明的主燃级结构剖视图；

[0024] 图5是本发明的主燃级结构立体视图；

[0025] 图6是本发明的预膜式空气雾化喷嘴内环立体视图。

[0026] 其中图中附图标记含义为：01是预燃级油路，02是主燃级油路，03是离心喷嘴，04是中心限流板，05是预燃级外旋流器，06是预燃级，07是主燃级，08是旋流器安装板，09是头部端壁，10是火焰筒，11是主燃级集油环端壁，12是主燃级集油环，13是主燃级限流孔，14是预膜式空气雾化喷嘴出口，15是主燃级旋流器，16是预膜式空气雾化喷嘴内环，17是预膜式空气雾化喷嘴外环，18是主燃级旋流器外环，19是喷嘴安装孔，20是预燃级内套筒，
21是预燃级中心出口，22是预燃级喷嘴外壳，23是预燃级旋流器外环。

具体实施方式

[0027] 下面结合附图和具体实施方式进一步说明本发明。

[0028] 图1是本发明的燃烧室头部结构的总剖视图，将主燃级通过旋流器安装板固定在火焰筒上，之后将装配好的预燃级沿轴向插入主燃级中，预燃级外环与预膜式空气雾化喷嘴内环为间隙配合，这样主燃级和预燃级便按照同心的方式装配在一起，预燃级在中心，主燃级布置在预燃级外围。双油路喷嘴沿整个发动机周向均匀布置，个数为12～30个。图2是本发明的预燃级结构剖视图。图3是本发明的预燃级结构立体视图。图4是本发明的主燃级结构剖视图。图5是本发明的主燃级结构立体视图，主燃级叶片沿周向分布，个数为
6～20个。图6是本发明的预膜式空气雾化喷嘴内环立体视图，在其上加工处沿周向均匀分布的主燃级限流孔。

[0029] 如图1-6所示，一种用于航空发动机低排放的低旋流燃烧室头部结构，所述低污染燃烧室头部采用中心分级结构，由预燃级06和主燃级07组成；其中：

[0030] 所述预燃级06，如图2，拥有一路燃油，由预燃级油路01和离心喷嘴03组成，预燃级油路02通过焊接与预燃级喷嘴外壳22相连，然后通过螺纹连接将离心喷嘴03与预燃级喷嘴外壳22相连，之后把安装好的离心喷嘴03安装在预燃级喷嘴安装孔19内；预燃级空气路包括中心限流板08和预燃级外旋流器05，预燃级内套筒20和预燃级旋流器外环23，进入预燃级的气流分成两路，分别通过中心限流板08的通道和预燃级叶片的通道进入燃烧室；预燃级内套筒20及预燃级外旋流器05采用精密铸造一体成型加工，并通过焊接与预燃级外环23相连，构成旋转气流通道。预燃级内套筒20与中心限流板04通过螺纹连接，并与离心喷嘴03外表面一起构成中心无旋流通道。

[0031] 所述主燃级07，如图4和图5，拥有一路燃油，由主燃级油路02、主燃级集油环12、主燃级限流孔13、主燃级集油环端壁11、预膜式空气雾化喷嘴内环16、预膜式空气雾化喷嘴外环17和预膜式空气雾化喷嘴出口14组成，通过精密铸造将主燃级旋流器15和预膜式空气雾化喷嘴外环17一体加工成型，在加工好的空气雾化喷嘴内环16通过激光打出所需的大小和角度的主燃级限流孔13，见图6。将主燃级油路02、预膜式空气雾化喷嘴内环16、预膜式空气雾化喷嘴外环17、主燃级集油环端11壁通过焊接组成主燃级油路。将主燃级主燃级旋流器外环18和一体成型的主燃级旋流器15和预膜式空气雾化喷嘴外环17通过焊接，组成主燃级空气路；

[0032] 在航空发动机慢车、进场等小工况时，只有预燃级06工作，离心喷嘴03喷出的燃油与预燃级空气掺混一段距离后进入燃烧室，保证小工况时的燃烧稳定性和燃烧效率，降低污染排放；在航空发动机慢车点以上工况时，预燃级06和主燃级07均喷油工作，预燃级与主燃级相互配合，保证贫油燃烧的稳定性和燃烧效率，降低污染排放。

[0033] 所述的预燃级06中，在流经预燃级06的空气被预燃级内套筒20分成两路，分别通过中心限流板04上的小孔和预燃级外旋流器05叶片通道进入燃烧室；中心限流板04沿径向开有1～5排规则或不规则的孔，每排孔个数为6～30个，孔中心线与预燃级轴线的夹角为0～10°，各排孔中心线与预燃级轴线的夹角可以相同或不同；预燃级外旋流器叶片个数为4～30个，与预燃级轴线的夹角为10°～60°；预燃级中心通道的收缩角α为30°～90°，预燃级中心线到其旋流器收缩通道出口的距离为Ri，预燃级中心线到中心通道出口的距离为Ro，且Ri/Ro为0.2～0.85。

[0034] 所述的预燃级06中，通过调整中心限流板04上所开孔的形状和尺寸改变通过中心限流板04与通过预燃级外旋流器05的空气质量流量比，调整范围为0.1～2，预燃级燃油与空气质量比0.01～0.2，利用从中心出口21射出的无旋或弱旋射流抑制预燃级06出口形成强回流区，并形成一种流动扩张结构，以稳定火焰并减少燃烧产物驻留时间从而减少热力型NOx的生成量。

[0035] 所述的主燃级07中，通过旋流器安装板08将主燃级旋流器外环18固定在火焰筒10上；主燃级限流孔13沿周向均匀分布，孔径为0.2～1.2mm，个数为4～12个，主燃级限流孔轴线与主燃级轴线的夹角为10°～60°；主燃级通道出口旋流数为0.3～1.2，其燃油与空气质量比为0.01～0.06，主燃级旋流器15的有效流通面积为预燃级外旋流器05的
0.8～2倍。

[0036] 以上所述，仅为本发明中的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉该技术的人在本发明所揭露的技术范围内，可理解想到的变换或替换，都应涵盖在本发明的包含范围之内，因此，本发明的保护范围应该以权利要求书的保护范围为准。