一种采用旋流器/预膜板一体化主燃级的贫油预混预蒸发燃烧室头部结构

摘要

本发明涉及一种采用旋流器/预膜板一体化主燃级的贫油预混预蒸发燃烧室头部结构，该头部结构采用中心分级燃烧方式，分为预燃级和主燃级，预燃级采用扩散燃烧与旋流预混燃烧相结合的方式；主燃级采用预混预蒸发燃烧方式，能有效的降低燃烧污染物。主燃级采用旋流器/预膜板一体式结构，结构简单可靠，一级和二级燃油在同一预膜板上形成油膜，并在两股旋流作用下雾化、蒸发及掺混，有利于在主燃级出口形成均匀的油气混合物，降低燃烧污染物。主燃级双油路的设计有利于燃烧室不同工况下的油气匹配，进一步降低航空发动机燃烧室整个着陆起飞循环的污染排放水平。主燃级通道的微收缩型设计和防回火环的设计可有效解决回火问题，保证燃烧室头部安全。

说明书

技术领域

本发明涉及航空燃气轮机的技术领域，具体涉及一种采用旋流器/预膜板一体化主燃级的 贫油预混预蒸发燃烧室头部结构，该燃烧室采用中心分级燃烧的模式，预燃级在中心，采用 扩散燃烧和预混燃烧相结合的方式，用以保证燃烧室工作的稳定性和安全性，同时降低小工 况下的污染排放；双油路主燃级在预燃级径向外围，采用预混预蒸发燃烧的方式，主燃级双 油路的设计能够满足进场等中小工况下主燃级一级进行工作，起飞等大工况下主燃级两级均 进行工作，有利于燃烧室不同工况下的油气匹配，有利于于降低整个燃烧室的污染排放，从 而降低航空发动机整个着陆起飞循环(Landing and Take-off，LTO)循环的污染排放水平。

背景技术

现代航空发动机燃烧室的基本性能和结构分布已经达到相当高的水平，但是对于现代航 空发动机燃烧室来说，仍然存在大量的难题和挑战，新材料、新工艺、新结构、新概念的发 展应用才是保证其持续进步的源泉。现代民用航空发动机燃烧室的主要发展趋势是低污染燃 烧。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。目前采用的 CAEP6(Committee on Aviation Environmental Protection)标准对污染排放物的规定已经非常 严格，特别是对NOx污染排放要求；而最新的CAEP8标准提出了将NOx的排放在CAEP6 的排放标准上降低15％，随着航空业的迅猛发展和人们环保意识的不断提高，未来对燃气轮 机燃烧室污染排放会提出更高的要求。

美国航空发动机著名公司GE对低污染燃烧室早已着手研究，GE首先研发了双环腔低 污染燃烧DAC(用于GE90和CFM56)，。在下一代低污染燃烧室方面，GE公司采用LDM (Lean Direct Mixing Combustion，贫油直接混合燃烧室)技术为其GEnx发动机研制的TAPS (Twin Annular Premixing Swirler)低污染燃烧室，采用TAPS1低污染燃烧技术成功应用于 GE-nx系列发动机上，并已经取证，LTO的NOx排放较CAEP6标准降低50-60％，成为当 前最先进的民用低污染发动机。应用更先进的TAPS 2技术的LEAP-X发动机将应用于我国 的C919客机，其NOX排放比目前CAEP6标准要低60％。GE公司申请了多项美国专利：申 请号6363726、6389815、6354072、6418726、0178732、6381964和6389815，所有这些专利 都是预燃级采用扩散燃烧、主燃级采用预混燃烧的燃烧组织方式，目的是降低排放指数最大 的大工况下的NOx排放。

中国的北京航空航天大学对低污染燃烧室也申请了200710178394.X、200810105062.3、 200810105061.9、200810104686.3、200810104684.4、200910238793.X、201010101574.X、 201010034141.7、201010277014.X、201010623917.9、201210335832.X、201310250022.9等 多项专利，采用的方案是预燃级采用扩散燃烧方式，主燃级采用预混燃烧方式，主燃级为环 形结构，轴向或径向供油，采用多点喷射或是预膜雾化方式，目的是降低大工况下的NOx 排放，从而使整个LTO循环的NOx的排放得到降低，但要进一步降低整个LTO循环的NOx 的排放水平难度较大。

以上所述的专利，都是针对在大工况下降低污染排放，而根据国际民航组织(International  Civil Aviation Organization， ICAO)规定的一个标准循环下的排放物指数，用LTO Emission 来表达这个参数，计算如下式：

$\mathrm{LTOEmission}(g/\mathrm{kN})=\frac{D_p}{F_{\mathrm{oo}}}=\frac{\underset{i}{\overset{N}{\Sigma }}{\mathrm{EI}}_{m,i}{\stackrel{·}{m}}_{\mathrm{mf},i}{T}_{m,i}}{F_{\mathrm{oo}}}$

由上式可知，LTO Emission跟四个工况下的NOx排放量有关，即既与大工况下的NOx 排放有关，还与小工况下的NOx排放有关。

标准LTO循环中的运行模式、每个运行模式下的推力和运行时间，如下表所示。

表1 ICAO规定的LTO循环中的运行模式和时间

运行模式 推力设置 运行时间(min) 起飞(Take-off) 100％F_oo0.7 爬升(Climb) 85％F_oo2.2 进场(Approach) 30％Foo 4.0 滑行/地面慢车(Taxi/ground idle) 7％F_oo26.0

常规或者现役的推力在140KN的CFM56-5B/3发动机的NOx排放如下表，数据来源于 ICAO Emission data bank。

表2 CFM56-5B/3的NOx排放水平

参数 单位 慢车 进场 爬升 起飞 排放指数(EI) g/(kgf) 4.45 9.28 19.77 26.18 燃油流量 kg/s 0.112 0.448 1.086 1.325 运行时间 s 1560 240 132 42

排放量 g/kN 777.5 997.8 2834.1 1456.9

燃烧室采用分级燃烧，预燃级为扩散燃烧方式，主燃级为预混燃烧方式，降低了大工况 下的NOx排放，可以达到的NOx排放如下表所示：

表3 主燃级采用预混燃烧可以达到的NOx排放水平

参数 单位 慢车 进场 爬升 起飞 NOx排放指数(EI) g/(kgf) 4.45 9.28 4 4.1 燃油流量 kg/s 0.112 0.448 1.086 1.325 运行时间 s 1560 240 132 42 排放量 g/kN 777.5 997.8 594 228

在小工况(地面慢车、进场)下，虽然NOx排放指数较低，根据表1可知小工况下的运行 时间远远高于其他大工况，根据表3可知，当主燃级采用预混燃烧方式时，可以使大工况下 的NOx排放指数得到大幅度降低，此时预燃级的NOx排放总量在整个LTO循环的污染排放 排放中占的比重最大，因此要想进一步降低整个LTO循环的NOx排放，就需要考虑降低预 燃级的NOx排放。

而不管是何种先进的低污染燃烧室，其关键技术就是降低NOx(氮氧化物)、CO(一氧 化碳)、UHC(未燃碳氢化合物)和冒烟的燃烧技术，核心问题是降低燃烧区的温度，同时 使燃烧区温度场均匀，即整体和局部的当量比控制，而主燃区当量比的均匀性又主要取决于 燃油雾化和油气掺混的均匀性。

本发明是针对航空发动机低污染燃烧的新方法。根据NOx与CO产生的机理及试验结 果可知：燃烧室的主燃区当量比在0.6～0.8范围内产生的NOx与CO(UHC和CO的排放 规律类似)很少。基于此原理，要兼顾NOx与CO、UHC的排放量都处于低值范围，应考 虑两个因素：其一是主燃区的平均当量比，其二是主燃区平均当量比的均匀性，并且在所有 航空发动机的工作情况下都应如此。而主燃区当量比的均匀性又主要取决于燃油雾化和油气 掺混的均匀性。这主要取决于两方面：一是燃油颗粒直径分布的均匀性，即SMD的分布均 匀性；二则是燃油油雾浓度分布的均匀性。从燃烧方式讲，应采用均匀的预混燃烧，达到主 燃区当量比均匀性要求以降低污染排放。

目前的常规燃烧方式无法降低NOx、CO和UHC。原因是目前燃烧室的设计方法所决定 的。对于常规燃烧室来说，在大状态时，由于采用液雾扩散燃烧方式，燃烧区局部当量比总 是在1附近，远超过上述低污染燃烧所需当量比范围要求，此时虽然CO和UHC的排放低， 但NOx的排放达到最大；而本发明主燃级采用预混燃烧，可控制双油路主燃级的油流量使 得燃烧区当量比在0.6～0.8，从而降低NOx排放；在小状态时，本发明采用预燃级的扩散燃 烧，局部当量比在0.8附近，可有效降低CO和UHC排放。另外，由于常规燃烧室普遍采用 扩散燃烧方式，局部当量比不均匀，因此对于常规燃烧室来说，无法满足在整个发动机工作 范围内的低污染要求。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：克服现有技术不足，运用预混预蒸发燃烧技术，提供了一 种采用旋流器/预膜板一体化主燃级的贫油预混预蒸发燃烧室头部结构。燃烧室采用中心分级 燃烧的模式，预燃级在中心，采用扩散燃烧和预混燃烧相结合的方式，用以保证燃烧室工作 的稳定性和安全性，同时降低小工况下的污染排放。主燃级采用预混预蒸发燃烧方式，能有 效的降低燃烧污染物。主燃级采用旋流器/预膜板一体式结构，结构简单可靠，燃油在预膜板 上形成油膜，并在两股旋流作用下雾化、蒸发及掺混，有利于在主燃级出口形成均匀的油气 混合物，降低燃烧污染物。预膜板可以防止大工况时燃油打到主燃级外壁，主燃级内外壁吹 扫孔可以防止燃油附着在主燃级壁面。主燃级双油路的设计有利于燃烧室不同工况下的油气 匹配，进一步降低航空发动机燃烧室整个着陆起飞循环的污染排放水平。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种采用旋流器/预膜板一体化主燃级的贫 油预混预蒸发燃烧室头部结构，该低污染燃烧室采用单环腔结构，由扩压器、燃烧室外机匣、 燃烧室内机匣、火焰筒外壁、火焰筒内壁和燃烧室头部组成；扩压器通过内、外壁和燃烧室 外机匣和燃烧室内机匣焊接在一起，火焰筒外壁通过后缘的支板和燃烧室外机匣连接在一 起，火焰筒内壁同样通过后部的支板和燃烧室内机匣连接固定；燃烧用空气全部由燃烧室头 部进入火焰筒，掺混空气由内环掺混孔和外环掺混孔射入；采用中心分级燃烧方案，分为预 燃级和双油路主燃级，燃油杆供给燃烧室所有燃油，包括预燃级单油路和主燃级双油路；双 油路主燃级通过头部整体端壁与火焰筒外壁和火焰筒内壁固定，预燃级则通过隔离段与双油 路主燃级联接，并与双油路主燃级同心；所述的双油路主燃级采用旋流预膜一体式结构，由 主燃级雾化旋流器、主燃级预膜板、主燃级外壁、主燃级集油环和主燃级内壁组成；主燃级 雾化旋流器和主燃级预膜板焊接成一体，主燃级集油环和主燃级内壁焊成一体，并与主燃级 雾化旋流器、主燃级外壁焊接，构成双油路主燃级，再通过主燃级外壁和燃烧室头部端 壁连接到燃烧室头部；主燃级集油环开有两级集油槽，分别是主燃级一级集油槽和主燃级二 级集油槽，两级集油槽之间焊有主燃级集油槽隔板，用于分隔燃油；主燃级集油环外壁有主 燃级一级燃油喷射孔和主燃级二级燃油喷射孔，主燃级一级燃油喷射孔通过主燃级一级燃油 分配孔与主燃级一级集油槽相连，主燃级二级喷射孔通过主燃级二级燃油分配孔、主燃级二 级燃油分配管与主燃级二级集油槽相连；主燃级二级燃油分配管与主燃级二级燃油分配孔、 主燃级集油槽隔板焊接成一体；预燃级燃油通过燃油杆的预燃级油路流进预燃级燃油喷嘴 中；双油路主燃级燃油分别经过燃油杆的主燃级一级油路和主燃级二级油路，分别进入主燃 级一级集油槽和是主燃级二级集油槽，再由主燃级一级燃油喷射孔和主燃级二级燃油喷射孔 喷出，一部分燃油在旋转气流作用下雾化蒸发，一部分燃油在主燃级燃油预膜板形成油膜， 在上下两股气流下剪切雾化；在航空发动机慢车、进场工况只有主燃级一级燃油喷射孔处于 喷油工作状况，而在航空发动机爬升、起飞大工况主燃级两级油路均处于工作状态；主燃级 外壁开有主燃级外壁剪切槽，用于加强预膜板外侧空气旋流强度，从而加强预膜板内外环气 流的剪切力，有助于雾化；主燃级内的油雾在预混预蒸发段与空气掺混蒸发形成均匀混合可 燃气，以一定的旋流形式进入火焰筒进行预混燃烧；主燃级防回火吹扫环与主燃级外壁焊接 成一体。

进一步的，所述的主燃级外壁剪切槽开槽宽度为1～2mm，开槽个数为30～50个，开槽 倾斜角为40～60度。

进一步的，所述双油路主燃级的一级燃油分配孔和主燃级二级燃油分配孔所喷射的燃油 在同一主燃级预膜板上；两级喷射孔个数相等，都为12～16个，沿周向交错均匀布置，开孔 直径0.3～0.5mm。

进一步的，所述主燃级燃油雾化通道出口为微收缩形通道，进出口面积比为1.1～1.5， 微收缩形通道设计一方面有利于增加出口空气速度，防止回火，另一方面保证主燃级出口速 度在正常范围，进而保证燃烧室空气速度的均匀性和油气比的均匀性，保证燃烧室稳定燃烧 并降低污染排放。

进一步的，所述主燃级出口焊有防回火环，冷气流通过主燃级防回火孔吹扫主燃级出口， 有利于避免回火的发生；防回火孔的开孔个数为50～80个，开孔直径为0.5～1mm。

进一步的，所述的燃油杆供应燃烧室所需的全部燃油，燃油分为三路，包括预燃级油路， 主燃级一级油路及主燃级二级油路；主燃级燃油占总燃油量的比例为40％～90％。

进一步的，所述预燃级采用的旋流器的级数为1≤n≤3；每级旋流器采用旋流器的结构是 轴向旋流器，或是径向旋流器，或是切向旋流器；当预燃级的级数n＝1时，旋流器直接与隔 离段连接；当预燃级的级数1<n≤3时，各级旋流器先连接成一个整体，再与隔离段连接；当 预燃级的级数1<n≤3时，各级旋流器的旋流方向或是同旋，或是反旋。

本发明的原理如下：在保证燃烧室性能和安全性的前提下，燃烧室头部结构方案能够有 效的降低航空发动机燃烧室在慢车、进场、爬升以及起飞等不同工况下的污染排放；燃烧室 头部结构具有良好的燃油调节性，保证燃烧区合理的油气匹配；燃烧室头部结构应尽量简单 并且易于装配。燃烧用空气全部从燃烧室头部进入火焰筒，头部进气量相对于常规燃烧室大 很多，使燃烧室主燃区当量比较小，有利于燃烧区污染排放的降低；头部采用中心分级燃烧 方案，预燃级在中心，为扩散燃烧方式，用于保证整个燃烧室的燃烧稳定性和安全性；主燃 级在预燃级径向外围，为预混燃烧模式，燃油在主燃级预混预蒸发段里雾化、蒸发并与空气 不断掺混，形成均匀的可燃气进入燃烧室参与燃烧，有利于整个燃烧室内污染排放的进一步 降低。主燃级采用双油路的设计能够更好的调节航空发动机燃烧室内不同工况下的油气匹 配，更好的控制燃烧区的当量比及其均匀性，进而降低整个燃烧室污染排放的产生；双油路 主燃级采用旋流器与预膜板一体化设计，结构简单可靠，燃油在同一预膜板上形成油膜，在 内外两股旋流气动作用下雾化，进而在预混预蒸发通道中不断的蒸发并与空气掺混，预膜板 有助于提高燃油的分布的均匀性；这样大部分的燃油和空气掺混均匀后再进入燃烧区燃烧， 对降低航空发动机整个起飞着陆循环的污染排放有利。主燃级通道为微收缩型，同时在主燃 级出口采用防回火吹扫环结构，可有效的解决预混预蒸发燃烧室回火的问题，燃烧室更为安 全可靠。

本发明与现有技术相比所具有的优点如下：

(1)本发明采用的旋流器/预膜板一体化结构，结构简单，可靠性高；预膜板具有如下 作用：a、防止燃油在大工况下喷射到主燃级外壁，b、燃油在预膜板上形成油膜，并在内外 两层旋转气流作用下雾化、蒸发并与空气不断掺混，c、燃油在预膜板上周向展开，有利于 燃油的均匀性；

(2)本发明主燃级油路采用周向分级的方式，主燃级一、二级燃油喷孔交错排列；在 地面慢车以及进场工况只有主燃级一级油路工作，在爬升、起飞大工况下主燃级两级油路共 同工作，且一、二级燃油喷射到同一预膜板，因此可以保证在不同工况下主燃级燃油径向分 布均匀，同时旋流空气有利于燃油周向均匀性，因此在不同工况下燃油分布均匀，有利于降 低污染排放；

(3)本发明主燃级通道为微收缩型，同时在主燃级出口采用防回火吹扫环结构，可有 效的解决预混预蒸发燃烧室回火的问题，燃烧室更为安全可靠；

(4)本发明采用中心分级燃烧概念，预燃级提供稳火源，保证整个燃烧室工作的稳定 性和安全性，预混预蒸发的双油路主燃级实现低污染燃烧；这种燃烧方案布局不仅能够有效 的降低整个起飞着陆循环的污染排放水平，同时可确保航空发动机燃烧室的稳定性。

附图说明

图1是发动机结构示意图；

图2是本发明的燃烧室结构剖视图；

图3是本发明的燃烧室头部结构剖视图；

图4是本发明的预燃级结构剖视图；

图5是本发明的双油路主燃级结构剖视图；

图6是本发明的主燃级旋流器和预膜板结构图；

图7是本发明的双油路主燃级集油环剖视图；

其中：1是低压压气机，2是高压压气机，3是燃烧室，4是高压涡轮，5是低压涡轮，6 是燃烧室外机匣，7是燃烧室内机匣，8是火焰筒外壁，9是火焰筒内壁，10是扩压器，11 是火焰筒外环掺混孔，12是火焰筒内环掺混孔，13是燃烧室头部，14是双油路主燃级，15 是预燃级，16是燃油杆，17是隔离段，18档溅盘，19是头部端壁，20是预燃级油路，21 是主燃级一级油路，22是主燃级二级油路，23是预燃级喷嘴，24是预燃级一级旋流器，25 是预燃级文氏管，26是预燃级旋流器出口套筒，27是主燃级一级油膜，28是主燃级二级油 膜，29是预燃级喷嘴安装孔，30是预燃级二级旋流器，31是主燃级雾化旋流器，32是主燃 级外壁，33是主燃级预膜板，34是主燃级集油环，35是主燃级内壁，36是主燃级一级集油 槽，37是主燃级二级集油槽，38是主燃级一级集油槽进油孔，39是主燃级二级集油槽进油 孔，40是主燃级一级燃油分配孔，41是主燃级二级燃油分配孔，42是主燃级一级燃油喷射 孔，43是主燃级二级燃油喷射孔，44是主燃级燃油雾化通道， 45是主燃级集油槽盖板，46 是主燃级集油槽隔板，47是主燃级二级燃油分配管，48是主燃级外壁剪切槽，49是主燃级 防回火吹扫环，50主燃级防回火吹扫孔，51是预燃级油雾。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式进一步说明本发明。

图1是发动机结构示意图，包括低压压气机1，高压压气机2，燃烧室3，高压涡轮4 和低压涡轮5。发动机工作时，空气经过低压压气机1压缩后，进入高压压气机2，高压空 气再进入燃烧室3中与燃油燃烧，燃烧后形成的高温高压燃气进入到高压涡轮4和低压涡轮 5，通过涡轮做功分别驱动高压压气机2和低压压气机1。

如图2所示，燃烧室头部采用中心分级结构，预燃级在中心，主燃级在预燃级径向外围。 燃烧室3采用单环腔结构，燃烧室外机匣6和燃烧室内机匣7构成了燃烧室的外轮廓，并与 前后的高压压气机2和高压涡轮4连接。高压压气机2的高速来流空气经过扩压器10经过 降速扩压后进入燃烧室，空气由火焰筒外壁8和火焰筒内壁9的掺混孔和冷却孔，以及燃烧 室头部13的旋流器和冷却孔进入由火焰筒外壁8、火焰筒内壁9和燃烧室头部13所包围的 空间内与燃油完成燃烧。在外掺混孔11和内掺混孔12以前的区域为燃烧区，掺混空气从掺 混孔进入火焰筒，与燃烧区的高温燃气掺混，使出口温度分布达到设计要求。燃烧室头部13 包括双油路主燃级14、预燃级15、燃油杆16及预燃级喷嘴23，主燃级14通过头部整体端 壁19与火焰筒外壁8和火焰筒内壁9焊接固定，而预燃级15由隔离段17与主燃级14固定 联接，燃油喷杆16供给预燃级15和双油路主燃级13全部燃油。档溅盘18焊接在头部端壁 19上，使其与火焰筒内的高温燃气分开。

图3是一个燃烧室头部13结构的剖视图，双油路主燃级14和预燃级15按照同心的方 式装配在一起，预燃级15在中心，双油路主燃级14布置在预燃级15外围。燃烧室头部13 沿整个发动机周向均匀布置，个数为12～30个，燃烧室头部13的空气量占燃烧室3总空气 量的40％～75％，其中主燃级14占头部空气量的70％～90％，预燃级15占头部空气量的 10％～30％。预燃级喷油嘴23为压力雾化喷嘴、气动雾化喷嘴或组合式喷嘴，喷嘴流量数在 之间，喷雾张角在60～120°之间。

在图4中，预燃级15采用了双旋流器结构，由预燃级一级旋流器24、预燃级二级旋流 30、预燃级文氏管25及预燃级旋流器出口套筒26、隔离段17组成，四者焊接在一起。预燃 级油雾53在预燃级两级旋流作用下进一步雾化、蒸发，进入燃烧区中。

在图5中，双油路主燃级14由主燃级雾化旋流器31、主燃级预膜板33、主燃级外壁32、 主燃级集油环34和主燃级内壁35组成。主燃级雾化旋流器31和主燃级预膜板33焊接成一 体，主燃级集油环34和主燃级内壁35焊成一体，并与主燃级雾化旋流器31、主燃级外壁 32焊接，构成双油路主燃级14，再通过主燃级外壁32和燃烧室头部端壁19连接到燃烧室 头部。

在图6中，主燃级雾化旋流器31为叶片式，如图中所示，主燃级雾化旋流器31叶片尾 缘有预膜板安装槽，主燃级预膜板33前缘嵌入安装槽内，并焊接成一个整体，主燃级预膜 板33厚度0.7～1.8mm。

在图7中燃烧室头部的全部燃油由燃油杆16供给，燃油杆16内包含三路燃油：预燃级 油路20，主燃级一级油路21，主燃级二级油路22；主燃级一级油路21的燃油进入主燃级一 级集油槽36，经过主燃级一级燃油分配孔40，由主燃级一级燃油喷射孔42喷出；主燃级二 级油路22的燃油进入主燃级二级集油槽，经过主燃级二级燃油分配管47和主燃级二级燃油 分配孔41，由主燃级二级燃油喷射孔43喷出。两级喷射孔个数相等，都为12～16个，沿周 向交错均匀布置，开孔直径0.3～0.5mm。

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。