具有改进的预扩散器几何形状的稀燃燃烧器的制作方法

1.本公开涉及燃烧设备，并且特别地涉及用于用于飞行器、工业和海事应用的气体涡轮引擎的稀燃燃烧器。


背景技术：

2.用于飞行器应用的气体涡轮引擎典型地包括以轴向流布置的风扇、一个或多个压缩机、燃烧系统和一个或多个涡轮。燃烧系统典型地包括具有燃料喷雾喷嘴的多个燃料喷射器，所述燃料喷雾喷嘴将燃料和空气流组合，并产生进入燃烧室中的雾化液体燃料的喷雾。然后，空气和雾化液体燃料的混合物在燃烧室中燃烧，并且产生的热燃烧产物然后膨胀通过一个或多个涡轮并由此驱动一个或多个涡轮。
3.就碳排放和氮氧化物（nox）（其在高温下开始形成，并随着增加的温度而指数地增加）而言，存在对减少气体涡轮引擎的环境影响的持续需要。
4.为了解决nox排放问题，已提出了“稀燃（lean burn）”燃烧技术。在稀燃燃烧中，空气与燃料的比（afr）高于化学计量比，这允许将燃烧温度保持在已知的限制范围内，以减少nox产生。
5.在另一方面，保持相对低的燃烧温度可能导致不完全或微弱的燃烧，其进而可能导致产生其他污染物，诸如一氧化碳（co）和未燃烧的碳氢化合物（uhc），和/或火焰不稳定和隆隆声，其进而可能引起引擎中构件的疲劳故障和/或乘客不舒适，这取决于隆隆声的频率。
6.用于工业和海事应用的气体涡轮引擎面临着与用于飞行器应用的气体涡轮引擎类似的挑战。
7.因此，需要为飞行器、工业和海事引擎提供稀燃燃烧系统，其允许减少引擎的nox以及co和uhc的排放，并提高引擎可操作性。


技术实现要素：

8.根据第一方面，提供一种稀燃燃烧器，包括：多个稀燃燃料喷射器，每个稀燃燃料喷射器包括燃料供给臂和带有稀燃燃料喷射器头部尖端的稀燃燃料喷射器头部，其中，稀燃燃料喷射器头部尖端具有稀燃燃料喷射器头部尖端直径（d），稀燃燃料喷射器头部包括引导燃料喷射器和主燃料喷射器，主燃料喷射器布置成与引导燃料喷射器同轴并径向向外；以及燃烧器室，其沿轴向方向延伸，并且包括径向内环形壁、径向外环形壁和提供在径向内环形壁与径向外环形壁的上游的计量板，所述计量板具有适配成容纳稀燃燃料喷射器头部尖端的多个孔口。径向内环形壁、径向外环形壁和计量板限定燃烧器室的尺寸和形状。稀燃燃烧器进一步包括预扩散器，其布置在稀燃燃料喷射器头部的上游，并且适配成向燃烧器室提供压缩空气。预扩散器是总体上环形的，并且包括限定用于压缩空气的出口的径向内壁和径向外壁。缓冲间隙（g）限定为在所述出口处预扩散器的径向内壁和径向外壁之间的中点与在计量板处燃烧器室的径向内环形壁和径向外环形壁之间的中点之间的轴向
距离，其中，缓冲间隙与稀燃燃料喷射器头部尖端直径的比g/d小于1.30。
9.在本公开中，上游和下游是相对于通过燃烧器的燃料和空气流，并且前部和后部是相对于稀燃燃烧器，即，稀燃燃料喷射器在前部中，而燃烧器室在后部中。
10.在一些文献中，预扩散器简称为扩散器。
11.本发明人已经发现用于燃烧器的独特的无量纲参数组合，这允许燃烧器空气动力学发展，以优化燃烧效率并最小化nox和烟雾。根据本公开的稀燃燃烧器允许在燃烧器室的初级燃烧区中形成所谓的s形再循环区，这允许引导燃料喷嘴支持主燃料喷嘴燃烧。特别地，本发明人已经发现，根据本公开的燃烧器允许来自引导燃料喷射器的引导燃料和空气的燃烧混合物形成s形流再循环。详细地，来自引导燃料喷射器的引导燃料和空气的燃烧混合物可以到达停滞点（例如在燃烧器室的初级燃烧区中）处，在该处引导燃油和空气混合物局部速度为零，向后朝向稀燃燃料喷射器行进，并转向（由于主流注中的低静压力）燃烧器室的径向内环形壁和径向外环形壁，以加入来自主燃料喷射器的主燃料和空气的燃烧混合物，并支持其燃烧。换句话说，来自引导燃料喷射器的引导燃料和空气的燃烧混合物可以沿s形轨迹流动。
12.本领域技术人员将意识到，当设计稀燃燃烧器时，必须对任何燃烧器尺寸进行空气动力学研究，以便优化燃料和空气混合物的空气动力学和燃烧。本发明人已经惊奇地发现，根据本公开的稀燃燃烧器能够在不影响燃烧效率的情况下放大和缩小。换句话说，由于比g/d是无量纲的，对于根据本公开的稀燃燃烧器的宽泛的尺寸范围，能够在初级燃烧区内有效且有效率地形成s形再循环区。
13.例如，根据本公开的稀燃燃烧器可以定尺寸成用于适配成安装在小型、中型和大型飞行器上的引擎。
14.在实施例中，缓冲间隙g与稀燃燃料喷射器头部尖端直径d的比g/d可以小于1.25，例如，小于1.2，或小于1.15。缓冲间隙g与稀燃燃料喷射器头部尖端直径d的比g/d可以大于0.65，例如，大于0.7，或大于0.75，或大于0.8，或大于0.85。
15.稀燃燃料喷射器头部可以总体上沿纵向方向延伸，纵向方向与轴向方向形成斜角α
斜
，斜角α
斜
包括在0
°
与10
°
之间。
16.燃烧器室可以在计量板（上游）与环形出口（下游）之间轴向延伸，燃烧的气体通过所述环形出口离开燃烧器室。环形出口可以由燃烧器室的径向内环形壁和径向外环形壁限定，并且在两者之间。在本公开中，燃烧器室长度（l）可以限定为计量板与环形出口之间的轴向距离。
17.燃烧室可以包括具有初级燃烧区长度（z）和初级燃烧区深度（d）的初级燃烧区以及布置在初级燃烧区的下游的具有二级燃烧区长度（l-z）的二级燃烧区。
18.径向外环形壁可以在计量板与环形出口之间基本上轴向延伸。在实施例中，径向外环形壁可以与轴向方向形成外角α
外
，外角α
外
包括在0
°
与15
°
之间，例如，在0
°
与12
°
之间，或在0
°
与10
°
之间，或在3
°
与15
°
之间，或在5
°
与15
°
之间。
19.径向外环形壁可以包括第一部分和第二部分。径向外环形壁的第一部分可以布置在径向外环形壁的第二部分的上游。径向外环形壁的第一部分和第二部分可以相互对准。
20.径向内环形壁可以包括第一部分和第二部分。径向内环形壁的第一部分可以布置在径向内环形壁的第二部分的上游。径向内环形壁的第一部分可以连接到计量板。径向内
环形壁的第二部分和径向外环形壁的第二部分可以限定燃烧室的环形出口。径向内环形壁的第一部分可以与径向内环形壁的第二部分以一角度布置。径向内环形壁的第一部分可以平行于径向外环形壁。径向内环形壁的第一部分可以平行于轴向方向。
21.径向内环形壁的第一部分、径向外环形壁的第一部分和计量板限定初级燃烧区。
22.在本公开中，初级燃烧区长度（z）可以限定为初级燃烧区的轴向长度。径向内环形壁的第一部分可以限定初级燃烧区长度（z）。径向外环形壁的第一部分可以限定初级燃烧区长度（z）。径向内环形壁的第一部分和径向外环形壁的第一部分可以沿轴向方向具有相同的长度。
23.在本公开中，初级燃烧区深度（d）可以限定为径向内环形壁的第一部分与径向外环形壁的第一部分之间的径向距离。如本文使用的术语“径向”可以指垂直于径向内环形壁的第一部分和径向外环形壁的第一部分的方向。
24.径向内环形壁的第二部分可以在下游方向上朝向径向外环形壁的第二部分会聚。在实施例中，径向内环形壁的第二部分可以与径向内环形壁的第一部分形成内角α
内
，内角α
内
包括在15
°
与50
°
之间，例如，在15
°
与45
°
之间，或在15
°
与40
°
之间，或在20
°
与50
°
之间，或在25
°
与50
°
之间，或在25
°
与45
°
之间，或在25
°
与40
°
之间。
25.径向内环形壁的第二部分和径向外环形壁的第二部分可以限定二级燃烧区。二级燃烧区可以在初级燃烧区与燃烧室的环形出口之间延伸。二级燃烧区布置在初级燃烧区的下游。二级燃烧区延伸达二级燃烧区长度（l-z）。径向外环形壁的第二部分可以延伸达等于二级燃烧区长度（l-z）的长度。径向内环形壁的第二部分可以延伸达等于（l-z）/cos(α
内
)的长度。
26.径向内环形壁、径向外环形壁和计量板的相应内表面可以限定燃烧室（在此发生燃烧）的尺寸和形状。在一些文献中，径向内环形壁、径向外环形壁和计量板被称为燃烧衬垫。在实施例中，径向内环形壁、径向外环形壁和计量板可以各自包括相应的瓦。瓦可以限定径向内环形壁、径向外环形壁和计量板的相应内表面，并因此限定燃烧器室（在此发生燃烧）的尺寸和形状。瓦，或者换句话说，径向内环形壁、径向外环形壁和计量板的内表面可以面向燃烧室内的燃烧过程，并且可以与燃料和空气混合物和/或燃烧气体接触。
27.本公开的发明人还已发现，当为具有改进的燃烧效率的稀燃燃烧器设计燃烧器室时，其他无量纲参数可以是有利的。
28.在实施例中，燃烧器室长度l与初级燃烧区深度d的比l/d可以小于2.0，例如，小于1.9，或小于1.8，或小于1.75，或小于1.70，或小于1.65，或小于1.60。燃烧器室长度l与初级燃烧区深度d的比l/d可以大于1.0，例如，大于1.05，或大于1.10，或大于1.15，或大于1.20，或大于1.25。
29.在实施例中，初级区深度d与稀燃燃料喷射器头部尖端直径d的比d/d可以小于2.4，例如，小于2.3，或小于2.2，或小于2.1，或小于2.0。初级燃烧区深度d与稀燃燃料喷射器头部尖端直径d的比d/d可以大于1.2，例如，大于1.3，或大于1.4，或大于1.5。
30.在实施例中，初级燃烧区长度z与稀燃燃料喷射器头部尖端直径d的比z/d可以小于1.40，例如，小于1.35，或小于1.30，或小于1.25，或小于1.20。初级燃烧区长度z与稀燃燃料喷射器头部尖端直径d的比z/d可以大于0.70，例如，大于0.75，或大于0.80，或大于0.85，或大于0.90。
31.在实施例中，燃烧器室长度l与稀燃燃料喷射器头部尖端直径d的比l/d可以小于5，例如，小于4.5，或小于4，或小于3.5，或小于3，或小于2.8，或小于2.6，或小于2.5，或小于2.45，或小于2.4。燃烧器室长度l与稀燃燃料喷射器头部尖端直径d的比l/d可以大于1.5，例如，大于1.7，或大于1.8，或大于1.85，或大于1.9，或大于2.0。
32.本领域技术人员将意识到，由于燃烧器室长度l与初级燃烧区深度d的比l/d、初级区深度d与稀燃燃料喷射器头部尖端直径d的比d/d、初级燃烧区长度z与稀燃燃料喷射器头部尖端直径d的比z/d以及燃烧器室长度l与稀燃燃料喷射器头部尖端直径d的比l/d全都是无量纲的，它们全都可以适用于任何尺寸的稀燃燃烧器和相关燃烧器室，并且可以有助于在初级燃烧区内形成s形再循环区。
33.根据第二方面，提供一种稀燃燃烧器，包括：多个稀燃燃料喷射器，每个稀燃燃料喷射器包括燃料供给臂和带有稀燃燃料喷射器头部尖端的稀燃燃料喷射器头部，其中，稀燃燃料喷射器头部尖端具有稀燃燃料喷射器头部尖端直径（d），稀燃燃料喷射器头部包括引导燃料喷射器和主燃料喷射器，主燃料喷射器布置成与引导燃料喷射器同轴并径向向外；以及燃烧器室，其沿轴向方向延伸，并且包括径向内环形壁、径向外环形壁和提供在径向内环形壁与径向外环形壁的上游的计量板，所述计量板具有适配成容纳稀燃燃料喷射器头部尖端的多个孔口。径向内环形壁、径向外环形壁和计量板限定燃烧器室的尺寸和形状，其中，燃烧器室具有燃烧器室长度（l），并包括具有初级燃烧区长度（z）和初级燃烧区深度（d）的初级燃烧区以及布置在初级燃烧区的下游的具有二级燃烧区长度（l-z）的二级燃烧区。根据第二方面，燃烧器室长度与初级燃烧区深度的比l/d小于2.0。
34.在实施例中，燃烧器室长度l与初级燃烧区深度d的比l/d可以小于1.9，例如，小于1.8，或小于1.75，或小于1.70，或小于1.65，或小于1.60。燃烧器室长度l与初级燃烧区深度d的比l/d可以大于1.0，例如，大于1.05，或大于1.10，或大于1.15，或大于1.20，或大于1.25。
35.在实施例中，燃烧器室长度l与稀燃燃料喷射器头部尖端直径d的比l/d可以小于5，例如，小于4.5，或小于4，或小于3.5，或小于3，或小于2.8，或小于2.6，或小于2.5，或小于2.45，或小于2.4。燃烧器室长度l与稀燃燃料喷射器头部尖端直径d的比l/d可以大于1.8，例如，大于1.85，或大于1.9，或大于2.0。
36.在实施例中，初级区深度d与稀燃燃料喷射器头部尖端直径d的比d/d可以小于2.4，例如，小于2.3，或小于2.2，或小于2.1，或小于2.0。初级燃烧区深度d与稀燃燃料喷射器头部尖端直径d的比d/d可以大于1.2，例如，大于1.3，或大于1.4，或大于1.5。
37.在实施例中，初级燃烧区长度z与稀燃燃料喷射器头部尖端直径d的比z/d可以小于1.40，例如，小于1.35，或小于1.30，或小于1.25，或小于1.20。初级燃烧区长度z与稀燃燃料喷射器头部尖端直径d的比z/d可以大于0.70，例如，大于0.75，或大于0.80，或大于0.85，或大于0.90。
38.根据第三方面，提供一种稀燃燃烧器，包括：多个稀燃燃料喷射器，每个稀燃燃料喷射器包括燃料供给臂和带有稀燃燃料喷射器头部尖端的稀燃燃料喷射器头部，其中，稀燃燃料喷射器头部尖端具有稀燃燃料喷射器头部尖端直径（d），稀燃燃料喷射器头部包括引导燃料喷射器和主燃料喷射器，主燃料喷射器布置成与引导燃料喷射器同轴并径向向外；以及燃烧器室，其沿轴向方向延伸，并且包括径向内环形壁、径向外环形壁和提供在径
向内环形壁与径向外环形壁的上游的计量板，所述计量板具有适配成容纳稀燃燃料喷射器头部尖端的多个孔口。径向内环形壁、径向外环形壁和计量板限定燃烧器室的尺寸和形状，其中，燃烧器室具有燃烧器室长度（l），并包括具有初级燃烧区长度（z）和初级燃烧区深度（d）的初级燃烧区以及布置在初级燃烧区的下游的具有二级燃烧区长度（l-z）的二级燃烧区。根据第三方面，初级燃烧区深度与稀燃燃料喷射器头部尖端直径的比d/d小于2.4。
39.在实施例中，初级燃烧区深度与稀燃燃料喷射器头部尖端直径的比d/d可以小于2.3，例如，小于2.2，或小于2.1，或小于2.0。
40.初级燃烧区深度d与稀燃燃料喷射器头部尖端直径d的比d/d可以大于1.2。在实施例中，初级燃烧区深度d与稀燃燃料喷射器头部尖端直径d的比d/d可以大于1.3，例如，大于1.4，或大于1.5。
41.在实施例中，燃烧器室长度l与稀燃燃料喷射器头部尖端直径d的比l/d可以小于5，例如，小于4.5，或小于4，或小于3.5，或小于3，或小于2.8，或小于2.6，或小于2.5，或小于2.45，或小于2.4。燃烧器室长度l与稀燃燃料喷射器头部尖端直径d的比l/d可以大于1.5，例如，大于1.7，或大于1.8，或大于1.85，或大于1.9，或大于2.0。
42.在实施例中，燃烧器室长度l与初级燃烧区深度d的比l/d可以小于2.0，例如，小于1.9，或小于1.8，或小于1.75，或小于1.70，或小于1.65，或小于1.60。燃烧器室长度l与初级燃烧区深度d的比l/d可以大于1.0，例如，大于1.05，或大于1.10，或大于1.15，或大于1.20，或大于1.25。
43.在实施例中，初级燃烧区长度z与稀燃燃料喷射器头部尖端直径d的比z/d可以小于1.40，例如，小于1.35，或小于1.30，或小于1.25，或小于1.20。初级燃烧区长度z与稀燃燃料喷射器头部尖端直径d的比z/d可以大于0.70，例如，大于0.75，或大于0.80，或大于0.85，或大于0.90。
44.根据第四方面，提供一种稀燃燃烧器，包括：多个稀燃燃料喷射器，每个稀燃燃料喷射器包括燃料供给臂和带有稀燃燃料喷射器头部尖端的稀燃燃料喷射器头部，其中，稀燃燃料喷射器头部尖端具有稀燃燃料喷射器头部尖端直径（d），稀燃燃料喷射器头部包括引导燃料喷射器和主燃料喷射器，主燃料喷射器布置成与引导燃料喷射器同轴并径向向外；以及燃烧器室，其沿轴向方向延伸，并且包括径向内环形壁、径向外环形壁和提供在径向内环形壁与径向外环形壁的上游的计量板，所述计量板具有适配成容纳稀燃燃料喷射器头部尖端的多个孔口。径向内环形壁、径向外环形壁和计量板限定燃烧器室的尺寸和形状，其中，燃烧器室具有燃烧器室长度（l），并包括具有初级燃烧区长度（z）和初级燃烧区深度（d）的初级燃烧区以及布置在初级燃烧区的下游的具有二级燃烧区长度（l-z）的二级燃烧区。根据第四方面，燃烧器室长度与稀燃燃料喷射器头部尖端直径的比l/d小于5。
45.在实施例中，燃烧器室长度l与稀燃燃料喷射器头部尖端直径d的比l/d可以小于4.5，例如，小于4，或小于3.5，或小于3，或小于2.8，或小于2.6，或小于2.5，或小于2.45，或小于2.4。燃烧器室长度l与稀燃燃料喷射器头部尖端直径d的比l/d可以大于1.7，或大于1.8，或大于1.85，或大于1.9，或大于2.0。
46.在实施例中，初级区深度d与稀燃燃料喷射器头部尖端直径d的比d/d可以小于2.4，例如，小于2.3，或小于2.2，或小于2.1，或小于2.0。初级燃烧区深度d与稀燃燃料喷射器头部尖端直径d的比d/d可以大于1.2，例如，大于1.3，或大于1.4，或大于1.5。
47.在实施例中，燃烧器室长度l与初级燃烧区深度d的比l/d可以小于2.0，例如，小于1.9，或小于1.8，或小于1.75，或小于1.70，或小于1.65，或小于1.60。燃烧器室长度l与初级燃烧区深度d的比l/d可以大于1.0，例如，大于1.05，或大于1.10，或大于1.15，或大于1.20，或大于1.25。
48.在实施例中，初级燃烧区长度z与稀燃燃料喷射器头部尖端直径d的比z/d可以小于1.40，例如，小于1.35，或小于1.30，或小于1.25，或小于1.20。初级燃烧区长度z与稀燃燃料喷射器头部尖端直径d的比z/d可以大于0.70，例如，大于0.75，或大于0.80，或大于0.85，或大于0.90。
49.根据第五方面，提供一种气体涡轮引擎，其包括根据以上描述的方面中的任一方面的稀燃燃烧器。
50.第五方面的气体涡轮引擎可以是用于飞行器或用于工业和海事应用的气体涡轮引擎。
51.在实施例中，气体涡轮引擎可以进一步包括：引擎芯部，其包括压缩机、燃烧器、涡轮和将涡轮连接到压缩机的芯轴；以及位于引擎芯部的上游的风扇，所述风扇包括多个风扇叶片，其中，所述燃烧器是根据第一、第二、第三和第四方面中的任一方面的稀燃燃烧器。
52.在实施例中，压缩机和涡轮可以绕引擎主要旋转线旋转，并且燃烧器室的轴向方向可以平行于引擎主要旋转轴线。
53.如前面指出的，根据本公开的稀燃燃烧器可以定尺寸成用于适配成安装在小型、中型和大型飞行器上的引擎。因此，根据第五方面的气体涡轮引擎的风扇可以具有大于（或大约为）以下中的任意一个的风扇直径：220 cm、230 cm、240 cm、250 cm（大约100英寸）、260 cm、270 cm（大约105英寸）、280 cm（大约110英寸）、290 cm（大约115英寸）、300 cm（大约120英寸）、310 cm、320 cm（大约125英寸）、330 cm（大约130英寸），340 cm（大约135英寸）、350 cm、360 cm（大约140英寸）、370 cm（大约145英寸）、380 cm（大约150英寸）、390 cm（大约155英寸）、400 cm、410 cm（大约160英寸）或420 cm（大约165英寸）。风扇直径可以在由前句中的任意两个值界定的包含性范围内（即，这些值可以形成上限或下限），例如，在从220 cm到420 cm，或240 cm到380 cm，240 cm到280 cm，或330 cm到380 cm的范围内。
54.本公开的布置对于经由齿轮箱驱动的风扇可以是特别地（但不是唯一地）有益的。因此，气体涡轮引擎可以包括齿轮箱，所述齿轮箱接收来自芯轴的输入并向风扇输出驱动，以便以低于芯轴的旋转速度驱动风扇。到齿轮箱的输入可以直接来自芯轴，或间接来自芯轴，例如，经由正齿轴和/或齿轮。芯轴可以刚性连接涡轮和压缩机，使得涡轮和压缩机以相同的速度旋转（其中风扇以较低的速度旋转）。
55.如本文描述的和/或要求保护的气体涡轮引擎可以具有任何合适的总体结构。例如，气体涡轮引擎可以具有连接涡轮和压缩机的任何期望数量的轴，例如，一个、两个或三个轴。纯粹通过示例，连接到芯轴的涡轮可以是第一涡轮，连接到芯轴的压缩机可以是第一压缩机，并且芯轴可以是第一芯轴。引擎芯部可以进一步包括第二涡轮、第二压缩机和将第二涡轮连接到第二压缩机的第二芯轴。第二涡轮、第二压缩机和第二芯轴可以被布置成以比第一芯轴高的旋转速度旋转。
56.在这种布置中，第二压缩机可以轴向定位在第一压缩机的下游。第二压缩机可以布置成接收（例如，直接接收，例如，经由总体上环形的导管）来自第一压缩机的流。
57.齿轮箱可以布置成由芯轴驱动，所述芯轴（例如，以上示例中的第一芯轴）配置成以最低旋转速度旋转（例如，在使用中）。例如，齿轮箱可以布置成仅由芯轴驱动，所述芯轴（例如，以上示例中的仅第一芯轴，而不是第二芯轴）配置成以最低旋转速度旋转（例如，在使用中）。替代地，齿轮箱可以布置成由任何一个或多个轴驱动，例如，以上示例中的第一和/或第二轴。
58.齿轮箱可以是减速齿轮箱（因为到风扇的输出是比来自芯轴的输入较低的旋转速率）。可以使用任何类型的齿轮箱。例如，齿轮箱可以是“行星”或“星形”齿轮箱，如本文其他地方更详细地描述的。齿轮箱可以具有任何期望的减速比（限定为输入轴的旋转速度除以输出轴的旋转速度），例如，大于2.5，例如，在从3到4.2或3.2到3.8的范围内，例如，大约为或至少3、3.1、3.2、3.3、3.4、3.5、3.6、3.7、3.8、3.9、4、4.1或4.2。例如，齿轮比可以在前句中的任意两个值之间。纯粹通过示例，齿轮箱可以是“星形”齿轮箱，具有在从3.1或3.2到3.8的范围内的比。
59.根据一个方面，提供一种飞行器，其包括如本文描述的和/或要求保护的气体涡轮引擎。根据这个方面的飞行器是气体涡轮引擎已被设计为要附接于其的飞行器。
60.本领域技术人员将意识到，除相互排斥的情况之外，关于以上方面中的任何一个方面描述的特征或参数可以应用于任何其他方面。此外，除相互排斥的情况之外，本文所描述的任何特征或参数可以应用于任何方面和/或与本文描述的任何其他特征或参数组合。
附图说明
61.现在将参考附图，仅通过示例描述实施例，其中：图1是气体涡轮引擎的剖面侧视图；图2是图1的气体涡轮引擎的上游部分的特写剖面侧视图；图3是用于气体涡轮引擎的齿轮箱的局部剖切视图；图4是根据本公开的稀燃燃烧器的局部后视图；图5是图4的稀燃燃烧器沿箭头a-a的剖面侧视图；以及图6是图4和图5的稀燃燃烧器的初级燃烧区中的s形流再循环的示意表示。
具体实施方式
62.参考图1，气体涡轮引擎（总体上表示为10）具有引擎主要旋转轴线9。引擎10包括进气口12和具有多个风扇叶片23的推进风扇，其生成两种气流：芯部气流a和旁通气流b。气体涡轮引擎10包括接收芯部气流a的芯部11。引擎芯部11以轴向流串联的方式包括低压压缩机14、高压压缩机15、包括稀燃燃烧器的燃烧设备16、高压涡轮17、低压涡轮19和芯部排放喷嘴20。机舱21通常包围气体涡轮引擎10，并限定旁通导管22和旁通排放喷嘴18。旁通气流b流动通过旁通导管22。风扇经由轴26和周转齿轮箱30附接到低压涡轮19并由低压涡轮驱动。
63.在使用中，芯部气流a被低压压缩机14加速和压缩，并被导引到高压压缩机15中，在高压压缩机15中发生进一步压缩。从高压压缩机15排放的压缩空气被导引到燃烧设备16中，在燃烧设备16中其与燃料混合并且混合物燃烧。然后，生成的热燃烧产物在通过喷嘴20排放之前通过高压涡轮和低压涡轮17、19膨胀，并由此驱动高压涡轮和低压涡轮，以提供一
些推进推力。高压涡轮17通过合适的互连轴27驱动高压压缩机15。风扇通常提供大部分的推进推力。周转齿轮箱30是减速齿轮箱。
64.注意，如本文使用的术语“低压涡轮”和“低压压缩机”可以被认为分别意指最低压涡轮级和最低压压缩机级（即，不包括风扇）和/或通过具有在引擎中的最低旋转速度的互连轴26（即，不包括驱动风扇的齿轮箱输出轴）连接在一起的涡轮和压缩机级。在一些文献中，本文所指的“低压涡轮”和“低压压缩机”可以替代地被已知为“中压涡轮”和“中压压缩机”。在使用这种替代术语的情况下，风扇可以被称为是第一或最低压力、压缩级。
65.本公开可以适用到的其他气体涡轮引擎可以具有替代的配置。通过示例，这种引擎可以具有替代数量的互连轴（例如，两个）和/或替代数量的压缩机和/或涡轮。另外，引擎可以是无齿轮引擎，即，引擎可以不包括提供在从涡轮到压缩机和/或风扇的传动系中的齿轮箱。
66.图2更详细地图示了气体涡轮引擎10的齿轮箱30。低压涡轮19（见图1）驱动轴26，所述轴耦合到周转齿轮布置30的太阳轮或太阳齿轮28。在太阳齿轮28的径向向外并与其啮合的是多个行星齿轮32，该多个行星齿轮通过行星架34耦合在一起。行星架34约束行星齿轮32以同步方式围绕太阳齿轮28进动，同时使每个行星齿轮32能够绕其自身的轴线旋转。行星架34经由连杆36耦合到风扇23，以便驱动其绕引擎轴线9旋转。在行星齿轮32的径向向外并与其啮合的是环形或环状齿轮38，所述环形或环状齿轮38经由连杆40耦合到静止支撑结构24。
67.图3中通过示例更详细地示出了周转齿轮箱30。太阳齿轮28、行星齿轮32和环状齿轮38中的每个包括绕其周缘的齿以与其他齿轮啮合。然而，为了清楚起见，图3中仅图示了齿的示例性部分。图示有四个行星齿轮32，但是对于本领域技术人员将显而易见的是，在要求保护的发明的范围内可以提供更多或更少的行星齿轮32。行星周转齿轮箱30的实际应用通常包括至少三个行星齿轮32。
68.图2和图3中通过示例图示的周转齿轮箱30为行星类型，其中行星架34经由连杆36耦合到输出轴，而环状齿轮38固定。然而，可以使用任何其他合适类型的周转齿轮箱30。通过进一步的示例，周转齿轮箱30可以是星形布置，其中行星架34保持固定，环状（或环形）齿轮38允许旋转。在这种布置中，风扇23由环状齿轮38驱动。通过进一步的替代示例，齿轮箱30可以是差动齿轮箱，其中环状齿轮38和行星架34两者都允许旋转。
69.将意识到，图2和图3中所示的布置仅通过示例，并且各种替代方案均在本公开的范围内。因此，本公开延伸到具有齿轮箱样式（例如，星形或行星）、支撑结构、输入和输出轴布置以及轴承位置的任何布置的气体涡轮引擎。
70.图4和5更详细地图示了稀燃燃烧器16。
71.稀燃燃烧器16包括多个稀燃燃料喷射器50，每个稀燃燃料喷射器包括燃料供给臂52和稀燃燃料喷射器头部54。燃料供给臂52将燃料从分配系统（未图示）输送到稀燃燃料喷射器头部54，在此燃料和空气混合。
72.稀燃燃料喷射器头部54包括引导燃料喷射器56和径向外主燃料喷射器58。主燃料喷射器58围绕引导燃料喷射器56同轴布置。稀燃燃料喷射器头部54进一步包括空气旋流器（为简单起见未图示）。根据已知布置，稀燃燃料喷射器头部54可以包括三个、四个或五个空气旋流器，所述空气旋流器适配成提供使来自引导燃料喷射器和主燃料喷射器的燃料雾化
的旋流空气流。空气旋流器可以包括旋流叶翼。
73.例如，在三个空气旋流器布置中，引导燃料喷射器提供在内空气旋流器与外空气旋流器之间，主燃料喷射器也提供在内空气旋流器与外空气旋流器之间，引导燃料喷射器外空气旋流器是主燃料喷射器内空气旋流器。在四个旋流器布置中，引导燃料喷射器和主燃料喷射器不共享空气旋流器，使得引导燃料喷射器和主燃料喷射器中的每个均包括其自身的内空气旋流器和外空气旋流器的组。在五个旋流器布置中，附加的空气旋流器提供在引导燃料喷射器的外空气旋流器与主燃料喷射器的内空气旋流器之间。
74.稀燃燃烧器16进一步包括沿轴向方向62延伸的燃烧器室60。在图示的实施例中，轴向方向62基本上平行于引擎主要旋转轴线9。在其他未图示的实施例中，轴向方向62可以不平行于引擎主要旋转轴线9。换句话说，燃烧室可以与轴向方向62以一角度延伸，例如，以包括在0
°
与20
°
之间的角度延伸。
75.燃烧器室60包括径向内环形壁64、径向外环形壁66和提供在径向内环形壁与径向外环形壁64、66的上游的计量板68。与计量板68轴向相对，燃烧器室60以环形出口67的特征，燃烧的气体通过所述环形出口离开燃烧器室60。环形出口限定在燃烧器室60的径向内环形壁64与径向外环形壁66的相应下游端部部分之间。换句话说，燃烧器室60从上游计量板68和下游环形出口67轴向延伸达长度l。
76.计量板68提供有多个孔口70，用于容纳稀燃燃料喷射器50。详细地，稀燃燃料喷射器50在（同轴地容纳在孔口70中的）稀燃燃料喷射器头部54的尖端72处连接到计量板68。
77.稀燃燃料喷射器头部54可以总体上沿纵向方向55延伸。在图示的实施例中，纵向方向55平行于轴向方向62。换句话说，在纵向方向55与轴向方向62之间限定的斜角α
斜
是0
°
。在未图示的实施例中，稀燃燃料喷射器头部54可以与孔口70不同轴，或者换句话说，斜角α
斜
可以不同于0
°
，例如，包括在0
°
与10
°
之间。
78.稀燃燃料喷射器50配置成将燃料和空气喷射到燃烧器室50中。计量板中点69限定在计量板68处的径向内环形壁64与径向外环形壁66之间的中间。
79.稀燃燃料喷射器头部尖端72以稀燃燃料喷射器头部尖端直径d的特征，所述稀燃燃料喷射器头部尖端直径对应于孔口70的直径。
80.径向内环形壁64和径向外环形壁66在其上游端部部分处连接到计量板68。径向内环形壁64、径向外环形壁66和计量板68用相应内表面限定燃烧器室60的尺寸和形状。
81.在未图示的实施例中，径向内环形壁64、径向外环形壁66和计量板68可以各自包括相应的瓦（tiles）。如果存在，瓦限定径向内环形壁64、径向外环形壁66和计量板68的相应内表面，并因此限定燃烧器室60（在此发生燃烧）的尺寸和形状。瓦，或者换句话说，径向内环形壁64、径向外环形壁66和计量板68的内表面面向燃烧室60内的燃烧过程，并且与燃料和空气混合物和/或燃烧气体接触。
82.径向外环形壁66在计量板68与环形出口67之间基本上轴向延伸。换句话说，径向外环形壁66与轴向方向62形成基本上等于0
°
的外角α
外
。在未图示的实施例中，径向外环形壁66可以沿与轴向方向62形成不同于0
°
的外角α
外
的方向延伸，例如，所述外角包括在0
°
与15
°
之间。
83.径向外环形壁66包括第一部分74和第二部分75。径向外环形壁66的第一部分74布置在径向外环形壁66的第二部分75的上游。径向外环形壁66的第一部分74的上游部分连接
到计量板68。径向外环形壁66的第二部分75的下游端部部分限定燃烧室60的环形出口67。在图示的实施例中，径向外环形壁66的第一部分74和第二部分75是整体的，并沿轴向方向62相互对准。
84.径向内环形壁64包括第一部分76和第二部分77。径向内环形壁64的第一部分76布置在径向内环形壁64的第二部分77的上游。径向内环形壁64的第一部分76的上游部分连接到计量板68。径向内环形壁64的第二部分77的下游端部部分以及径向外环形壁66的第二部分75的下游端部部分限定燃烧室60的环形出口67。径向内环形壁64的第一部分76与径向内环形壁64的第二部分77以一角度布置。径向内环形壁64的第一部分76总体上平行于轴向方向62。径向内环形壁64的第一部分76总体上平行于径向外环形壁66的第一部分74。径向内环形壁64的第二部分75在下游方向上朝向径向外环形壁66会聚，以形成环形出口67。径向内环形壁64的第二部分77与径向内环形壁64的第一部分76以一角度布置。此外，径向内环形壁64的第二部分77与径向内环形壁64的第一部分76形成内角α
内
。内角α
内
通常包括在25
°
与40
°
之间。由于径向内环形壁76的第一部分76和径向外环形壁74总体上平行于轴向方向62，因此径向内环形壁64的第二部分77与轴向方向62以及与径向外环形壁74以内角α
内
布置。
85.燃烧器室60包括初级燃烧区80和二级燃烧区82。
86.初级燃烧区80由径向内环形壁64的第一部分76、径向外环形壁66的第一部分74和计量板68限定。初级燃烧区80在横截面中是环形的，并从计量板68轴向延伸达长度z。在图示的实施例中，径向外环形壁66的第一部分74和径向内环形壁64的第一部分76两者均轴向延伸达长度z。此外，初级燃烧区80在径向内环形壁64的第一部分76与径向外环形壁66的第一部分74之间径向（即，在垂直于轴向方向62的方向上）延伸达深度d。
87.布置在初级燃烧区80的下游的二级燃烧区82由径向内环形壁64的第二部分77和径向外环形壁66的第二部分75限定。在实践中，二级燃烧区82从初级燃烧区80的下游端部部分延伸到环形出口67。二级燃烧区82轴向延伸达长度l-z。在描述的实施例中，径向外环形壁66的第二部分75延伸达相同的长度l-z，并且径向内环形壁64的第二部分77延伸达等于(l-z)
·
sinα
内
的长度。第二燃烧区82呈环形和截头圆锥形，并向下游朝向环形出口67会聚。
88.稀燃燃烧器16进一步包括预扩散器90，用于向稀燃燃料喷射器头部54提供来自高压压缩机15的压缩空气。预扩散器是环形的，并且包括限定用于压缩空气的出口96的径向内壁92和径向外壁94。出口预扩散器中点98限定在出口96处的径向内壁92与径向外壁94之间的中间。
89.预扩散器90布置在稀燃燃料喷射器头部54的上游，在距计量板68的距离g（缓冲间隙）处。缓冲间隙g限定为出口预扩散器中点98与计量板中点69之间的轴向距离。预扩散器90从燃烧器室60距离开，使得缓冲间隙g与稀燃燃料喷射器头部尖端直径d的比g/d小于1.30，例如，小于1.15，并且大于0.65，例如，大于0.85。在实施例中，燃烧器室60可以具有1.05的比g/d。
90.将预扩散器90布置在距计量板68的一距离处使得缓冲间隙g与稀燃燃料喷射器头部尖端直径d的比g/d小于1.30并且大于0.65，允许提高燃烧器室60内（以及特别是在初级燃烧区80内）的引导燃料和主燃料与空气混合物的空气动力学。
91.这将参考图6更详细地描述。
92.引导燃料和空气混合物在初级燃烧区80内沿所谓的s形轨迹86行进。来自稀燃燃料喷射器头部尖端72的引导燃料和空气混合物到达停滞点sp处，在该处引导燃料和空气混合物局部速度为零，并且然后向后转向径向外环形壁和径向内环形壁74、76（由于由主燃料和空气混合物84施加的低静压力），在这里引导燃料和空气混合物进行接触并支持/稳定主燃料和空气混合物84的燃烧。
93.缓冲间隙g与稀燃燃料喷射器头部尖端直径d的比g/d小于1.30（例如小于1.15）并且大于0.65（例如大于0.85），允许在初级燃烧区80内实现引导燃料和空气混合物的s形流再循环。换句话说，引导燃料和空气混合物停滞点sp位于初级燃烧区80内，并且引导燃料和空气混合物在初级燃烧区80内与主燃料和空气混合物84混合。
94.其他无量纲参数可以对初级燃烧区80内的引导燃料和空气混合物s形轨迹86的形成具有积极影响。
95.燃烧室60的尺寸可以确定为使得初级燃烧区深度d与稀燃燃料喷射器头部尖端直径d的比d/d包括在1.2与2.4之间，优选地在2.0与2.4之间。在实施例中，燃烧器室60可以具有2.2的比d/d。
96.燃烧室60的尺寸可以确定为使得初级燃烧区长度l与稀燃燃料喷射器头部尖端直径d的比z/d大于0.7并且小于1.40，优选地包括在0.9与1.25之间。在实施例中，燃烧器室60可以具有1.05的比z/d。
97.此外，燃烧室60的尺寸还可以确定为使得燃烧器室长度l与初级燃烧区深度d的比l/d小于2.0，例如，小于1.60，并且大于1.0，例如，大于1.25。在实施例中，燃烧器室60可以具有1.5的比l/d。
98.此外，燃烧室60的尺寸可以确定为使得燃烧器室长度l与稀燃燃料喷射器头部尖端直径d的比l/d小于5，或小于2.5，并且大于1.5，或大于2.0。在实施例中，燃烧器室60可以具有3.5的比l/d。
99.以上的比（d/d、z/d、l/d和l/d）可以有助于优化来自主燃料喷射器和引导燃料喷射器56、58和相关空气旋流器的燃料和空气混合物的空气动力学，并提高燃烧效率。
100.应当注意，所有以上的比（d/d、z/d、l/d和l/d）都是无量纲的，并且因此适用于宽泛的尺寸范围的稀燃燃烧器。例如，d可以包括在90 mm与150 mm之间，例如，在110 mm与140 mm之间，d可以包括在60 mm与100 mm之间，例如，在70 mm与85 mm之间，z可以包括在50 mm与130 mm之间，例如，在60 mm与110 mm之间，并且l可以包括在100 mm与200 mm之间。
101.尽管已经参考涡轮风扇气体涡轮引擎描述了本公开，但是在涡轮喷气式气体涡轮引擎、涡轮轴气体涡轮引擎或涡轮螺旋桨气体涡轮引擎上使用本公开是同样可能的。尽管已经参考航空气体涡轮引擎描述了本公开，但在海事气体涡轮引擎或工业气体涡轮引擎上使用本发明是同样可能的。