[发明专利]燃气涡轮发动机加力燃烧室

说明书

本发明涉及带加力燃烧室的燃气涡轮发动机，更具体地说，是涉及改进加力燃烧室的点火和稳定燃烧特性的方法。

众所周知，动力燃烧室包括一个人们所熟知的、由一个支撑在加力燃烧室机匣中心内的导流器和多个径向伸展的流道组成的火焰稳定器，多个位于火焰稳定器上游向发动机排气中恰当地喷射燃油的喷油环。含燃油的排气被带入并在火焰燃烧器的空气动力涡区中点火燃烧。导流器的设计要能提供一重复循环区域使燃油的燃烧特性稳定，以便燃烧特性稳定，以便燃烧持续并将火焰传播到火焰稳定器的周围。

在飞机执行任务的飞行包络内，加力燃烧室在任何时间内应能起动，但据了解在某些飞行状态下，点火和/或续航不是很成功的。

加力燃烧室的典型的导流器为圆顶形或“V”形，其顶点朝向喷油环喷油的方向，在带油的空气流过导流器的后边缘以后，一部分油气混合物向相对于发动机排气流的后方移动并在导向器内部重复循环，含油空气被带到导流器内的点火器附近，除非油气混合物在适当的比例范围内，否则燃烧不会持续。已经知道，在此以前的设计中，对持续燃烧的要求来说，油气混合物时常是太贫或太富。已有试验证明本发明的导流器在所有的飞行状态下，能适应在很宽的油气混合比下工作。

我们已经发现，可用开孔或槽使含油空气断续流入导流器来避免导流器内的油气混合物问题，孔和槽按照预先确定的相对于点火器的位置和方向设置，特别是在圆顶形（按横断面）导流器中，开孔的位置在火焰稳定器前缘的下游且在前缘邻近处。开孔的方向是其所处平面和开孔的侧壁相平行，且垂直于发动机的中心线，以便使气流进入导流器的方向与圆顶形的顶点内壁相切，同时进入处与点火器间保持一段距离，以便油气混合物流过它附近。多次试验表明，采用本发明的导流器能在点火器附近形成一个小的重复循环流区域，并已证明提供有效的点火特性。

上节所描述的按本发明使围绕导流器整个周围产生循环流，导流器的稳定性能因而得到改进。本发明考虑、除改进点火以外，还如上所述，在环绕导流器圆周垂直于导流器中心线的平面内设置开孔来提高稳定性。开孔的方位是使气流从前前缘的内表面的切线方向进入导流器。

在此以前的某些已知系统中，加力燃烧室在导流器周围装置屏蔽面来迫使气流形成改善的气流重复循环区域，屏蔽面使形成一靠近导流器外表面的流线并引导附近的含油空气到导流器的尾端，采用这种设计的加力燃烧室未能从所有的飞行情况中获得期望的稳定特性。

本发明的目的是为燃气涡轮发动机加力燃烧室的导流器改进点火特性和稳定特性。

本发明的一个特点是在导流器的上游端上安置适宜的孔眼来引导油气混合物进入导流区紧邻点火器处，孔眼的位置和取向的选择是要求能在邻近点火器处造成涡流场。

另一个特点是在围绕导流器周围的适当位置上装置多个孔眼来改善导流器的综合稳定特性。

其它特点和优点从说明书、权利要求和表示本发明的一个实例的附图中，将明显地看清楚。

图1    是燃气涡轮发动机加力燃烧室的火焰稳定器正视图。

图2    是沿图1中线2-2截取的剖视图，并表示有一典型的燃油喷环。

图3    是显示本发明的一个局部放大俯视图。

图4    是证明本发明所实现的点火能力改进的曲线图。

图5    是表示改进本发明的稳定性包迹线的一个在实际使用中的典型导流器的试验曲线图。

图6    表示本发明另一以孔眼代替槽眼的实施例的火焰稳定器局部视图。

虽然本发明的最佳实施例是结合“U”形或圆顶形导流器描述的，一个本领域的技术人员将不难了解到本发明对其它外形的加力燃烧室也是适用的。为简单方便起见，仅对加力燃烧室与本发明有关部分予以描述，对加力燃烧室的更详尽细节，应参考联合技术公司普拉特。惠特尼航空部门制造的F-100发动机和转让给本专利申请的同一受让人的美国No4，423，595号专利，二者均包括在本文中以作参考。

图1至图3中指出，加力燃烧室包括一个通常用标号10表示的火焰稳定组件，组件10具有导流器12，点火器接口14和16及许多个作径向地向内或向外伸展并围绕导流器12圆周分布的径向流槽18。