[发明专利]涡轮发动机燃烧组件

说明书

技术领域

本发明涉及用于涡轮发动机的燃烧组件的领域，更具体地涉及用于将燃料喷注到这些组件的燃烧室中的设备。

背景技术

涡轮发动机沿气体流方向从上游到下游通常包括风扇、一个或多个压气机级(例如高压压气机和低压压气机)、燃烧室、一个或多个涡轮级(例如高压涡轮和低压涡轮)以及排气喷嘴。

附图1示意性地示出了根据现有技术的涡轮发动机的实施例的燃烧组件1的纵向截面视图。

燃烧组件1在上游(在图1中为向左侧)与压气机(未示出)连通，该压气机在压力下通过扩压器对该燃烧组件供应空气，并且该燃烧组件在下游被连接到分配器，该分配器自身被连接到高压涡轮(在图中未示出)。

燃烧组件1被环形的外部壳体2和内部壳体3界定，该外部壳体和内部壳体中的一个沿着纵向轴线X–X'在另一个内部延伸。

燃烧组件1包括“火焰筒”或“燃烧室”4，其为气体燃烧场所。

火焰筒4被定位在外部壳体2与内部壳体3这两个壳体之间，并且设有为回转体的前壁5和后壁6，大体上，该前壁和后壁中的一个围绕纵向轴线X–X'在另一个内部延伸。

前壁5和后壁6具有弯曲的环形形状并且在上游被连接到内部壳体3、连接在离心喷注轮7的两侧，并且在下游，该前壁和后壁被分别连接到外部壳体2和内部壳体3。

该类型的火焰筒被称为“环形的”并且围绕燃烧组件1的纵向轴线X–X'延伸。

前壁5和后壁6大体被定位在离外部壳体2和内部壳体3一定距离处，以形成包围火焰筒4的环形的空气供应管道8。

火焰筒4从上游到下游包括数个接续的区域，即主区域9和在筒中的弯曲部处的中间区域10，喷注轮7在该主区域中处于前部，数个稀释管11位于该中间区域中。

空气通过被设置成穿过前壁5的多个进气开口12和被设置成穿过后壁6的多个进气开口13透入到火焰筒4中、到主区域9的相对的这一部分中。

离心喷注轮7被安装在发动机轴15上，并且被该发动机轴驱动进行旋转。发动机轴15与燃烧组件1的纵向轴线X–X'同轴。

燃烧组件1还配备有多个喷注器16，这多个喷注器围绕发动机轴15均匀地分布。这些喷注器16被定位在发动机轴15与内部壳体3之间，该内部壳体还构成了火焰筒4的底部(或“内侧”)(相对于纵向轴线X–X')。

每个喷注器16被定位成平行于纵向轴线X–X'将燃料轴向地(见箭头i)喷射到喷注轮7的前部面17上，该前部面是燃烧组件1的被定向为面向上游的面。

当喷注轮7被驱动进行旋转时，与前部面17发生接触的燃料的薄膜承受离心力并且朝向轮的外部径向地移动(见箭头j)。

轮7的环形圆周边缘18以均匀的间距被钻有数个径向定向的孔19。

承受离心力的燃料穿过孔19并且相对于发动机轴15被径向地喷射到火焰筒4中(箭头k)，并且被雾化成非常细小的液滴，这样有利于该燃料与处于那里的压缩空气进行混合。

具有离心喷注轮的这类型的燃烧组件尤其对于诸如直升机发动机的小型发动机而言具有许多优点。这些优点如下：

-不必须具有优选类型的喷注器，

-这些喷注器对燃料的黏度不敏感，该黏度与燃料的类型和周围的温度相联系，

-涡轮的壳体具有简单的结构，该结构具有低质量并且因此具有低成本，

-能够得到一方面的氧化氮(NOx)与另一方面的一氧化碳(CO)和未燃烧的碳氢化合物(HC)的排放量之间的折中，这样使得排放量是所有航空燃烧系统中最低的。

然而，该类型的燃烧组件也具有与喷注器的位置相联系的缺陷，该喷注器被置于火焰筒下方、靠近发动机轴，并且因此朝向燃烧组件的内部。现在的涡轮发动机采用了渐增式升高的温升循环，以降低该涡轮发动机的燃料消耗率，这样导致了燃料结焦(即固化)。因此，有必要越来越频繁地对喷注系统和被定位在该喷注系统周围的许多迷宫式密封件进行清洁，以避免发生失效(诸如被固化的燃料(“结焦”)阻塞轴、由于不良的燃料分配而产生的热部件过早磨损或由于燃料入口堵塞而产生的发动机起动失败)。

于是有必要对涡轮发动机的一大部分进行拆解(并且因此有必要移除直升机发动机)，以能够具有到达处于中心位置的喷注器的通路、进行清洁和/或更换该喷注器，以及能够得到到达被定位于靠近喷注轮的迷宫式密封件的通路。事实上，当发动机就位时不能够更换喷注器，这样会导致额外的操作和成本并且增加了直升机的停滞时间。