基于RQL原理的燃烧室及带有该燃烧室的航空发动机

摘要

本发明公开了一种基于RQL原理的燃烧室及带有该燃烧室的航空发动机。基于RQL原理的燃烧室包括燃烧室机匣以及设于燃烧室机匣内的双层壁火焰筒，双层壁火焰筒的内腔构成富油燃烧区，双层壁火焰筒包括火焰筒头部、火焰筒外壁、火焰筒内壁以及涡流器，双层壁火焰筒与燃烧室机匣之间设有用以构成焠熄掺混区和贫油燃烧区的高压涡轮导叶组件；双层壁火焰筒与高压涡轮导叶组件连接为一体，高压涡轮导叶组件与燃烧室机匣连接为一体；高压涡轮导叶组件与双层壁火焰筒连接的部位构成焠熄掺混区，高压涡轮导叶组件包括高压涡轮导叶，相邻高压涡轮导叶之间的通道形成导叶流道，导叶流道内构成贫油燃烧区。流经导叶的冷气保证高压涡轮导叶组件不被烧蚀。

说明书

技术领域

本发明涉及航空发动机领域，特别地，涉及一种基于RQL原理的燃烧室。此外，本发明 还涉及一种包括上述基于RQL原理的燃烧室的航空发动机。

背景技术

航空发动机燃烧室技术的主要发展方向是低污染和经济性。航空发动机燃烧室除了必须 满足日益严格的航空发动机污染排放标准(目前采用的CAEP6标准)，还必须满足经济性要 求，即更轻的重量和更低的油耗。通常这两种要求相互冲突，为达到低污染排放的目的，通 常以牺牲燃烧室的结构简单性为代价。大部分的低污染燃烧室，比如轴向和径向分级燃烧室、 LPP(Lean Premixed Prevaporized)燃烧室、LDI(Lean Direct Inj ection)燃烧室都使得火焰筒 或供油系统异常复杂。

RQL(Rich burn-Quench-Lean burn)的主要原理是空气分级燃烧：主燃区为富油 燃烧级，中间为快速焠熄掺混级，后面为贫油燃烧级。RQL燃烧室较好地解决了火焰筒或供 油系统异常复杂的问题，在不增加燃烧室复杂性的基础上，获得了较低的污染排放水平。

目前存在的RQL燃烧室主要有：P&W公司的TALON III RQL燃烧室，为了掺混均匀且 迅速，采用了突缩的火焰筒结构；而R·R公司的Trent1000发动机上的RQL燃烧室，继续 沿用了其成熟的短管进气技术。但是，这两类燃烧室结构仍然存在火焰筒长度偏大，造成发 动机长度和重量增大，而且出口温度场分布无法有效控制。

发明内容

本发明目的在于提供一种基于RQL原理的燃烧室及带有该燃烧室的航空发动机，以解决 现有燃烧室结构仍然存在火焰筒长度偏大，造成发动机长度和重量增大，而且出口温度场分 布无法有效控制的技术问题。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案如下：

一种基于RQL原理的燃烧室，包括燃烧室机匣以及设于燃烧室机匣内的双层壁火焰筒， 双层壁火焰筒的内腔构成富油燃烧区，双层壁火焰筒包括火焰筒头部、连接在火焰筒头部外 壁上的火焰筒外壁、连接在火焰筒头部内壁上的火焰筒内壁以及设于火焰筒头部用以在火焰 筒头部形成回流区的涡流器，双层壁火焰筒与燃烧室机匣之间设有用以构成焠熄掺混区和贫 油燃烧区的高压涡轮导叶组件；双层壁火焰筒与高压涡轮导叶组件连接为一体，高压涡轮导 叶组件与燃烧室机匣连接为一体；高压涡轮导叶组件与双层壁火焰筒连接的部位构成焠熄掺 混区，高压涡轮导叶组件包括高压涡轮导叶，相邻高压涡轮导叶之间的通道形成导叶流道， 导叶流道内构成贫油燃烧区。

进一步地，高压涡轮导叶组件还包括导叶流道机匣，火焰筒外壁、火焰筒内壁和导叶流 道机匣三者相交形成交接条；火焰筒外壁上开设有用以将压气机压缩的高压空气引入火焰筒 外壁与火焰筒内壁之间的空腔内的冲击冷却孔，火焰筒内壁在靠近交接条的部位开设有用以 将高压空气引入火焰筒内壁的内腔并使空气与燃气混合的火焰筒掺混孔，导叶流道机匣在靠 近交接条的部位开设有用以将压气机压缩的高压空气引入导叶流道机匣内侧的导叶流道机匣 冷却孔；火焰筒掺混孔与导叶流道机匣冷却孔的综合进气使高压涡轮导叶组件与双层壁火焰 筒连接部位的内腔形成焠熄掺混区。

进一步地，火焰筒掺混孔设置为多个，多个火焰筒掺混孔沿火焰筒内壁的周向等间距布 置。

进一步地，导叶流道机匣冷却孔设置为多个，多个导叶流道机匣冷却孔沿导叶流道机匣 的周向等间距布置。

进一步地，高压涡轮导叶为空腔弧形板，高压涡轮导叶的两端与导叶流道机匣连接，处 于高压涡轮导叶的弧形区域内的导叶流道机匣上开设有用以将压气机压缩的高压空气导向高 压涡轮导叶内腔的涡轮导叶进气孔，高压涡轮导叶上开设有用以将涡轮导叶进气孔导入的空 气与导叶流道中的高温燃气混合的导叶前缘掺混孔；火焰筒掺混孔、导叶流道机匣冷却孔和 导叶前缘掺混孔同时进气使高压涡轮导叶的导叶流道内构成贫油燃烧区。

进一步地，导叶前缘掺混孔设置为多个，多个导叶前缘掺混孔沿高压涡轮导叶的径向等 间距布置。

进一步地，高压涡轮导叶两端均连接在导叶流道机匣上，并且高压涡轮导叶两端弧形区 域内的导叶流道机匣上均开设有涡轮导叶进气孔。

进一步地，双层壁火焰筒在靠近高压涡轮导叶组件的部位设置为内空半径由双层壁火焰 筒向高压涡轮导叶组件方向逐渐减小的内缩结构。

进一步地，燃烧室机匣上设有用以连通压气机并降低压气机流出的气体速度的扩压器； 高压涡轮导叶组件的气体导出端连接高压涡轮后续流道。

根据本发明的另一方面，还提供了一种航空发动机，其包括上述基于RQL原理的燃烧室。

本发明具有以下有益效果：

本发明基于RQL原理的燃烧室，燃烧室与高压涡轮导叶组件采用一体化设计，利用高压 涡轮导叶组件加强掺混的效果；采用双层壁火焰筒、高压涡轮导叶组件和燃烧室机匣相结合 结构，燃烧室更短更轻；通过高压涡轮导叶组件与双层壁火焰筒连接的部位构成焠熄掺混区， 通过高压涡轮导叶组件的导叶流道内构成贫油燃烧区，通过大量流动的冷气保证高压涡轮导 叶组件内的高压涡轮导叶不被烧蚀，出口温度场沿高压涡轮导叶组件的导叶流道的径向分布 可精确调节控制。

除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面 将参照图，对本发明作进一步详细的说明。

附图说明

构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及 其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1是本发明优选实施例的基于RQL原理的燃烧室的结构示意图之一；

图2是本发明优选实施例的基于RQL原理的燃烧室的结构示意图之二。

图例说明：

1、燃烧室机匣；2、双层壁火焰筒；201、火焰筒头部；202、火焰筒外壁；203、火焰筒 内壁；204、涡流器；3、高压涡轮导叶组件；301、导叶流道机匣；302、高压涡轮导叶；4、 交接条；5、冲击冷却孔；6、火焰筒掺混孔；7、导叶流道机匣冷却孔；8、导叶前缘掺混孔； 9、涡轮导叶进气孔；10、扩压器；11、高压涡轮后续流道。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由所限定和覆盖的多种 不同方式实施。

图1是本发明优选实施例的基于RQL原理的燃烧室的结构示意图之一；图2是本发明优 选实施例的基于RQL原理的燃烧室的结构示意图之二。

如图1和图2所示，本实施例的基于RQL原理的燃烧室，包括燃烧室机匣1以及设于燃 烧室机匣1内的双层壁火焰筒2，双层壁火焰筒2的内腔构成富油燃烧区，双层壁火焰筒2包 括火焰筒头部201、连接在火焰筒头部201外壁上的火焰筒外壁202、连接在火焰筒头部201 内壁上的火焰筒内壁203以及设于火焰筒头部201用以在火焰筒头部201形成回流区的涡流 器204，双层壁火焰筒2与燃烧室机匣1之间设有用以构成焠熄掺混区和贫油燃烧区的高压涡 轮导叶组件3；双层壁火焰筒2与高压涡轮导叶组件3连接为一体，高压涡轮导叶组件3与燃 烧室机匣1连接为一体；高压涡轮导叶组件3与双层壁火焰筒2连接的部位构成焠熄掺混区， 高压涡轮导叶组件3包括高压涡轮导叶302，相邻高压涡轮导叶302之间的通道形成导叶流道， 导叶流道内构成贫油燃烧区。本发明基于RQL原理的燃烧室，燃烧室与高压涡轮导叶组件3 采用一体化设计，利用高压涡轮导叶组件3加强掺混的效果；采用双层壁火焰筒2、高压涡轮 导叶组件3和燃烧室机匣1相结合结构，燃烧室更短更轻；通过高压涡轮导叶组件3与双层 壁火焰筒2连接的部位构成焠熄掺混区，通过高压涡轮导叶组件3的导叶流道内构成贫油燃 烧区，通过大量流动的冷气保证高压涡轮导叶组件3内的高压涡轮导叶不被烧蚀，出口温度 场沿高压涡轮导叶组件3的导叶流道的径向分布可精确调节控制。

如图1和图2所示，本实施例中，高压涡轮导叶组件3还包括导叶流道机匣301，火焰筒 外壁202、火焰筒内壁203和导叶流道机匣301三者相交形成交接条4。火焰筒外壁202上开 设有用以将压气机压缩的高压空气引入火焰筒外壁202与火焰筒内壁203之间的空腔内的冲 击冷却孔5。火焰筒内壁203在靠近交接条4的部位开设有用以将高压空气引入火焰筒内壁 203的内腔并使空气与燃气混合的火焰筒掺混孔6。导叶流道机匣301在靠近交接条4的部位 开设有用以将压气机压缩的高压空气引入导叶流道机匣301内侧的导叶流道机匣冷却孔7。火 焰筒掺混孔6与导叶流道机匣冷却孔7的综合进气使高压涡轮导叶组件3与双层壁火焰筒2 连接部位的内腔形成焠熄掺混区。

如图1和图2所示，本实施例中，火焰筒掺混孔6设置为多个，多个火焰筒掺混孔6沿 火焰筒内壁203的周向等间距布置。

如图1和图2所示，本实施例中，导叶流道机匣冷却孔7设置为多个，多个导叶流道机 匣冷却孔7沿导叶流道机匣301的周向等间距布置。

如图1和图2所示，本实施例中，高压涡轮导叶302为空腔弧形板。高压涡轮导叶302 的至少一端与导叶流道机匣301连接。优选地，高压涡轮导叶302的两端与导叶流道机匣301 连接。处于高压涡轮导叶302的弧形区域内的导叶流道机匣301上开设有用以将压气机压缩 的高压空气导向高压涡轮导叶302内腔的涡轮导叶进气孔9。高压涡轮导叶302上开设有用以 将涡轮导叶进气孔9导入的空气与导叶流道中的高温燃气混合的导叶前缘掺混孔8。火焰筒掺 混孔6、导叶流道机匣冷却孔7和导叶前缘掺混孔8同时进气使高压涡轮导叶302的导叶流道 内构成贫油燃烧区。

如图1和图2所示，本实施例中，导叶前缘掺混孔8设置为多个，多个导叶前缘掺混孔8 沿高压涡轮导叶302的径向等间距布置。

如图1和图2所示，本实施例中，高压涡轮导叶302两端均连接在导叶流道机匣301上， 并且高压涡轮导叶302两端弧形区域内的导叶流道机匣301上均开设有涡轮导叶进气孔9。

如图1和图2所示，本实施例中，双层壁火焰筒2在靠近高压涡轮导叶组件3的部位设 置为内空半径由双层壁火焰筒2向高压涡轮导叶组件3方向逐渐减小的内缩结构。

如图1和图2所示，本实施例中，燃烧室机匣1上设有用以连通压气机并降低压气机流 出的气体速度的扩压器10。高压涡轮导叶组件3的气体导出端连接高压涡轮后续流道11。

如图1和图2所示，本实施例的航空发动机，包括上述基于RQL原理的燃烧室。

实施时，RQL燃烧室的主要原理是空气分级燃烧：主燃区为富油燃烧级，中间为快速焠 熄掺混级，后面为贫油燃烧级。其中富油燃烧区的均匀高效燃烧是RQL技术的基础，主燃区 的富油条件首先增加了燃烧稳定性，使得燃烧产物中富含活性氢基和碳氢基，其次是降低了 主燃区燃烧温度和氧浓度，极大地削减了NOx的生成量。而中间级的快速掺混是决定RQL 技术成败的关键，将主燃区燃烧产物和新鲜空气快速有效掺混，迅速制造出贫油燃烧环境， 避免出现局部化学恰当燃烧，是控制NOx生成量的技术关键。为了达到快速掺混，使当量比 从富油区接近2突降至贫油区的0.6左右，RQL燃烧室的掺混段需要精心设计。

本发明技术方案是在RQL原理的基础上，采用了燃烧室与高压涡轮导叶302一体化设计 的全新概念(如图1和图2所示)。在保证高压涡轮导叶302冷却效果的前提下，将25％以上 的空气通过高压涡轮导叶302的导叶前缘掺混孔8射出，利用高压涡轮导叶302加强低温空 气与高温燃气的掺混，获得充分快速掺混的效果。在传统RQL燃烧室的基础上，将传统的焠 熄掺混区与贫油燃烧区集成到高压涡轮导叶302上游附近与导叶流道中，一方面，可以极大 缩短燃烧室轴向长度，减轻航空发动机重量，降低耗油率；另一方面，高压涡轮导叶302的 大量进气保证导叶不被烧蚀，而随导叶高度可灵活布置的导叶前缘掺混孔8保证出口的径向 温度分布满足涡轮动叶的设计要求。

富油燃烧区的全部空气通过涡流器204进入，进气量保证富油燃烧区的当量比在1.6到 2.0之间。燃油在涡流器204出口得到充分雾化并与空气均匀混合，避免出现局部化学恰当燃 烧。火焰筒为双层壁结构，内壁采用冲击加强化对流换热冷却，承受全部的热载荷和部分机 械载荷，外壁主要用来承受机械载荷，并通过其上的小直径进气孔(冲击冷却孔5)冲击冷却 火焰筒内壁203。火焰筒内壁203的全部冷却气通过高压涡轮导叶稍上游处的火焰筒内壁203 上的火焰筒掺混孔6进入并与高温燃气进行强烈掺混。此外还有25％以上的低温空气经由涡 轮导叶进气孔9通过导叶前缘掺混孔8射出，进一步保证掺混均匀，达到焠熄效果。掺混后 的燃气在涡轮导叶流道进一步完全燃烧，保证燃烧效率。

本技术方案的燃烧室更短更轻、保证高压涡轮导叶302不被烧蚀、出口温度场径向分布 可精确调节。已进行过大量的数值模拟，结果与上述内容一致。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员 来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等 同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。