[发明专利]一种采用螺线气流的涡轮机燃烧室

说明书

技术领域

本发明涉及一般领域的航空或陆地涡轮发动机的燃烧室。

背景技术

一般来讲，航空或陆上涡轮发动机包括一个装置，该装置具体是由如下部分组成：一个用来将流过涡轮机的空气进行压缩的环形压缩段；一个位于压缩段出口端的环形燃烧段，在此处，来自压缩段的空气与燃油混合并燃烧；以及一个位于燃烧段出口端的环形涡轮段，该段带有一个由来自燃烧段气体带动旋转的转子。

燃烧段采用多个转子级的形式组成，每个转子级装有位于环形通道内的叶片，涡轮机空气流经该环形通道，后者的截面从上游向下游逐渐缩小。燃烧段由燃烧室组成，其同样呈环形通道形式，压缩空气在此与燃油混合并燃烧。涡轮段由多个转子级组成，每个转子级上装有叶片，这些叶片位于燃烧气体流过的环形通道内。

空气一般按照如下顺序流过上述装置：来自压缩段末级的压缩空气自身即可回转运动，其倾斜角相对于涡轮机的纵轴大约35°到45°，该倾斜角的大小取决于涡轮机的转速。所述压缩空气在进入燃烧段时，空气流动整流叶片会将其整流变直，以便与涡轮机的纵轴平行(即，压缩空气相对于涡轮机纵轴的倾斜角回到0°)。燃烧室内的空气而后与燃油混合，进行良好燃烧，燃烧后产生的气体一般沿涡轮机的纵轴继续流动，进而到达涡轮段。在涡轮段，燃烧气体经由喷嘴再次改变方向，从而形成了回转运动，其倾斜角相对于涡轮机的纵轴大于70°。这种倾斜角为形成迎角是必不可少的，而所述迎角是提供机械力以便向涡轮段第一级转子赋予旋转驱动力所需要的。

这种为了涡轮机内空气流通而进行的角度分配带来了许多缺陷。离开压缩段末级的空气本身具有一个角度，这个角度在34°到45°范围内，其在流动时不断地被整流(角度回到0°)，而后进入到燃烧室，并在其进入到涡轮段时再次改变方向，形成的角度大于70°。这种流经涡轮机的空气流动倾斜角的不断改变要求压缩段整流叶片和涡轮段喷嘴产生强大的气动力，而这种气动力对涡轮机整体效能是特别有害的。

发明内容

本发明通过提出一种涡轮机燃烧室来解决上述问题，所述燃烧室所接受的空气可围绕涡轮机纵轴旋转运动。

本发明这一目的可以通过一种涡轮机燃烧室来实现，所述燃烧室包括：

一个围绕纵轴的内环形壁；

一个以纵轴为中心并围绕内壁周围的外环形壁，可与内环形壁相互配合，形成一个环形空间，作为燃烧区域；

多个燃油喷油系统，包括引燃喷油器，沿圆周方向与全油门喷油器交替排列。

所述燃烧室的特征在于，其进一步包括至少一个进气开口，按实际纵向方向，面向燃烧区域上游端打开；

其特征还在于，外壁包括了多个引燃腔室，围绕纵轴成角度分布，每个引燃腔室在外环形壁的两个纵向端部之间纵向延伸，并径向向外环形壁的外部延伸，所述引燃腔室按通常的实际上圆周方向接收来自燃烧室外部的空气；

其特征还在于，每个引燃喷油器径向向引燃腔室打开，每个全油门喷油器则在所述相邻引燃腔室之间径向打开。

本发明所提出的燃烧室可以接收的空气能够围绕涡轮机纵轴进行旋转运动。涡轮机压缩段出口处的空气的固有倾斜角从而可以通过燃烧室得以保持。这样，将旋转驱动力传给涡轮机涡轮段第一级所要求的气动力将大大降低。气动力的这种极大下降引起涡轮机效能增加。此外，压缩段流动整流叶片和涡轮段喷嘴都可以简化，或甚至略去不用，从而减轻了重量，降低了制造成本。

此外，引燃腔室的使用，经过汽化处理仅用于涡轮机空转转速，可以在涡轮机所有工作转速时来稳定燃烧火焰。

根据有利布置，每个引燃腔室在其上游端关闭，而在其下游端打开。

根据本发明的另一个有利设置，每个引燃腔室都是由两个实际径向隔板按圆周方向形成，其中一个隔板包括多个喷气孔，面向燃烧室外部打开，并通向所述引燃腔室。每个引燃腔室的另一个隔板最好呈横截面，该截面实际上呈曲线形状。

在另一个有利的布置中，全油门喷油器在相对于引燃喷油器下游形成轴向偏置。来自引燃喷油器的火焰在燃烧室内所需要的过渡时间要比来自全油门喷油器的火焰的过渡时间长。

所述燃烧室不需要一个横向连接内壁和外壁上游纵向端部的壁。这个壁的使用(称之为燃烧室端壁)可以最大限度地保存来自涡轮机燃烧段空气旋转运动。

照本发明的另一个有利布置，喷油系统不设相关的空气系统。

燃烧室也可以包括一个安装在内壁上并延伸到其上游端的内环形整流罩，另外，还包括一个安装在外壁上且延伸到其上游端部的外环形整流罩。

本发明还提供了一种包括上述燃烧室的涡轮机。

附图说明