[发明专利]包括辅助喷射系统的燃烧室，以及燃料供应方法

说明书

一种用于飞机涡轮发动机的燃烧室包括环形室端壁结构(40)、安装在所述室端壁结构中，并被配置为输送一片燃料的环形排主喷射系统(42)，包括中央再循环区域(62)和围绕所述中央再循环区域(62)的角落再循环区域(64)，以及辅助喷射系统(72)，每个辅助喷射系统被配置成将空气和燃料的附加流直接喷射到对应的角落再循环区域(64)。

技术领域

本发明涉及航空器涡轮发动机领域，并且更具体地涉及配备有喷射系统的燃烧室，该喷射系统产生形成中央再循环区域和角落再循环区域的空气和燃料混合物的旋转流。

本发明还涉及包括这种燃烧室的涡轮发动机，以及向这种燃烧室供应燃料的方法。

背景技术

附图1说明了用于航空器的涡轮发动机10，例如旁路涡轮喷气发动机，一般来说，包括用于吸入气流的风扇12，该气流在风扇的下游分为供应涡轮发动机核心的一次流PF和绕过该核心的辅助流SF。涡轮发动机的核心一般包括低压压缩机14、高压压缩机16、燃烧室18、高压涡轮机20和低压涡轮机22。涡轮发动机由围绕辅助流SF流动空间的引擎机舱24流线型化。涡轮发动机的转子安装成围绕涡轮发动机的纵轴线28旋转。

在整个说明书中，除非另有规定，轴向X是纵轴线28的方向，径向R在每一点上都是与纵轴线28正交并通过后者的方向，而圆周或切线方向C在每一点上都是与径向R和纵轴线28正交的方向。术语“径向内”和“径向外”分别指元件相对于纵轴线28的相对接近度和相对距离。最后，参考涡轮发动机一次流PF和辅助流SF中气体在轴向X上的一般流动方向，定义“上游”和“下游”方向。

图2显示了燃烧室18的已知配置。传统上，该环形燃烧室包括两个同轴环形壁，分别为径向内壁32和径向外壁34，沿涡轮发动机中气体一次流的方向36，围绕与涡轮发动机纵轴线28重合的燃烧室轴线线，从上游向下游延伸。这些径向内壁32和径向外壁34在其上游端通过环形室端结构40连接在一起，以便环形室端结构40和两个同轴环形壁32、34从外部限定燃烧室的内部容积V。环形室端结构40通常由环形室端壁40A和环形护罩40B形成，环形护罩40B也称为导流板，以众所周知的方式与环形室端壁40A在燃烧室内部的同一侧相对延伸。

环形室端结构40(可以是扇形的，也可以不是扇形的)包括围绕纵轴线28呈环形排列分布的通道41，并通过该通道分别安装喷射系统42，每个喷射系统42配置用于输送以各自喷射轴线44为中心的空气和燃料混合物。

此外，燃烧室通常配备一个或多个火花塞45，火花塞45安装在外环形壁34上。

在运行中，来自高压压缩机16的气流48的一部分46供应喷射系统42，而该气流的另一部分50绕过燃烧室，同时沿着燃烧室的同轴壁32和34流向下游端，特别是供应设置在这些壁32和34中的进气孔，允许RQL(富油/快速淬熄/贫油)类型的分阶段操作。

如图3所示，每个喷射系统42通常包括插座52，有时被称为“滑动通道”，其中安装有燃料喷嘴54，以及一个或多个进气涡流器56、58，可选择通过壁59彼此分离，壁59的径向内端具有会聚-发散形式，通常称为“文丘里管”，最后是碗60，有时称为“混合器碗”，其基本上采用旋转壁的形式，其形式向下游端发散。这些元件相对于喷射轴线44居中。

在运行中，通过进气旋流器56、58进入的空气与来自燃料喷嘴54的燃料混合，同时形成旋转流61，有时称为“旋流”，这导致内部容积V中出现两种类型的再循环区域：中央再循环区域62和角落再循环区域64，后者围绕中央再循环区域延伸。附图标记66表示中央再循环区域62的边界，该区域朝向下游端关闭。

当前的喷射技术基于空气动力学或航空机械类型的燃料喷嘴54的使用，其被配置为朝向中央再循环区域62雾化燃料以稳定燃烧火焰。