[发明专利]燃烧室头部、燃烧室及航空发动机

说明书

本发明公开了一种燃烧室头部、燃烧室和航空发动机。燃烧室头部包括环形的主燃级流道、多个旋流叶片和多个喷油部，空气由所述主燃级流道的一端流向另一端；所述旋流叶片位于所述主燃级流道的内部，所述旋流叶片沿所述主燃级流道的周向间隔设置；多个喷油部，所述喷油部包括连通的喷油腔和喷油口，所述喷油腔内的燃油经所述喷油口喷出以形成油雾，所述喷油部沿所述主燃级流道的周向间隔设置，所述喷油部设于相邻的两个所述旋流叶片之间，且至少两个所述喷油部在径向上与所述主燃级流道的中心轴之间的距离不相等。本发明实现了在主燃级通道内径向和周向上更宽广的燃油散布，有利于实现更好的油气混合，保证燃烧室燃烧过程的低排放。

技术领域

本发明涉及航空发动机领域，特别涉及一种燃烧室头部、燃烧室及航空发动机。

背景技术

现代航空发动机燃烧室的基本性能和结构设计经过不断优化，其发展趋势是轴向长度不断缩短、头部高度不断增大，最终燃烧室更加呈现短环形。无论是军用航空发动机还是民用航空发动机，燃烧室头部进气量较大，导致燃烧组织很大程度上依靠头部的气动设计，即完成燃油燃烧前的油气组织匹配，从而进一步影响燃烧效率、出口温度分布、污染排放、燃烧稳定性等性能。

为了适应宽广的工作范围(燃烧室进口温度最高可超过900K，进口压力最高可超过40atm)，燃烧室采用在头部多处进气、多处喷射燃油(燃油分级喷射及单级多位置喷射)，形成多重旋流火焰。一种典型的工程实现方式是中心空气分级、燃烧室头部中心设置预燃级、中心外缘设置主燃级，从而实现小推力工况时采用中心预燃级喷射较小流量燃油以扩散燃烧模式工作，保证燃烧效率和点火性能等需求；在中大推力工况时采用预燃级和主燃级同时喷射燃油，其中大部分燃油通过主燃级喷射进燃烧室后以部分预混燃烧模式工作，从而控制火焰温度以降低氮氧化物(NOx)排放和改善出口温度分布。

主燃级燃油在喷射时通常是多位置喷射燃油以尽可能提高主燃级燃油在燃烧前的分布均匀度，但燃油喷射后，其运动轨迹除受喷射时自己动量的影响外，更受到主燃级气流的影响。为此主燃级的气动设计将很大程度上影响主燃级的燃油运动轨迹和主燃级出口燃油分布。现有的航空发动机的主燃级通道内，通常为主燃级多点喷射或单一环形狭缝喷射，这种设置容易造成局部燃油富集，从而导致氮氧化物排放偏高的问题。另外，这种设置导致整体燃油的旋流一致分布，导致燃油整体周期性脉动从而容易引发燃烧振荡。

发明内容

本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中航空发动机燃烧室主燃级的多点喷射或单一环形狭缝喷射容易产生局部燃油富集，导致氮氧化物排放偏高问题的缺陷，提供一种燃烧室头部、燃烧室及航空发动机。

本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题：

一种燃烧室头部，其包括：

环形的主燃级流道，空气由所述主燃级流道的一端流向另一端；

多个旋流叶片，所述旋流叶片位于所述主燃级流道的内部，所述旋流叶片沿所述主燃级流道的周向间隔设置；

多个喷油部，所述喷油部包括连通的喷油腔和喷油口，所述喷油腔内的燃油经所述喷油口喷出以形成油雾，所述喷油部沿所述主燃级流道的周向间隔设置，所述喷油部设于相邻的两个所述旋流叶片之间，且至少两个所述喷油部在径向上与所述主燃级流道的中心轴之间的距离不相等。

在本方案中，喷油部用于实现燃油的喷射和预膜雾化过程，通过在主燃级通道内的不同径向位置布置喷油部，能够在主燃级流道内不同的径向位置处实现燃油喷射和预膜雾化，从而实现了在主燃级通道内径向和周向上更宽广的燃油散布，有利于实现更好的油气混合，进而能够解决多点喷射或单一环形狭缝喷射造成的局部燃油富集，从而导致的氮氧化物排放偏高的问题，保证燃烧室燃烧过程的低排放。

优选地，至少两个在径向上与所述中心轴距离不同的喷油部的所述喷油口的尺寸不同。