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CN102282423A - 具有用于主空气和稀释空气的单一环形行入孔的涡轮机燃烧室壁 - Google Patents

具有用于主空气和稀释空气的单一环形行入孔的涡轮机燃烧室壁 Download PDF

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Abstract

一种涡轮机燃烧室包括：形成回转表面的共轴壁(14，16)，所述共轴壁(14，16)包括用于将主空气和稀释空气引入所述室中的入孔，每个壁中的所述孔围绕所述室的纵轴而相互大致对准，以形成单一的环形行的孔(66)。

Description

具有用于主空气和稀释空气的单一环形行入孔的涡轮机燃烧室壁
技术领域
本发明涉及用于涡轮机(例如飞机涡轮螺旋桨发动机或涡轮喷气发动机)的环形燃烧室。
这样的燃烧室具有形成回转表面的两个共轴壁，这两个共轴壁内外套置地延伸并在它们的上游端通过具有开口的环形室端壁连接在一起，燃料喷射系统安装在所述开口中。
燃烧室的内壁和外壁包括空气入孔，用于引入主空气和稀释空气。在现有技术中，每个室壁均包括：环形行的主空气入孔和环形行的稀释空气入孔，主空气入孔位于稀释空气入孔的上游。经由主空气入孔传送的空气用于防止在燃烧室中出现再循环区，以及用于为所述室进给空气以确保燃料的化学计量燃烧；而通过室稀释空气入孔的空气用于通过将燃烧气体的温度降低至使安装在室下游的涡轮机的涡轮可接受的温度来控制室中的温度变化。
背景技术
氮氧化物(NOx)在化学计量燃烧区和相邻区中产生，其中空气/燃料混合物的富集度在0.7至1.3的范围内，这些氮氧化物被排入大气中。氮氧化物主要产生在位于成行的主空气入孔与成行的稀释空气入孔之间的室的中间容积中。
为了减少这些污染化合物排放，已经提出了针对富油淬熄贫油(richquench lean，RQL)类型燃烧室的设想，RQL类型燃烧室具有：富集度大于化学计量标准的初级燃烧区，其后是具有主空气喷射孔以实现快速稀释的收缩部。然而，这种解决方案促使在初级区中产生烟并导致收缩部高温状态问题。
另一种已知的解决方案包括：在具有两个系列的喷射系统和两个燃烧区(分别被优化用于低速和高速)的双头燃烧室中安排分级的燃烧。这种解决方案的缺点包括：相当大的重量，高成本，和控制所述室的复杂性。
另一技术包括：使用多点室，其中通过喷射系统经由室端壁将所有主空气引入以形成高速贫油混合物和在空转时局部富集的区(例如参见以申请人之名提交的文献US 2004/025508，以及文献EP 1 235 032)。这种技术能够减少氮氧化物的形成，但其仍然复杂和昂贵。
还已提出通过使成行的稀释空气入孔向上游移动，即减少成行主空气入孔与成行稀释空气入孔之间的距离来减少上述燃烧室中间区。然而，这种解决方案不能使氮氧化物的排放充分减少。
发明内容
本发明的具体目的在于，以简单、有效和便宜的方式减少涡轮机燃烧室中氮氧化物的排放。
为此，本发明提供一种环形燃烧室，用于涡轮机，例如飞机涡轮螺旋桨发动机或涡轮喷气发动机，所述室包括：形成回转表面的共轴壁，所述共轴壁包括用于将主空气和稀释空气引入所述室中的入孔，所述室的特征在于，每个壁中的所述主空气入孔和稀释空气入孔围绕所述室的纵轴而相互大致对准，以形成单一环形行的孔。
这样，与现有技术中的两行相比，本发明的燃烧室的每个壁包括单一行的入孔，用于引入主空气和稀释空气。本发明因而可消除该室的中间容积(这与现有技术中使其减小的情况不同)，因而显著减少氮氧化物从室中排放。这还可通过消除对其中一个环形行的孔的加工而减少室壁制造的成本。
每个室壁中的孔同时用于将主空气和稀释空气引入室中。现有技术中穿过主空气入孔的仅一部分主空气流设计为穿过室的主空气入孔和稀释空气入孔。主空气流的其余部分用于供应在燃烧室端壁中安装的燃料喷射系统。主空气流中穿过本发明的孔的部分仅用于防止在室中出现再循环区，其占总主空气流的约25％。主空气中穿过室喷射系统的部分用于向室中供应空气，并占总主空气流的约75％。本发明因而用于将在现有技术中仅通过室的主空气入孔执行的两种前述功能分开。
每个室壁中的孔位于沿室纵轴对中的曲线上。在一个实施例中，所述孔所处的线大致为圆形。所述孔于是位于横向平面中，该平面可垂直于室轴线。
在一个变例中，每个室壁中的至少一些孔可位于由圆形弧或波构成的线上。
所述室壁还可包括：用于使冷却空气穿过的多个通孔。
每个壁中的用于主空气和稀释空气的入孔优选地围绕所述室的纵轴而均匀分布。
每个壁中的所述孔的形状和/或尺寸可大致相同，或者可不同，特别是作为所述孔相对于安装在所述室的上游的燃料喷射系统的位置的函数。
有利地，所述室的每个壁中的主空气入孔和稀释空气入孔的数量等于所述燃料喷射系统的数量的k倍，其中k等于2、3或4。
主空气入孔和稀释空气入孔具有的直径优选地在5毫米(mm)至20mm的范围内，更优选地在10mm至15mm的范围内。
燃烧室具有室端壁，所述室端壁将形成回转表面的其壁的上游端连接在一起，并包括开口，燃料喷射系统和偏导器安装在所述开口中。在每个壁中所述孔的环形行与所述偏导器之间的沿所述开口的轴线测得的距离有利地大致等于所述室中的主燃烧区的高度的一半，以确保主空气流和稀释空气流通过前述孔进入所述室中。
前述燃料喷射系统可包括：将空气供应到所述室中的装置，其使用主空气流的一部分透入室中，而主空气流的其余部分用于穿过每个室壁中的所述孔，如前所述。
本发明还提供一种涡轮机，例如，飞机涡轮螺旋桨发动机或涡轮喷气发动机，其特征在于，所述涡轮机包括如前所述的燃烧室。
附图说明
通过阅读以下利用示例性方式并参照附图进行的描述，本发明可被更好地理解，而且本发明的其他特征、细节和优点将显得更清楚，其中：
图1是现有技术涡轮机燃烧室的示意性轴向剖面半视图；
图2是图1的室壁的示意性局部透视图；
图3是本发明的涡轮机燃烧室的示意性轴向剖面半视图；
图4是图3的室壁的示意性局部透视图；
图5是本发明的柱形室壁沿径向所见的高度示意性的局部图；和
图6和7是对应于图5的视图，其中显示出本发明的室壁的各种实施例。
具体实施方式
首先参见图1，其中显示出用于涡轮机的环形燃烧室10，所述室被布置在本身位于压缩机(未示出)出口处的扩散器12的出口处，所述室包括：形成回转表面的内壁14，和形成回转表面的外壁16，内壁和外壁通过形成室端壁的环形壁18连接在一起。室壁14和16分别通过内、外环形法兰20和22向下游分别紧固到扩散器内截锥罩24和燃烧室外壳体26的一端上，壳体26的上游端连接到扩散器外截锥罩28上。
室端壁18具有开口30(图1和2)，来自扩散器12的空气和由喷射器32传输的燃料经开口30穿过，其中喷射器32紧固在外壳体26上并沿围绕室的纵轴34的周边而均匀分布。每个喷射器32具有燃料喷射头36，燃料喷射头36安装在环形壁18的开口30中并与开口30的轴线38对准。
由压缩机传输且离开扩散器12的空气流(箭头40)的一部分经由开口30穿过并供应到燃烧室10(箭头42)，所述空气流的其余部分进入内、外环形通路44和46而绕过燃烧室10(箭头48)。
内通路44形成在扩散器12的内罩24与室的内壁14之间，沿此通路经过的空气被分为流50和流57，其中，流50经由内壁14中的两行孔52、54透入室10中，流57穿过室的内法兰20中的孔58以继续冷却位于室下游的部件(未示出)。
外通路46在外壳体26与室的外壁16之间形成，沿此通路经过的空气被分为流60和流62，其中，流60经由外壁16中的两行孔52、54透入室10中，流62穿过外法兰22中的孔64以继续冷却下游部件。
在室的每个壁14、16中的两行孔52、54为环形并相互沿轴向分开，如图1和2中清楚可见。上游环形行的孔52是主空气入孔，它们供应具有确保室内燃料化学计量燃烧的空气流的室。下游环形行的孔54是稀释空气入孔，用于将燃烧气体冷却到使图中未示出的安装在燃烧室下游的涡轮机的涡轮可接受的温度。
此外，室的壁14、16包括多个通孔(在图1中未示出，而在图2中以56示意性呈现)，用于使得用于冷却壁的冷却空气经过。
穿过主空气孔52的冷却空气流和穿过喷射系统的空气流42均呈现为由扩散器传输的空气流40的15％至25％。
经由稀释空气孔54穿过的空气流约为20％至30％，经由多个通孔56和经由用于冷却室端壁18的孔的空气流约为总空气流40的30％至40％。
本发明用于通过消除在两个环形行的主空气孔和稀释空气孔之间延伸的中间容积V而显著减少环形燃烧室的氮氧化物排放。为此，下游行的稀释空气孔制成与上游行的主空气孔重合，以形成单一行的孔，也用于主空气和稀释空气进入。
在图3和4中显示的本发明的实施例中，每个室的壁14、16仅具有一个环形行的主空气入孔和稀释空气入孔，这些孔被给予相同的附图标记66，因为这些孔中的每个均用于为所述室同时供应主空气和稀释空气。
室的壁14、16还包括多个通孔56，用于使得用于冷却壁的空气穿过。
经由孔66穿过的空气流呈现为由扩散器传输的空气流40的约25％至50％，优选地为30％至35％，例如为32％。这种空气流包括稀释空气流(约为20％至30％)和主空气流(约为2％至12％)。空气流42呈现为空气流40的30％至40％，例如38％(此流包括约13％至23％的主空气)，用于冷却室端壁的空气流和经由多个通孔56穿过的空气呈现为总流量的约30％。
穿过孔66的空气流(25％至50％)因而多于穿过现有技术室主空气孔52的空气流(15％至25％)，经由喷射系统穿过的空气流42(30％至40％)同样多于现有技术空气流42(15％至25％)。穿过喷射系统的空气流的增多有助于减少氮氧化物的排放，穿过孔66的空气流的增多能够更好地实现对在燃烧室出口处涡轮所经历温度变化的控制。
而且，主空气流的一部分(约为主空气流总量的约1/4)穿过孔66并用于防止在室内出现再循环区，而主空气流其余部分(因而呈现为主空气流总量的约3/4)穿过喷射系统并用于为所述室供应空气。
成行的孔66的轴向位置优选地位于现有技术中的成行的孔52和54的轴向位置之间。这可补偿所述室的再点火范围的减小，因为空气流增大有助于所述室的主区中的燃烧。
在本发明的实施例中，穿过每个壁的孔66的轴向位置使得：在孔66的轴线与室端壁18中的开口30中所安装的偏导器70之间的轴向距离L(沿开口30的轴线38测量)大致等于主燃烧区的高度H的一半(图3)，即在所述室的内壁14与外壁16之间的距离(在垂直于轴线38的平面中测量)。
各孔66可在形状和/或尺寸上相同，或者它们可相互不同。这些孔可具有任意形状：圆形，椭圆形，等等。它们的直径在5mm至20mm的范围内，优选地在10mm至15mm的范围内。在本发明的特定实施例中，外壁中的孔66具有约14.5mm的直径，而内壁中的孔具有约12mm的直径。
每个壁14、16中的孔66的数量可确定为装配到涡轮机的喷射器32的数量的函数。每个壁14、16中的孔的数量可例如等于喷射器数量的k倍，其中k等于2、3或4。
以下参见图5至7，其中显示出本发明的室的壁14、16的不同实施例。
图5的壁14、16类似于图3和4的实施例的壁，它们包括环形行的孔66，孔66沿以室纵轴34对中的周边均匀分布。
孔66位于大致垂直于室轴线34的公共平面中，它们在大致圆形线上相互对准。当沿径向(从外壁16的外侧)观看壁14、16时，此线大致平直并垂直于室的轴线34。
在图6的变例实施例中，孔66位于一曲线上，当沿径向观看壁时，该曲线在壁上形成圆弧。以连续线绘制的孔66位于凹侧朝向下游的曲线上，而以断续线绘制的孔位于凹侧面向上游的曲线上。孔66所处的线可在壁中围绕其周边形成波。
在实例中，孔66的设置方式可使得：更远的上游孔(或更远的下游孔)与喷射器32沿轴向对准。
在图7的变例中的孔66与图5的孔的不同之处在于，孔66的直径作为它们相对于喷射器32的位置的函数而变化。接近于喷射器就位的孔66在直径上大于在所示实例中的其他孔。

Claims (12)

1.一种环形燃烧室(10)，用于涡轮机，例如飞机涡轮螺旋桨发动机或涡轮喷气发动机，所述室包括：形成回转表面的共轴壁(14，16)，所述共轴壁(14，16)包括用于将主空气和稀释空气引入所述室中的入孔，其特征在于，每个壁中的所述主空气入孔和稀释空气入孔围绕所述室的纵轴而相互大致对准，以形成单一环形行的孔(66)。
2.根据权利要求1所述的室，其特征在于，每个壁(14，16)中的所述孔(66)的环形行大致为圆形。
3.根据权利要求1所述的室，其特征在于，每个壁(14，16)中的所述孔(66)的环形行由圆形弧或波构成。
4.根据任一前述权利要求所述的室，其特征在于，所述室的壁(14，16)进一步包括：用于穿过冷却空气的多个通孔(56)。
5.根据任一前述权利要求所述的室，其特征在于，每个壁(14，16)中的所述孔(66)的形状和/或尺寸大致相同。
6.根据权利要求1至4中任一项所述的室，其特征在于，每个壁(14，16)中的所述孔(66)的形状和/或尺寸相互不同，特别是作为所述孔相对于安装在所述室上游的燃料喷射系统(32)的位置的函数。
7.根据任一前述权利要求所述的室，其特征在于，所述孔(66)具有的直径在5mm至20mm的范围内，优选地在10mm至15mm的范围内。
8.根据任一前述权利要求所述的室，其特征在于，所述室的每个壁(14，16)中的孔(66)的数量等于安装在所述室上游的燃料喷射系统(32)数量的k倍，其中k等于2、3或4。
9.根据任一前述权利要求所述的室，其特征在于，每个壁(14，16)中的所述孔(66)围绕所述室的纵轴而均匀分布。
10.根据任一前述权利要求所述的室，其特征在于，其包括室端壁(18)，所述室端壁(18)将形成回转表面的所述壁(14，16)的上游端连接在一起，并包括开口(30)，燃料喷射系统(36)和偏导器(70)安装在所述开口(30)中，在所述孔(66)的环形行与所述偏导器之间的沿所述开口的轴线(38)测得的距离(L)大致等于所述室中的初级主燃烧区的高度(H)的一半。
11.根据权利要求10所述的室，其特征在于，所述燃料喷射系统(36)包括：用于将空气引入所述室中的装置，所述空气包括所述主空气流的将透入所述室中的一部分，所述主空气流的其余部分设置为穿过每个室壁中的所述孔(66)。
12.一种涡轮机，例如，飞机涡轮螺旋桨发动机或涡轮喷气发动机，其特征在于，所述涡轮机包括根据任一前述权利要求所述的燃烧室(10)。
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