用于涡轮发动机的燃烧室的多点喷射器

摘要

本发明涉及一种用于环形燃烧室的燃料喷射器装置(67)，其包括向喷射器(16)供给燃料的引燃线路，以及向形成在环形室(70)前表面(68)上的喷射孔(80)供给燃料的多点线路，安装于所述环形室(70)内部的环形圈(76)用以限定向所述喷射孔(80)供给燃料的线路，以及供给所述引燃线路喷射器(16)的燃料流过的冷却回路，所述冷却回路在所述环形室(70)的紧邻所述喷射孔(80)的前表面(68)上延伸。

说明书

本发明涉及用于涡轮发动机(诸如飞机涡轮螺旋发动机或涡轮喷气发动机)的 环形燃烧室的“多点”燃料喷射器装置。

在已知的方式中，涡轮发动机具有设置于高压压缩机出口位置并且装备有多个 燃料喷射器装置的环形燃烧室，所述燃料喷射器装置在所述燃烧室的入口处有规律 地沿圆周分布。每一个多点喷射器设备包括第一文氏管以及与所述第一文氏管同轴 设置的第二文氏管，在所述第一文氏管内，引燃喷射器(pilot injector)居中地安装在 所述第一文氏管的轴上，所述喷射器通过引燃线路(pilot circuit)连续不断地供给燃 料。该第二文氏管在其上游端部具有环形室，环形室内部安装有环形圈，所述环形 圈通过多点线路供给燃料。所述环形圈具有形成在在面向下游方向并且朝向所述第 二文氏管的外部的前端面上的燃料喷射孔。

所述引燃线路以一定的速度输送连续不断地燃料流，所述速度优选地为低速， 所述多点线路则以间歇的速度输送燃料，而所述速度优选地为高速。

然而，在由来自于燃烧室中的火焰的辐射所引起的高温的影响下，使用间歇多 点线路所呈现的主要缺点在于当所述多点线路被切断时将会导致停滞在所述多点线 路中的燃料结渣或焦化。这些现象可导致在所述环形圈和所述多点线路的燃料喷射 孔的位置形成焦炭，从而给来自于所述多点线路的燃料的喷射带来不利影响，因此 影响所述燃烧室的运转。

为了降低焦化的风险，从本申请人的欧洲专利申请EP2026002中可得知：利用 所述燃料引燃线路来冷却所述多点线路，以便减少其中焦碳的形成，通过使用形成 在所述环形室中且径向地形成于所述环形圈的内侧和外侧的两条环形通道，这两条 通道具有它们各自的与所述引燃喷射器连接的出口。

尽管如此，这样的结构还是不能达到令人满意的降低溢出所述环形室前端面的 燃料焦化的风险，这是由于所述燃料依然暴露在由位于其下游的燃料燃烧所产生的 强烈的热辐射中。

本发明的一个特别的目的在于提供一种该问题的，简单、有效、廉价的解决方 法。

为达此目的，本发明提供了一种用于涡轮发动机的环形燃烧室的燃料喷射器装 置，所述装置包括连续不断地向通向第一文氏管的喷射器供给燃料的引燃线路，以 及间歇地向形成在第二文氏管的上游环形室前表面上的喷射孔供给燃料的多点线 路，所述第二文氏管与所述第一文氏管同轴，安装于所述环形室内部的环形圈，用 以限定用以向所述喷射孔供给燃料的供给线路以及通过使供给所述引燃线路的喷射 器的燃料流过的方式工作的冷却回路，所述喷射器装置特征在于，所述冷却回路在 所述环形室的前表面上延伸，所述前表面紧邻所述喷射孔。

将冷却回路中的一部分并入到最大程度上暴露在热辐射下的环形室的前表面上 能够使得所述前表面紧邻所述喷射孔的部分将被连续不断地冷却以便避免所述喷射 孔焦化。

有益地，所述冷却回路的一部分由所述环形圈下游表面上的凹槽形成，所述下 游表面抵靠于所述环形室的前表面上。

这使得用于所述环形室前表面的冷却回路能够以简单的方式获得，并且成本低。

所述冷却回路还包括形成于所述环形圈和所述环形室的内侧圆柱形壁之间的环 形通道，以便冷却所述第二文氏管的环形室的内侧圆柱形表面，来自于所述高压压 缩机的热空气气流穿过所述第二文氏管。

所述冷却回路还包括形成于所述环形圈和所述环形室的外侧圆柱形壁之间的环 形通道，所述通道可用于通过来自于所述引燃线路的燃料流对所述环形室的外侧壁 进行冷却，否则可被设计为与所述引燃线路隔离并且在运转过程中充满空气或焦化 的燃料，所述空气和焦化的燃料充当热绝缘体。

在运转过程中，所述第二文氏管的环形室的外周缘所承受的温度低于所述环形 室的内周缘所承受的温度，所以不需要对所述环形室的外轮廓进行连续不断地冷却， 使用热绝缘体足矣。

在本发明的一个优选实施方式中，用于冷却所述室的前表面的冷却回路呈波浪 形，其在所述喷射孔的内侧和外侧之间径向地交替地延伸，从而使得所述冷却回路 被设置在与所述喷射孔尽可能接近的位置。

有益地，用于冷却所述室前表面的冷却回路包括两个对称的半圆形的分支，每 一个分支在燃料进口装置与燃料出口装置之间延伸，所述燃料出口装置与所述引燃 线路的喷射器相连接。

穿过所述环形室上的喷射孔的燃料喷射借助于所述环形圈上的喷射孔实现，所 述环形圈上的喷射孔通向所述环形室的喷射孔。

有益地，所述环形圈的下游壁上的喷射孔所具有的直径小于所述环形室的前表 面上的喷射孔的直径，由此避免了在所述多点线路被切断时残留在所述环形圈的喷 射孔中的燃料滴焦化而将位于室壁的喷射孔封堵。

本发明还提供了一种用于涡轮发动机的环形燃烧室，所述环形燃烧室包括至少 一个如上所述类型的燃料喷射器装置。

本发明还提供一种涡轮发动机，诸如飞机涡轮螺旋发动机或涡轮喷气发动机， 所述发动机包括至少一个如上所述类型的燃料喷射器装置。

通过阅读如下以非限制性的实施例方式做出的说明以及参考说明书附图理解本 发明，本发明的其它细节、优点以及特征也得以呈现。

图1为现有技术中的多点燃料喷射器装置的局部示意轴向剖面图；

图2为本发明所述的多点燃料喷射器装置的局部示意轴向剖面图；

图3为图2所示喷射器从其下游方向看去的透视图；

图4为图2所示喷射器从其下游方向看去的透视图，其与图3的视角不同；

首先，参考图1，图中示出了具有两个燃料喷射器系统的喷射器装置10，其中 一个燃料喷射器系统为连续运转的引燃系统(pilot system)，而另外一个则为间歇运 转的多点系统。所述装置安装在所述涡轮发动机的环形燃烧室的端壁的开口内，所 述燃烧室通过上游高压压缩机供给得到空气，并将燃烧气体输送到安装在下游的涡 轮机。

所述装置包括第一文氏管12以及与所述第一文氏管12同轴设置第二文氏管14， 第一文氏管12设置在第二文氏管14内。引燃喷射器16安装在轴向插入到所述第一 文氏管12内部的第一级涡旋式喷嘴18的内部。第二级涡旋式喷嘴20形成在所述第 一文氏管12的上游端并且径向地形成在所述第一文氏管12的外部，以便在所述第 一、第二文氏管12和14之间延伸。

所述第二文氏管14具有由径向内侧壁24以及径向外侧壁26两个圆柱形壁所形 成的环形室22，所述径向内侧壁24以及径向外侧壁26通过在下游会聚的截头圆锥 下游壁28相互连接。环形圈30也具有径向内侧壁32以及径向外侧壁34两个圆柱 形壁，所述径向内侧壁32以及径向外侧壁34通过在下游会聚的截头圆锥下游壁36 相互连接在一起，所述环形圈30安装在所述环形室22的内部，以便所述环形室22 与环形圈30的下游壁28、36相接触。所述环形圈30通过环形台肩38位于所述环 形室22内的中部，该环形台肩38形成于所述环形室22内的所述环形室22的截头 圆锥下游壁28与内侧圆柱形壁24间的接合处。

所述环形圈30以及环形室22分别在它们的上游端部具有环形开口。所述环形 室22的圆柱形壁24和26自所述环形圈30的圆柱形壁32和34的上游端部向上游 方向伸出。

所述环形圈30的下游壁36具有规律地沿圆周分布的喷射孔40，所述喷射孔40 通向与之相对应的所述环形室22的下游壁28的喷射孔42。所述环形圈30的喷射 孔40的直径与环形室22的喷射孔42的直径相等。

内侧环形通道44限定在所述环形圈30的内侧圆柱形壁32与环形室22的内侧 圆柱形壁24之间。同样地，外侧环形通道46限定在所述环形圈30的外侧圆柱形壁 34与环形室22的外侧圆柱形壁26之间。

所述喷射器装置包括具有下游部分的本体48，所述下游部分呈环形并且具有圆 柱形导管50，该圆柱形导管50以密封的方式轴向地接合于所述环形室22的内、外 侧圆柱形壁24和26之间，并且以密封的方式通向所述环形圈30的内、外侧圆柱形 壁32和34之间。所述导管50具有径向台肩54，该台肩54形成与所述环形圈30 的内、外侧圆柱形壁32和34的上游端部相抵的支承台。

所述本体48的密封组件用以确保所述内、外侧环形通道44和46与形成在所述 环形圈30内部的环形空间隔绝。

燃料供给臂56与所述本体48相连接，并且包括两个共轴导管，也就是中心导 管58，其为所述本体48的通道60供给燃料，通道60向下游通向所述圆环圈30的 内部；以及围绕所述中心导管58形成并且为不同的通道(未示出)提供燃料的外侧 导管62，所述不同的通道分别通向所述内、外侧环形通道44和46。

所述本体48具有燃料收集腔64，该燃料收集腔64的位置与位于所述环形圈30 的圆柱形壁32和34上游端部的所述燃料供给臂56的位置方向正相反，从而所述内、 外侧环形室44和46与所述收集腔64相连通。导管66一端与所述引燃喷射器16 相连接，而另外一端则与所述本体48相连接并通向所述收集腔64。

在运转过程中，所述燃料供给臂56的中心导管58向所述本体48的通道60供 给燃料，而后，所述燃料流入所述环状圈30并经由所述环形圈30中的喷射孔40 以及环形室22中的喷射孔42喷射到所述燃烧室下游位置。

所述供给臂56的外侧导管62向所述本体48内通向所述内、外侧环形通道44 和46的通道供给燃料，而后，所述燃料流入所述收集腔64，以便经由导管66向引 燃喷射器16供给燃料。

该线路形成引燃线路并连续不断地运转，而多点线路则在飞行的特殊阶段(诸 如需要额外动力的飞机起飞阶段)间歇地运转。

在涡轮发动机运转的过程中，来自于高压压缩机的热空气(约600℃)穿过第一 级径向涡旋式喷嘴18流入到所述第一文氏管12内，而所述空气也流入第一、第二 文氏管12和14之间的第二级径向涡旋式喷嘴20内。

供给所述引燃喷射器的燃料连续不断地穿过所述内、外侧环形通道44和46，使 所述内、外侧环形通道44和46形成径向地位于所述环形圈30外部和内部的冷却回 路，从而避免了由燃烧的热辐射所引起的所述环形圈30内的燃料焦化，燃料焦化发 生在所述多点线路不处于运转状态的飞行阶段。

如上所述，所述环形室22的下游前端面28也同样经受着所述燃烧室的热辐射， 而且这可能会导致在所述多点线路不处于运转状态的飞行阶段在所述环形圈30的 喷射孔40和所述环形室22的喷射孔42处发生燃料焦化。

本发明针对该问题提供了一种解决方案：通过将冷却回路并入到所述喷射器装 置67中，以达到对紧邻所述喷射孔的所述环形室70的截头圆锥前壁68加以冷却的 目的，如图2至4所示。

所述冷却回路包括形成于所述环形圈76的截头圆锥壁74的下游表面上的凹槽 72，即所述表面压在所述环形室70的截头圆锥壁68的上游表面上。

所述凹槽72呈波浪形，其在所述环形圈76的喷射孔78的内侧和外侧之间径向 交替地延伸，从而使得所述环形圈76内的喷射孔78与所述环形室70内的喷射孔 80能够更好地被冷却。在该实施方式中，所述凹槽72具有两个半圆形分支，所述 两个分支由所述本体48的两个通道82和84供给燃料，所述分支的出口连接于与所 述收集腔64正相反的位置。所述两个分支相对于包含有所述引燃喷射器16的轴的 平面对称，并且部分地位于向所述凹槽72供应燃料的两个通道82与84之间。

本发明所述冷却回路还具有形成在所述环形圈76的内侧圆柱形壁88的厚度上 的凹槽86，该凹槽86与所述环形室70的内侧圆柱形壁90共同作用以限定内侧环 形通道。所述内侧环形通道由所述本体48中的两条通道92和94供给燃料，所述内 侧环形通道在其出口处与所述收集腔64相连接，以便冷却所述环形圈76的内侧圆 柱形壁88和环形室70的内侧圆柱形壁90。

两个半圆形凹槽96和98形成于所述环形圈76的外侧圆柱形壁100的厚度上， 该凹槽96和98与所述环形室70的外侧圆柱形壁102共同作用以限定两个半圆形通 道，所述两个半圆形通道的圆周端部通过所述环形圈76的轴向塞缝片104封闭。以 这种方式，所述两个外侧半圆形通道得以与供给所述引燃喷射器燃料的收集室隔离 开。

在装配所述环形室70内部的环形圈76的过程中，所述两个半圆形通道96和98 充满空气。在运转过程中，如果相对于所述引燃线路，尤其是相对于前面的线路提 供密封，这些通道有可能充满空气；否则正相反地，所述通道可能充满燃料，所述 燃料在高温的作用下焦化。不管怎样，空气或焦化的燃料形成热绝缘体，并且发现 其可以充分地避免所述环形圈中的燃料焦化，这是因为所述环形圈76与所述环形室 70的外周缘所承受的温度低于那些元件的内周缘所承受的温度。

所述环形圈76的下游截头圆锥壁74的喷射孔78的直径小于所述环形室70的 截头圆锥的前端表面68上的喷射孔的直径。这是用于在所述多点油路停止时，避免 任何一滴残留在所述环形圈76的喷射孔78内的燃料通过焦化而阻塞所述环形室70 的喷射孔80。在本发明的一个特别的实施方式中，所述环形圈76的喷射孔78的直 径约为0.5毫米(mm)，而所述环形室70的喷射孔80的直径约为1毫米(mm)。

为了隔离所述多点线路的前部冷却回路，所述圈72的截头圆锥壁74的下游表 面以密封的方式固定在所述环形室70的截头圆锥壁68上，例如，通过铜焊的方式。 因此，所述圈76的孔78与所述环形室70的孔80之间的接合处为密封的。取代使 用铜焊，可以使所述环形圈76与包含有所述环形室70的第二文氏管14一体成型， 例如通过激光烧结。

本发明不仅限于如前所述的波浪形冷却回路。因此，其可能在所述环形圈76的 下游壁74的下游表面上形成两条凹槽，其中一条凹槽径向地定位于所述环形圈76 的喷射孔78的内侧，而另外一条凹槽则径向地定位于所述同一喷射孔78的外侧。 尽管如此，这样的线路无法为所述环形室70以及环形圈76的喷射孔78和80提供 更好的冷却，尤其是无法为所述喷射孔之间的圆周空间提供最好的冷却。其也可能 通过所述喷射孔之间的径向通道而将所述前端表面上内侧和外侧凹槽连接。尽管如 此，那样的解决方案可能会导致通过某些通道而形成的优选的燃料流，从而导致了 对于所述环形圈76以及所述环形室70的冷却不均匀。

在另一个变化方案中，所述外侧通道96和98与供给所述引燃喷射器16的收集 腔64连接，它们通过用于所述引燃喷射器16的燃料流对所述环形室70进行冷却。