航空发动机燃油喷嘴、航空发动机和飞机

摘要

本发明涉及一种航空发动机燃油喷嘴、航空发动机和飞机。航空发动机燃油喷嘴包括第一燃油入口(9)和环形部件(18)；环形部件(18)设有沿所述环形部件(18)延伸并与所述第一燃油入口(9)连通的环形流道(5)和与所述环形流道(5)连通的第一燃油喷口(11)，所述环形流道(5)的沿所述环形部件(18)的轴向的第一端与所述第一燃油入口连通，所述环形流道(5)的沿所述环形部件(18)的轴向的第二端与所述第一燃油喷口(11)连通，所述环形流道(5)的横截面积不大于所述环形部件(18)的横截面积的12％。环形流道(5)具有较小的横截面积，可以减少环形流道吸热面积，同时提高了环形流道内燃油流速，减少燃油的停留时间，从而有利于改善燃油因高温而结焦的现象。

说明书

技术领域

本发明涉及航空技术领域，具体而言，涉及一种航空发动机燃油喷嘴、航空发动机和飞机。

背景技术

燃油喷嘴是航空发动机燃烧室的核心部件，用于将燃油以一定的方式连续喷射进入燃烧室，使燃油与火焰筒头部的进气进行匹配，从而使燃油在火焰筒内不断燃烧释热，提高气流做功的能量。

随着发动机推重比的提高，燃烧室进口温度也越来越高，燃油在离开喷嘴之前，在喷嘴中被加热，油温迅速升高。通常航空燃油在300℃开始析碳结焦，400℃以上开始大量结焦，如果不加以控制，则燃油管路壁上就会逐渐沉积焦炭，在喷嘴流道中产生沉淀，长期工作后将导致喷嘴堵塞。因此，需要对燃油喷嘴热防护，目前，喷嘴多采用在喷杆在喷嘴壳体外部增加隔热套的方式来降低燃油的温度，从而避免燃油在管内结焦。但是随着燃烧室进口温度的不断提高，燃油总管及喷嘴采用隔热套的厚度将不得不逐渐增加，喷嘴壳体直径和喷嘴重量都会增加。

随着燃油喷嘴设计越来越复杂，多采用增材制造的方法进行加工，增材制造后需要对内部空心部分进行残余粉末吹除，吹除后需堵塞吹粉孔。

发明内容

本发明旨在提供一种航空发动机燃油喷嘴、航空发动机和飞机，以改善相关技术中存在的燃油喷嘴容易结焦的问题。

根据本发明实施例的一个方面，本发明提供了一种航空发动机燃油喷嘴，航空发动机燃油喷嘴包括：

第一燃油入口；

环形部件，设有沿环形部件延伸并与第一燃油入口连通的环形流道和与环形流道连通的第一燃油喷口，环形流道的沿环形部件的轴向的第一端与第一燃油入口连通，环形流道的沿环形部件的轴向的第二端与第一燃油喷口连通，环形流道的横截面积不大于所述环形部件(18)的横截面积的12％。

在一些实施例中，航空发动机燃油喷嘴还包括：

第一隔热部，设在环形流道的第一端；和/或

第二隔热部，设在环形流道的第二端。

在一些实施例中，

第一隔热部包括设在环形部件的第一隔热腔，第一隔热腔与环形流道沿环形部件的轴向并排且间隔设置；和/或

第二隔热部包括设在环形部件的第二隔热腔，第二隔热腔与环形流道沿环形部件的轴向并排且间隔设置。

在一些实施例中，

第一隔热腔为沿环形部件延伸的封闭的环形腔或未封闭的环形腔；

第二隔热腔为沿环形部件延伸的环形腔或未封闭的环形腔。

在一些实施例中，环形部件设有多个第一燃油喷口，第二隔热腔包括第一部分和与第一部分沿环形部件的周向并排布置的第二部分，第一部分在环形部件的径向上的尺寸大于第二部分，在换环形部件的周向上，第一部分与第一燃油喷口平齐，第二部分位于相邻两个第一燃油喷口之间。

在一些实施例中，航空发动机燃油喷嘴还包括：

第一气压平衡孔，连通第一隔热腔与外界大气；

第二气压平衡孔，连通第二隔热腔与外界大气。

在一些实施例中，航空发动机燃油喷嘴还包括：

杆状部件，一端与环形部件连接，另一端设有第一燃油入口；

第一燃油流道，设在杆状部件内，一端与第一燃油入口连通，另一端与第一燃油喷口连通；

第三隔热部，设在第一燃油流道的迎风侧，并沿杆状部件延伸。

在一些实施例中，第三隔热部包括设在杆状部件上的第三隔热腔。

在一些实施例中，航空发动机燃油喷嘴还包括：

第二燃油入口，设在杆状部件的另一端；

第二燃油喷口，套设在环形部件内，并与第二燃油入口连通；

第二燃油流道，设在杆状部件内，一端与第二燃油入口连通，另一端与第二燃油喷口连通，第二燃油流道设在第三隔热部和第一燃油流道之间。

在一些实施例中，第一燃油流道和第二燃油流道均沿杆状部件延伸，第一燃油流道和第二燃油流道之间的距离不大于5毫米，且第一燃油流道和第二燃油流道之间为导热材料。

在一些实施例中，航空发动机燃油喷嘴还包括套设在杆状部件外的筒状部件，筒状部件与杆状部件之间具有间隙。

在一些实施例中，航空发动机燃油喷嘴还包括连通环形流道和第一燃油喷口的连通流路，连通流路的远离环形流路的一端为半球形。

在一些实施例中，环形部件的周面上设置有环形流道和外界大气的孔道，以排出在增材制造环形部件的过程中存留在环形流道内的粉料。

根据本发明的另一方面，还提供了一种航空发动机，该航空发动机包括上述的航空发动机燃油喷嘴。

根据本发明的另一方面，还提供了一种飞机，该飞机包括上述的航空发动机。

应用本申请的技术方案，环形流道具有较小的横截面积，可以减少环形流道吸热面积，同时提高了环形流道内燃油流速，减少燃油的停留时间，从而有利于改善燃油因高温而结焦的现象。

通过以下参照附图对本发明的示例性实施例的详细描述，本发明的其它特征及其优点将会变得清楚。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示出了本发明的实施例的航空发动机燃油喷嘴的结构示意图；

图2示出了本发明的实施例的航空发动机燃油喷嘴的A-A处的剖视结构示意图；

图3示出了本发明的实施例的航空发动机燃油喷嘴的B-B处的剖视结构示意图；以及

图4示出了本发明的实施例的航空发动机燃油喷嘴的第一隔热部处的剖视图；

图5示出了本发明的实施例的航空发动机燃油喷嘴的第二隔热部处的剖视图；

图6示出了本发明的实施例的航空发动机燃油喷嘴的环形部件的立体结构示意图；

图7示出了本发明的实施例的航空发动机燃油喷嘴的环形部件的另一角度的立体结构示意图；

图8示出了本发明的对比例的航空发动机燃油喷嘴的环形部件的另一角度的立体结构示意图。

图中：

1、筒状部件；2、第二燃油流道；3、第三隔热部；4、第一燃油流道；5、环形流道；6、连通流路；7、第一隔热部；8、第二隔热部；9、第一燃油入口；10、第二燃油入口；11、第一燃油喷口；12、杆状部件；13、第二燃油喷口；14、第一气压平衡孔；15、第二气压平衡孔；16、孔道；17、工艺孔；18、环形部件。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

结合图1至3所示，本实施例的航空发动机燃油喷嘴包括第一燃油入口9和环形部件18；环形部件18设有沿环形部件18延伸并与第一燃油入口9连通的环形流道5和与环形流道5连通的第一燃油喷口11，环形流道5的沿环形部件18的轴向的第一端与第一燃油入口连通，环形流道5的沿环形部件18的轴向的第二端与第一燃油喷口11连通，环形流道5的横截面积不大于环形部件18的横截面积的12％。

本实施例中，环形流道5具有较小的横截面积，可以减少环形流道吸热面积，同时提高了环形流道内燃油流速，减少燃油的停留时间，从而有利于改善燃油因高温而结焦的现象。

航空发动机燃油喷嘴还包括第一隔热部7和第二隔热部8，第一隔热部7设在环形流道5的第一端。第二隔热部8设在环形流道5的第二端。在环形流道的两端分别设置隔热部，可以减少热空气传递给燃油的热流量。

如图2、3和4所示，第一隔热部7包括设在环形部件18的第一隔热腔，第一隔热腔与环形流道5沿环形部件18的轴向并排且间隔设置。第一隔热腔为沿环形部件18延伸的封闭的环形腔或未封闭的环形腔。

如图2、3和5所示，第二隔热部8包括设在环形部件18的第二隔热腔，第二隔热腔与环形流道5沿环形部件18的轴向并排且间隔设置。第二隔热腔为沿环形部件18延伸的环形腔或未封闭的环形腔。

环形部件18设有多个第一燃油喷口11，第二隔热腔包括第一部分8a和与第一部分8a沿环形部件18的周向并排布置的第二部分8b，第一部分8a在环形部件18的径向上的尺寸大于第二部分8b，在换环形部件18的周向上，第一部分8a与第一燃油喷口11平齐，第二部分8b位于相邻两个第一燃油喷口11之间。第二隔热腔采用花瓣状，这样有利于增加壳体连接处强度。

如图6所示，航空发动机燃油喷嘴还包括第一气压平衡孔14和第二气压平衡孔15。第一气压平衡孔14连通第一隔热腔与外界大气；第二气压平衡孔15，连通第二隔热腔与外界大气。

航空发动机燃油喷嘴还包括杆状部件12、第一燃油流道4和第三隔热部3。杆状部件12的一端与环形部件18连接，另一端设有第一燃油入口9。第一燃油流道4设在杆状部件12内，第一燃油流道4的一端与第一燃油入口9连通，另一端与第一燃油喷口11连通；第三隔热部3设在第一燃油流道4的迎风侧，并沿杆状部件12延伸。

如图1所示，航空发动机中空气的流动方向与环形流道5中的燃油的流动方向一致，第一燃油流道4的迎风侧也即第一燃油流道4的远离环形流道的一侧。

在一些实施例中，第三隔热部3包括设在杆状部件12上的第三隔热腔。第三隔热腔与外界大气连通，以降低第三隔热腔中的空气的温度并保证隔热效果。

航空发动机燃油喷嘴还包括第二燃油入口10、第二燃油喷口13和第二燃油流道2。第二燃油入口10设在杆状部件12的另一端。第二燃油喷口13套设在环形部件18内，并与第二燃油入口10连通。第二燃油流道2设在杆状部件12内，一端与第二燃油入口10连通，另一端与第二燃油喷口13连通，第二燃油流道2设在第三隔热部3和第一燃油流道4之间。

第一燃油流道4和第二燃油流道2均沿杆状部件12延伸，第一燃油流道4和第二燃油流道2之间的距离不大于5毫米，且第一燃油流道4和第二燃油流道2之间为导热材料。第一燃油流道4靠近第二燃油流道2，便于两者换热，防护因处于迎风面而被来流加热明显的第二燃油流道2。

航空发动机燃油喷嘴还包括套设在杆状部件12外的筒状部件1，筒状部件1与杆状部件12之间具有间隙，以形成环形的空间，改环形空间的一端是开放的。筒状部件1能够进一步地对杆状部件12及其内部的燃油流道进行热防护，有利于改善燃油结焦的问题。

如图3所示，航空发动机燃油喷嘴还包括连通环形流道5和第一燃油喷口11的连通流路6，连通流路6的远离环形流路5的一端为半球形。连通流路6的靠近第一燃油喷口的一端为半球型，可减少回流区区域，避免局部燃油不流通，不断加热而温度升高。

如图7所示，环形部件18的周面上设置有环形流道5和外界大气的孔道16，以排出在增材制造环形部件18的过程中存留在环形流道5内的粉料。

本实施例的航空发动机喷嘴采用增材制造的制造工艺，毛坯吹粉工艺孔通常为在主油路出口处的多个孔，采用环形流道外侧壁面开1个孔道16，大大减少了后期工艺堵孔的工作量，同时降低了主油路油孔附近由于焊接工艺孔所造成的热影响。

本发明对喷嘴进行有效热防护，并改进工艺方案，提高了研制效率，最终使喷嘴内的燃油在燃烧室进口温度很高的情况下不发生结焦。

结合图1至3所示，本燃油喷嘴内设有第二燃油流道2，第三隔热部3、第一燃油流道4、环形流道5、环形流道6、第一隔热部7、第二隔热部8的相对关系。

燃油总管中的燃油从第一燃油入口9和第二燃油入口10进入燃油喷嘴1。从主油路进口9进入的燃油经杆状部件12中的第一燃油流道4流入环形流道5，充满整个环腔后经周向分布的多个连通流路6从主油路喷口11喷出。从副油路进口10进入的燃油经燃油杆12中第二燃油流道2从末端的副油路喷口13喷出。第一燃油流道4与第二燃油流道2在杆状部件12中并行排列。

如图2所示，在第二燃油流道2的迎风侧增加了空气隔热层3，可以减少热空气通过喷嘴壳体传递给2第二燃油流道燃油的热流量，降低第二燃油流道2内燃油温度。同时，第二燃油流道2与第一燃油流道4在杆状部件12中的轴向距离接近，不大于5mm，有利于第一燃油流道4与第二燃油流道2中的燃油换热，进一步降低第二燃油流道2内燃油温度。

如图2所示，在环形流道5迎风面增加了第一隔热部7，同时，为了不增加喷嘴的外形尺寸，减小了环形流道5横截面积，该设计使结构更为紧凑，并可以减少环形流道5吸热面积，同时提高了环形流道5内燃油流速，减少燃油的停留时间，有利于对环形流道5内燃油的防护。如图4所示，增加的第一隔热部7与环形流道5同样为环腔，可以减少热空气通过喷嘴壳体传递给第一燃油流道4内燃油的热流量，减少对环形流道5内燃油的加热。

如图3所示，连通流路6末端为半球型，可减少回流区区域，避免局部燃油不流通，不断加热而温度升高。连通流路6末端下游为第二隔热部8，如图5所示，增加的第二隔热部8为花瓣状环腔，在有第一燃油喷口11的周向角度设计为凸状，无第一燃油喷口11的周向角度设计为凹状，既可以减少热空气通过喷嘴壳体传递给第一燃油流道4燃油的热流量，同时有利于增加壳体连接处强度，

如图6所示，在第一隔热部7和第二隔热部8壁面上分别开设第一气压平衡孔14和第二气压平衡孔15(第一气压平衡孔14也是2处，图中只显示了1处)，避免形成密闭空腔。

本燃油喷嘴1采用增材制造的方法制成。如图所示7，对吹粉工艺孔进行了工艺改进，采用外侧孔道16，将吹粉工艺孔开在环形流道外侧壁面，且仅需1个工艺孔,，相比传统的工艺方案——主油路出口工艺孔17，在主油路出口开多个工艺孔的设计(如图8所示，图例中为16个)，大大减少了后期工艺堵孔的工作量，且降低了主油路油孔附近由于焊接工艺孔所造成的热影响。

根据本申请的另一方面，还提供了一种航空发动机，航空发动机包括上述的航空发动机燃油喷嘴。在一些实施例中，航空发动机包括涡扇发动机。

根据本申请的另一方面，还提供了一种飞机，飞机包括上述的航空发动机。

以上所述仅为本发明的示例性实施例，并不用以限制本发明，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。