[发明专利]一种用于贫油直喷燃烧室的燃料多点均匀喷射系统

说明书

技术领域

本发明涉及一种用于贫油直喷燃烧室的燃料多点均匀喷射系统，属于燃气涡轮发动机技术领域。

背景技术

如今航空发动机在追求越来越高的效率时，也同时要求更少的空气污染排放。而高效率意味着提高发动机燃烧室的整体温度，污染物排放的减少则与降低燃烧室的最高温度直接相关。追求高效率与降低污染物排放往往是针锋相对的矛盾。而在各种污染物的排放中，Nox(氮氧化物)的降低最受关注。燃烧生成Nox的化学反应速率与燃烧室中的反应物的最大温度成指数函数关系，即使燃烧室内的达到最大温度间隔极短，也会产生大量的Nox。低油气比贫油燃烧作为降低Nox的常用手段之一，其中前景最为广阔的即为贫油直接喷射技术。

贫油直接喷射燃烧技术(LDI)就是将燃料以贫油的方式直接喷入燃烧区与空气混合直接燃烧，贫油燃烧的火焰温度低，可大幅降低Nox的产生。而为了消除燃烧室中的局部高温区，贫油燃烧要求在燃烧之前，燃料和空气已经很好的掺混。因此，LDI要求燃料的均一掺混，为实现此条件，LDI多使用多个油气混合单元的组合。

作为极具前景的低污染燃烧室概念，国内外都对LDI多单元组合进行了大量的研究。也产生了多种燃料供给和喷射系统方案。例如美国专利<multi-point fuel injection module>(专利号：6959695B2)与《fuel trim system for a multiple chamber gas turbine combustion system》。前一种方案设计了一种多点的燃料喷射装置，其采用单杆单点进油，4点出油的方式，但是进油点并不位于出油点的平均位置处。这种空间位置分布的不均匀，会导致燃料的分流与最后的各个出油点处的油气当量比不同，远端油气比较低，近端则较高。而后一种方案为航空发动机设计了一种进燃料的方案，主燃级与预燃级均为单点进油，多点出油的方式。两种结构均使用了单点进油-多点出油的供油方式，其造成的燃烧室内油气分布不均匀导致燃烧室内部温度梯度大，燃烧室的热应力过大的问题可能会缩短燃烧室的寿命。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种用于贫油直喷燃烧室的均匀喷射系统，该系统不仅可以实现燃料的多点喷射，而且可以使得进入燃烧室内的油气混合物均匀一致，使燃烧充分高效，同时降低了污染物的排放。

为了解决上述技术问题，本发明提供了一种用于贫油直喷燃烧室的燃料多点均匀喷射系统，其中的贫油直喷燃烧室包括依次连接的空气进气段,安装段及燃烧室本体；本系统在所述安装段轴向法平面上均匀设置若干个旋流器组件，每个旋流器组件由一个文氏管和一个安装在文氏管中的轴向旋流器组成，由空气进气段流入的空气从文氏管中流过并由轴向旋流器作用形成旋流空气；轴向旋流器的主轴中空，用于输入燃料的喷杆穿入该主轴中，在靠近喷杆顶部的轴向法平面上开有阵列小孔，燃料从小孔中喷出，与文氏管中的旋流空气混合后进入后部的燃烧室本体燃烧。

作为改进，所述轴向旋流器由若干片与主轴成倾角的叶片固定在主轴外壁面制成，喷杆上的阵列小孔位于叶片与文氏管喉道之间。

作为进一步改进，所述旋流器组件采用九点阵列方式安装于安装段。

为了提高燃料输入的均匀性，所述喷杆可以与一个燃料喷射装置相连，该燃料喷射装置包括前端稳压器、连接段、进气管和过渡管；前端稳压器将稳压的燃料输入并列的若干根进气管，各进气管通过预先在空气进气段壁面上的开孔进入空气进气段内部，进气管与开孔之间密封；过渡管两端分别伸入连接段两侧的凹槽内；凹槽在安装完成进气管与过渡管后封闭，过渡管与进气管在凹槽空腔内交汇，完成燃料运输，连接段外轮廓与安装段内部台阶面的形状配合实现安装定位；喷杆一端连接在过渡管上使燃气从过渡管进入到喷杆内。

作为优选，喷杆上的阵列小孔的直径在1mm～5mm,且与轴向的倾斜角度在0～75度之间。

上述前端稳压器包括第一气态燃料气源、第二气态燃料气源、第一压力表、第二压力表、第三压力表、第一稳压罐与第二稳压罐、第一闸阀,第二闸阀，节流阀；燃料流量计组成；其中第一及第二气态燃料气源各自经对应的第一、第二压力表及第一、第二闸阀连接至第一稳压罐以导入气态燃料；第一稳压罐后端再依次连接节流阀、第三压力表、燃料流量计至第二稳压罐，第二稳压罐出气管数量与燃料喷射装置的进气管数量对应，并相互连接。

作为优选，第二稳压罐出气管数量与燃料喷射装置的进气管数量为六根。