包括旋流器和混合碗部涡流孔的用于涡轮机的喷射系统的制作方法

1.本发明涉及例如为涡轮喷气发动机和涡轮螺旋桨发动机的飞行器涡轮机的一般技术领域。本发明涉及一种用于涡轮机燃烧室的喷射系统。


背景技术：

2.涡轮机环形燃烧室通常包括多个喷射系统，这些喷射系统插入到位于燃烧室底部的开口中。燃料喷射器被容纳在喷射系统的每一个中。
3.snecma专利申请fr 2 903 169涉及一种喷射系统，该喷射系统包括内部旋流器、文丘里管和混合碗部。该混合碗部包括涡流孔。这些混合碗部涡流孔被径向地布置在文丘里管的外部并且围绕文丘里管。这些混合碗部涡流孔被布置在混合碗部的上游部分，该混合碗部为圆筒形，具有圆形的横截面。
4.申请fr 2 903 169的喷射系统的尺寸是有限的，同时使得能够相对令人满意地将燃料喷射到燃烧室中。
5.由于喷射系统的尺寸小，因此喷射系统的制造困难。此外，文丘里管内部的流动并不完全令人满意，特别是因为空气和燃料混合物的膜可能沉积在文丘里管的内壁上。喷射系统的尺寸和质量可以进一步减小。


技术实现要素：

6.本发明的目的是至少部分地解决在现有技术的解决方案中所遇到的问题。
7.为此，本发明的目的是一种用于涡轮机燃烧室的喷射系统。该喷射系统包括旋流器和空气
‑
燃料混合碗部。
8.根据本发明，该混合碗部包括围绕喷射系统的纵向轴线的收敛截锥形部分和发散截锥形部分。收敛截锥形部分被连接到旋流器。发散截锥形部分被连接到收敛截锥形部分，从而在一方面为收敛截锥形部分的收敛内表面与另一方面为发散截锥形部分的发散内表面之间形成连续的空气动力学剖面。涡流孔穿过发散截锥形部分，该涡流孔各自限定沿主轴线延伸的通道，该涡流孔包括沿喷射系统的纵向轴线延伸的轴向分量和围绕喷射系统的纵向轴线的周向分量，该轴向分量和周向分量都是非零分量。
9.由于涡流孔，喷射系统可以包括唯一的旋流器。混合碗部的结构还可以消除对文丘里管的需求，文丘里管通常位于旋流器和混合碗部之间。这可能导致喷射系统的尺寸减小并限制喷射系统的质量，同时使得能够将空气
‑
燃料混合物令人满意地喷射到燃烧室中。此外，喷射系统倾向于更容易制造。
10.特别地，空气
‑
燃料混合物在燃烧室中的雾化是令人满意的。空气
‑
燃料混合物在已经消除的文丘里管中的流动不再存在问题。
11.由于存在唯一的旋流器并且没有文丘里管，喷射系统更容易制造。喷射系统的单一旋流器围绕喷射系统的纵向轴线具有更大的直径，并且在混合碗部中的形成涡流孔的孔的直径增大，这进一步方便了喷射系统的制造。
12.存在唯一旋流器并且没有文丘里管倾向于减小喷射系统的质量和尺寸。
13.本发明可选择地包括单独的或者组合的以下特征中的一个或多个。
14.有利地，收敛截锥形部分的轴向长度与发散截锥形部分的轴向长度之比小于1，特别地，严格地小于1。
15.有利地，收敛截锥形部分的外壁相对于喷射系统的纵向轴线的角度与发散截锥形部分的外壁相对于喷射系统的纵向轴线的角度之比介于0.8至1.2之间，并且特别地，基本上等于1。
16.根据特定的实施例，喷射系统包括容纳部插口，该容纳部插口被构造成以能够相对于旋流器和混合碗部移动的方式容纳喷射器鼻部。容纳部插口被连接到旋流器。
17.根据另一个特定的实施例，涡流孔基本上都分布在围绕喷射系统的纵向轴线的至少一个环形排上。优选地，涡流孔都围绕喷射系统的纵向轴线分布在唯一的一个环形排上。
18.根据特定的实施例，涡流孔在轴向上比发散截锥形部分与收敛截锥形部分的连接区域更靠近混合碗部的出口。
19.根据特定的实施例，所有涡流孔的周向分量相对于喷射系统的纵向轴线沿同一方向定向。
20.优选地，涡流孔以相对于所述喷射系统的纵向轴线呈小于或等于60
°
的角度周向地倾斜。
21.根据特定的实施例，所有涡流孔相对于喷射系统的纵向轴线向下游轴向地倾斜。
22.优选地，所有的涡流孔相对于喷射系统的纵向轴线以相对于喷射系统的纵向轴线呈基本上等于45
°
的角度向下游轴向地倾斜。
23.根据特定实施例，喷射系统包括单一的旋流器。旋流器包括基本上分布在唯一的一个环形排上的多个叶片。
24.根据特定的实施例，旋流器的叶片各自围绕喷射系统的纵向轴线沿第一方向周向地定向。涡流孔各自沿第二方向周向地定向，该第二方向相对于喷射系统的纵向轴线与第一方向相反。
25.根据特定的实施例，混合碗部包括套环和连接罩。套环被布置在发散截锥形部分的下游。套环相对于喷射系统的纵向轴线径向地延伸。连接罩被构造成将混合碗部连接到燃烧室底部和/或连接到燃烧室的偏转器。连接罩被连接到向上游延伸的发散截锥形部分。朝向套环轴向地定向的冷却孔穿过连接罩。
26.本发明还涉及一种燃烧室，该燃烧室包括如上所限定的喷射系统。
27.根据特定实施例，燃烧室包括室底部、偏转器、上游保持组件以及喷射系统。喷射系统包括径向壁部段，该径向壁部段被轴向地布置在上游保持组件和所述偏转器之间，以便限制喷射系统相对于燃烧室底部的轴向移动。
附图说明
28.通过参考附图阅读对实施例的描述，本发明将被更好地理解，该实施例仅是以说明性的而非限制性的方式给出的，在附图中：
29.‑
图1是根据本发明的第一实施例的涡轮机燃烧室的示意性的局部纵向半截面图；
30.‑
图2是根据第一实施例的用于燃烧室的喷射系统的示意性的局部透视图；
31.‑
图3是根据第一实施例的喷射系统的上游部分的示意性的局部透视图；
32.‑
图4是根据第一实施例的从喷射系统的上游部分向下游看的平面图；以及
33.‑
图5是穿过根据第一实施例的喷射系统的空气和燃料混合物的流动的示意性的局部纵向半截面图。
具体实施方式
34.各种附图的相同、相似或等效的部件被给予相同的附图标记，以方便从一个附图传到另一个附图。
35.图1以示意性的方式示出了飞行器涡轮机的燃烧室2。燃烧室2围绕涡轮机的纵向轴线y
‑
y是环形的。
36.燃烧室具有由室底部28连接的内壁26、外壁25、整流罩24、内壳体壁23和外壳体壁22、、和。
37.燃烧室还包括喷射器3、喷射系统4和扩散器10以及喷射系统4的上游保持组件21。
38.外壳体壁22相对于涡轮机的纵向轴线y
‑
y径向向外地界定燃烧室2。内壳体壁23被径向地定位成相对于涡轮机的纵向轴线y
‑
y，朝向相对于外壁22的内部。
39.外壳体壁22与外壁25一起界定了第一空气流动通道11。相似地，内壳体23与内壁26一起限定了第二空气流动通道12。
[0040]“上游”方向和“下游”方向由在燃烧室2中的空气和燃料的总体流动方向限定。该方向也基本上对应于在涡轮机中的废气的总体流动方向。
[0041]
外壁25和内壁26是围绕涡轮机纵向轴线y
‑
y同轴的、形状为旋转体的壁。外壁和内壁各自包括用于引入主空气流的主孔51和用于将稀释空气流引入到燃烧室2的火焰管中的稀释孔52。
[0042]
整流罩24从外壁25和内壁26向上游延伸，外壁和内壁被布置在室底部28的上游。整流罩具有用于容纳喷射系统4和对应的喷射器3的中心开口。
[0043]
室底部28具有用于安装喷射系统4的开口29。这些开口29是例如圆形的。
[0044]
扩散器10被构造成向燃烧室2，特别是向喷射系统4、主孔51以及稀释孔52供应空气。
[0045]
每个上游保持组件21是环形的环，该环形的环与偏转器27相互作用，以界定用于混合碗部8的径向边缘89的容纳部。
[0046]
每个燃料喷射器3是空气动力学类型的，换句话说，喷射器3内部的燃料压力用于在喷射器3的出口处喷射燃料。
[0047]
每个喷射器3具有主燃料回路和次级燃料回路。主回路旨在例如用于点火和低功率阶段。除了主回路以外，次级回路在中功率至高功率运行阶段起作用。
[0048]
每个燃料喷射器3包括喷射管30、喷射器鼻部31以及固定板33。固定板33用于将喷射器3固定到燃烧室的外壳体壁22。喷射器鼻部31包括喷射器3的燃料出口，并且被设计成插入对应的喷射系统4的容纳部插口6中。喷射管30在固定板33和喷射器鼻部31之间延伸，并且喷射管为喷射器鼻部31供应燃料。
[0049]
点火系统4被安装在室底部28的开口29中，该开口围绕涡轮机的纵向轴线y
‑
y在周向方向上彼此间隔分开。每个喷射系统4围绕其纵向轴线x
‑
x是环形的，该纵向轴线x
‑
x可以
相对于涡轮机的纵向轴线y
‑
y的方向倾斜。
[0050]
在本公开的其余部分中，以及特别地参考图5，轴向方向是沿喷射系统的纵向轴线x
‑
x的方向。周向方向c
‑
c或切向方向是围绕喷射系统的纵向轴线x
‑
x、与喷射系统的纵向轴线x
‑
x的方向基本上局部地正交的方向。径向方向r
‑
r是与喷射系统的纵向轴线x
‑
x的方向和周向方向c
‑
c基本上局部地正交的方向，周向方向与喷射系统的纵向轴线x
‑
x正切。参考帧r
‑
r，c
‑
c，x
‑
x是在圆柱形坐标系中的正交参考帧。
[0051]
共同参考图1至图5，每个喷射系统4从上游到下游包括容纳部插口6、旋流器7和混合碗部8。
[0052]
容纳部插口6、旋流器7以及混合碗部8共同形成了用于供应空气的装置，以便与由对应的喷射器3喷射的燃料一起产生空气
‑
燃料混合物的片。
[0053]
容纳部插口6刚性地附接到旋流器7，特别地，与旋流器7成一体。容纳部插口6包括用于对喷射器鼻部31进行预定心的扩口部分60，和用于对喷射器鼻部31进行定心的圆筒形部分62。容纳部插口6被构造成用于对喷射器鼻部31进行定位，使喷射器鼻部相对于旋流器7和混合碗部8固定。更一般地，连接插口6被构造成将喷射器鼻部31机械地并且流体地连接到旋流器7。
[0054]
更具体地参考图2、图3和图5，旋流器7是喷射系统4的唯一的旋流器7。旋流器刚性地附接到混合碗部8，特别地，旋流器与混合碗部8成一体。旋流器7具有叶片70、中心导管71、用于叶片的径向支撑壁72以及通往中心导管71的空气入口孔73。
[0055]
旋流器7用于使穿过旋流器的空气
‑
燃料混合物围绕喷射系统的纵向轴线x
‑
x旋转。在所示的实施例中，由空气入口孔73引入的空气沿第一方向r1旋转。
[0056]
旋流器7具有单级的叶片70。这些叶片70分布在位于径向支撑壁72上的一个唯一的有角度的行70a上。叶片70围绕喷射系统的纵向轴线x
‑
x，沿同一方向(被称为第一方向r1)周向地定向。换句话说，这些叶片各自具有相对于喷射系统的纵向轴线x
‑
x沿第一方向r1的周向分量。叶片中的每一个以具有大于65
°
的值的桨距角β1倾斜。该桨距角β1表示叶片70的拱腹壁相对于径向方向的倾斜度，该径向方向是相对于喷射系统的纵向轴线x
‑
x的。
[0057]
考虑到旋流器7包括单级叶片70，该旋流器的直径比具有两级叶片70的旋流器的直径更大。此外，该叶片的桨距角β1比多级旋流器的桨距角更大。
[0058]
更具体地说，参考图1、图2、图4和图5，混合碗部8包括收敛截锥形部分82和发散截锥形部分84，该发散截锥形部分通过连接区域85连接到收敛截锥形部分82。混合碗部8包括连接罩86和套环87，连接罩和套环连接到发散截锥形部分84。混合碗部8是一体的。
[0059]
收敛截锥形部分82连接到收敛截锥形部分在下游方向上界定的旋流器7。收敛截锥形部分82的外壁相对于喷射系统的纵向轴线x
‑
x以角度α1倾斜，例如以45
°
倾斜。收敛截锥形部分82在轴向长度l1上轴向延伸。收敛截锥形部分具有平均直径d1。收敛截锥形部分82的外壁具有基本上均匀的厚度e1。收敛截锥形部分82倾向于增加穿过收敛截锥形部分的空气和燃料的混合物的速度。
[0060]
发散截锥形部分84通过连接区域85连接到收敛截锥形部分82，发散截锥形部分与收敛截锥形部分82一起形成连续的空气动力学剖面。更确切地说，收敛截锥形部分82的内表面与发散截锥形部分84的内表面一起形成用于空气
‑
燃料混合物的连续的空气动力学剖面。涡流孔81在发散截锥形部分的下游部分中穿过发散截锥形部分84。
[0061]
发散截锥形部分84的外壁相对于喷射系统的纵向轴线x
‑
x以角度α2倾斜，例如以45
°
倾斜。发散截锥形部分84在轴向长度l2上轴向延伸。发散截锥形部分具有平均直径d2，该平均直径d2严格地大于收敛截锥形部分82的平均直径。特别地，相对于收敛截锥形部分82的外壁的厚度e1和/或发散截锥形部分84的外壁的平均厚度，发散截锥形部分84的外壁在穿过发散截锥形部分的涡流孔81处具有过量的厚度e2。发散截锥形部分84倾向于增加静压并且倾向于减小穿过发散截锥形部分的空气和燃料混合物的速度。
[0062]
更具体地参考图5，收敛截锥形部分82的轴向长度l1与发散截锥形部分84的轴向长度l2之比严格地小于1。换句话说，发散截锥形部分84的轴向长度大于收敛截锥形部分82的轴向长度。
[0063]
收敛截锥形部分82的角度α1与发散截锥形部分84的角度α2之比例如基本上等于1。
[0064]
更具体地参考图5，连接罩86包括圆筒形连接部分88和径向边缘89。连接罩86被构造成将混合碗部8连接到偏转器27，并且将混合碗部8连接到室底部28。
[0065]
圆筒形连接部分88围绕喷射系统的纵向轴线x
‑
x是圆筒形的。圆筒形连接部分被连接到发散截锥形部分84，从而在上游方向上轴向地延伸并相对于发散截锥形部分84径向地向外延伸。圆筒形连接部分将径向边缘89轴向地连接到套环87。
[0066]
冷却孔83穿过圆筒形连接部分88。冷却孔在套环87的方向上向下游轴向地并且向外径向地定向。冷却孔83分布在唯一的环形排83a上。
[0067]
区域边缘89旨在被轴向地布置在上游保持组件21和偏转器27之间，以便限制喷射系统4相对于燃烧室底部28的轴向移动。
[0068]
套环87被布置在发散截锥形部分84的上游。套环用于通过将穿过朝向套环87的冷却孔83的空气朝向偏转器27引导来冷却偏转器27。
[0069]
通常，涡流孔81基本上都分布在围绕喷射系统的纵向轴线x
‑
x的至少一个环形排81a上。在所示的实施例中，涡流孔81都分布在唯一的环形排81a上。
[0070]
涡流孔81在轴向上比发散截锥形部分84与收敛截锥形部分82的连接区域85更靠近混合碗部8的出口。
[0071]
更具体地参考图5，涡流孔81中的每个限定穿过发散截锥形部分84的壁沿主轴线延伸的通道。该通道相对于喷射系统的纵向轴线x
‑
x向下游轴向地倾斜，该通道包括沿喷射系统的纵向轴线x
‑
x的轴向分量。所有的涡流孔81相对于喷射系统的纵向轴线x
‑
x以角度γ向下游轴向地倾斜，角度γ例如相对于喷射系统的纵向轴线x
‑
x等于45
°
。
[0072]
更具体地参考图4，由涡流孔81中的每个限定的通道各自包括相对于喷射系统的纵向轴线x
‑
x周向于混合碗部8的外壁的分量。涡流孔81以例如相对于喷射系统的纵向轴线x
‑
x呈小于或等于60
°
的倾斜角度β2周向地倾斜。
[0073]
更具体地参考图1、图2、图4和图5，涡流孔81各自沿与旋流器7的叶片70的第一方向r1相反的第二方向r2周向地定向。换句话说，涡流孔81被构造成以与通过旋流器7的空气入口孔73引入到喷射系统4中的空气的旋转流动相反地旋转流动的方式来驱动被引入到涡流孔处的空气。
[0074]
参考图5，供应燃烧室2的加压空气被用于燃烧或冷却燃烧室2。加压空气来自扩散器10。
[0075]
该空气的一部分在整流罩24的中心开口处被引入到燃烧室2的火焰管中，而该空
气的另一部分流向空气流动通道11和12。供应喷射系统4的空气从整流罩24的中心开口流动，特别地，流动穿过如图1所示的喷射系统的旋流器7和孔81、83，孔81、83穿过混合碗部8。
[0076]
根据箭头56进入旋流器的空气入口孔73的空气根据箭头57对空气
‑
燃料混合物施加旋转运动，并且促进燃料的雾化。
[0077]
在收敛部分82的出口处的空气和燃料混合物被根据箭头58引入到涡流孔81中的空气径向地限制。涡流孔81也根据箭头59对混合物施加相对于喷射系统的纵向轴线x
‑
x的旋转运动。涡流孔促进燃料的雾化。
[0078]
特别地，然后，偏转器10被冷却空气膜冷却，该冷却空气膜在穿过冷却孔83之后被套环87引导朝向偏转器10。
[0079]
在通道11和12中的空气的流经由主孔51和稀释孔52进入燃烧室2中。
[0080]
由于涡流孔81，喷射系统4可以仅具有唯一的旋流器7。根据本发明的混合碗部8的结构还消除了对文丘里管的需求，文丘里管通常被布置在旋流器和混合碗部8之间。
[0081]
这导致喷射系统4的尺寸减小并限制喷射系统的质量，同时使得能够将空气
‑
燃料混合物令人满意地喷射到燃烧室2中。此外，喷射系统4倾向于更容易制造。
[0082]
特别地，空气
‑
燃料混合物在燃烧室2中的雾化是令人满意的。空气
‑
燃料混合物在已消除的文丘里管中的流动不再存在问题，特别是文丘里管内壁上的液体膜的问题。
[0083]
由于存在唯一的旋流器并且没有文丘里管，喷射系统的单一旋流器7围绕喷射系统的纵向轴线x
‑
x具有更大的直径，并且由涡流孔81形成的混合碗部8的孔的直径增大。喷射系统4更容易制造。喷射系统具有更有限的质量和尺寸。
[0084]
当然，本领域技术人员可对已经描述的本发明进行各种修改，而不超出本发明公开的范围。
[0085]
可替换地，燃烧室2是涡轮螺旋桨发动机或涡轮喷气发动机的燃烧室，而不是双轴涡扇发动机的环形燃烧室2。
[0086]
可替代地，上游保持组件21是径向壁部段，该径向壁部段刚性地附接到偏转器27，以便界定混合碗部的径向边缘89的容纳部。因此，上游保持组件21与偏转器27形成单体件。
[0087]
可替代地，燃烧室2没有偏转器27。在这种情况下，特别地，喷射系统4没有套环87。
[0088]
可替代地，容纳部插口6具有空气供应孔(未示出)。
[0089]
可替代地，容纳部插口6可以被固定到旋流器7，而不是与旋流器7成一体。
[0090]
可替代地，容纳部插口6相对于旋流器7和混合碗部8可移动地连接，以便相对于旋流器7和混合碗部8可移动地连接喷射器鼻部31。在这种情况下，特别地，容纳部接口6形成滑动的套管。
[0091]
当容纳部接口6是滑动的套管时，例如，混合碗部8和旋流器7被固定到室底部28或偏转器27。
[0092]
旋流器的叶片70的数量、形状和分布是可变的。特别地，桨距角β1可以具有可变值。叶片70也可以沿第二方向r2定向。例如，叶片70被构造成以与经由涡流孔81引入到喷射系统4中的空气的旋转流动同向的旋转流动的方式来驱动空气和燃料混合物。
[0093]
混合碗部8的形状是可变的。例如，收敛截锥形部分82的轴向长度l1与轴向长度l2之比的值、收敛截锥形部分82的角度α1与发散截锥形部分84的角度α2之比的值、以及/或者收敛截锥形部分82的外壁的平均厚度e1与靠近涡流孔81的发散截锥形部分84的外壁的厚
度e2之比的值可以改变。发散截锥形部分84可以被固定到收敛截锥形部分82。
[0094]
涡流孔81和冷却孔83的分布的形状是可变的。特别地，涡流孔81可以例如通过分布在两个环形行上而被布置在一个以上的环形排上。涡流孔81可以沿第一方向r1定向，而不是沿第二方向r2定向。此外，环形排81a的孔中的至少一些孔可以不具有相对于纵向轴线x
‑
x的周向分量。冷却孔83可以例如通过分布在两个环形排上而被布置在一个以上的环形排上。
[0095]
可替代地，燃料喷射器3是多点喷射器。在这种情况下，特别地，喷射系统2没有主孔51和稀释孔52。