无焰燃烧室、航空发动机及飞行器的制作方法

1.本发明涉及一种无焰燃烧室、航空发动机及飞行器。


背景技术：

2.航空发动机领域为了提高发动机的效率通常会采用提高压比的方式，同时还要能够在更稀薄的条件下燃烧以减少燃料消耗和降低nox产量。因此，需要一种新的燃烧技术来满足更高压力、更稀薄的燃料燃烧的需求，同时满足越来越严格的排放标准。由此，航空发动机领域开发了许多新技术和新型燃气轮机燃烧室来降低燃气的峰值温度和可用性，以减少氮氧化物和一氧化碳。例如常见的有分级级燃烧室、富急冷稀(rql)、稀薄直喷(ldi)、贫油预混预汽化(lpp)等。最近，氮气稀释、蒸汽-水喷射和加湿排气再循环技术也已在减少涡轮发动机中nox和co排放方面得到一定应用。
3.与传统燃烧模型相比，无焰燃烧具有许多优点，例如燃烧室中的低压振荡降低了噪音，燃烧效率高，有助于减少能源消耗，最重要的是污染物排放极低。然而，设计满足航空发动机工况下的无焰燃烧形式依然存在着诸多困难，因为现有的航空发动机燃烧室往往难以满足以下两方面要求，一方面，高温废气再循环，以及空气和燃料的高速喷射预热助燃空气以实现无焰燃烧的主要要求，另一方面，通过强烈夹带高温废气、稀释燃料和空气射流使得无焰燃烧得到维持的条件。


技术实现要素：

4.本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中的无焰燃烧不适用于航空发动机燃烧室的缺陷，提供一种无焰燃烧室、航空发动机及飞行器。
5.本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题：
6.一种无焰燃烧室，所述无焰燃烧室应用于航空发动机，其特点在于，所述无焰燃烧室包括：壳体部，所述壳体部内设有燃烧腔，所述壳体部的两端分别设有进料口和尾气排放口，所述壳体部内还设有烟气回流通道；燃油组件，所述燃油组件包括燃油喷嘴和混油管，所述混油管固定安装于所述进料口内，所述进料口的内侧与所述混油管的外侧之间设有第一烟气通道，所述燃油喷嘴固定安装于所述混油管内，并且所述混油管的内侧与所述燃油喷嘴的外侧之间设有第二烟气通道；所述壳体部内具有第一循环气路和第二循环气路，所述第一循环气路为依次连通的所述燃烧腔、所述尾气排放口、所述烟气回流通道、所述进料口、所述第一烟气通道，所述第二循环气路为依次连通的所述燃烧腔、所述尾气排放口、所述烟气回流通道、所述进料口、所述第二烟气通道。
7.在本方案中，采用上述结构形式，使烟气回流通道将高温的部分尾气烟气引入燃烧腔使得燃烧室局部氧浓度减小，同时第一循环气路和第二循环气路的设计有利于解决现有的无焰燃烧不适用于航空发动机燃烧室的问题，同时利于降低燃烧腔内的温度梯度，减少燃烧腔的热声振荡，以及减少nox排放。
8.较佳地，所述混油管靠近所述燃烧腔的一端固定安装有穿孔板，所述穿孔板上设
有若干个通孔，所述通孔将所述混油管内的混合气体通入所述燃烧腔。
9.在本方案中，采用上述结构形式，穿孔板的设计能够使得燃料和混合烟气进一步混合减速，通过改变穿孔板的孔隙率和板厚度，利于改变燃料和烟气混合物的射流穿透度。
10.较佳地，所述第一烟气通道内设有外旋流器，所述第二烟气通道内设有内旋流器。
11.较佳地，所述外旋流器的旋流数较小，所述内旋流器的旋流数较大。
12.在本方案中，采用上述结构形式，内旋流器的旋流数较大，使得该路内的部分尾气烟气和燃料进行充分掺混，使得燃油液滴快速蒸发混合。外旋流器的旋流较小，使得高温烟气进入燃烧腔后形成较大的低速回流区，利于降低回流区温度梯度。
13.较佳地，所述壳体部包括外壳体和内壳体，所述内壳体内设有所述燃烧腔，所述内壳体外套设有所述外壳体，所述外壳体的内侧与所述内壳体的外侧之间设有所述烟气回流通道，所述烟气回流通道将尾端气体引入所述内壳体上的所述进料口。
14.较佳地，所述进料口包括第一进料口和第二进料口，所述第一进料口设于所述内壳体上，所述第二进料口对应设于所述外壳体上，所述燃油组件安装于所述第一进料口内，所述第二进料口通入外部空气到所述燃油组件上远离所述燃烧腔的一侧。
15.较佳地，所述尾气排放口包括第一尾气排放口和第二尾气排放口，所述第一尾气排放口设于所述内壳体上，所述第二尾气排放口对应设于所述外壳体上，所述第一尾气排放口与所述第二尾气排放口同轴设置并与所述燃烧腔相连通。
16.在本方案中，采用上述结构形式，通过调节第一混合烟气和新鲜空气的掺混比例，调节进入燃油喷嘴附近的混合气温度和氧气浓度，使得燃料充分雾化蒸发，并保证混合气在穿孔板前不发生自燃，同时通过调节燃油流量和再循环烟气混合气的温度，来满足涡轮燃气发动机不同工况下的稳定无焰燃烧，降低污染物排放。高温烟气与未燃烟气燃油混合物进一步掺混，在局部达到燃料自燃温度，形成可持续的无焰燃烧。
17.较佳地，所述内壳体还包括第一壳体层和第二壳体层，所述第二壳体层内设有所述燃烧腔，所述第二壳体层外套设有所述第一壳体层，所述第一壳体层的内侧与所述第二壳体层的外侧之间设有冷却空气通道，并且所述冷却空气通道内通有冷却空气。
18.较佳地，所述第二壳体层上设有若干冷却孔，所述冷却空气通道内的所述冷却空气由所述冷却孔通入所述燃烧腔。
19.在本方案中，采用上述结构形式，冷却空气与燃烧腔的部分尾部烟气的掺混，能够调节重新进入燃烧腔的反应区的烟气温度，同时通过冷却孔向燃烧腔内通入冷却空气，利于冷却燃烧腔的壁面和降低燃烧腔的温度。
20.较佳地，所述冷却空气从所述冷却空气通道上靠近所述尾气排放口的一端流出，所述冷却空气的流出端设有转向装置，用于将所述冷却空气导入所述烟气回流通道。
21.在本方案中，采用上述结构形式，转向装置的设计使得冷却空气通道的冷却空气发生转向，利于本发明中循环气路的实现，同时对转向装置进行设计利于调节部分尾气烟气与冷却空气的掺混比例，使得再循环的烟气满足较低的氧浓度同时使得回流区能够达到燃料自然温度，形成无焰燃烧。
22.一种航空发动机，其特点在于，所述航空发动机采用上述所述的无焰燃烧室。
23.本发明中的航空发动机采用该无焰燃烧室，使用烟气回流通道将高温的部分尾气烟气引入燃烧腔使得燃烧室局部氧浓度减小，同时第一循环气路和第二循环气路的设计有
利于解决现有的无焰燃烧不适用于航空发动机燃烧室的问题，同时利于降低燃烧腔内的温度梯度，减少燃烧腔的热声振荡，以及减少nox排放。
24.一种飞行器，其特点在于，所述飞行器采用上述所述的航空发动机。
25.本发明中的飞行器采用该航空发动机，使用烟气回流通道将高温的部分尾气烟气引入燃烧腔使得燃烧室局部氧浓度减小，同时第一循环气路和第二循环气路的设计有利于解决现有的无焰燃烧不适用于航空发动机燃烧室的问题，同时利于降低燃烧腔内的温度梯度，减少燃烧腔的热声振荡，以及减少nox排放。
26.在符合本领域常识的基础上，上述各优选条件，可任意组合，即得本发明各较佳实例。
27.本发明的积极进步效果在于：
28.在飞行器上所使用得航空发动机具有该无焰燃烧室，无焰燃烧室使烟气回流通道将高温的部分尾气烟气引入燃烧腔使得燃烧室局部氧浓度减小，同时第一循环气路和第二循环气路的设计有利于解决现有的无焰燃烧不适用于航空发动机燃烧室的问题，同时利于降低燃烧腔内的温度梯度，减少燃烧腔的热声振荡，以及减少nox排放。
附图说明
29.图1为本发明实施例的无焰燃烧室的结构示意图。
30.图2为本发明实施例的进料口的局部结构示意图。
31.附图标记说明：
32.壳体部 1
33.燃烧腔 11
34.进料口 12
35.第一进料口 121
36.第二进料口 122
37.尾气排放口 13
38.第一尾气排放口 131
39.第二尾气排放口 132
40.烟气回流通道 14
41.外壳体 15
42.内壳体 16
43.第一壳体层 161
44.第二壳体层 162
45.冷却孔 163
46.转向装置 164
47.冷却空气通道 165
48.冷却空气 166
49.燃油组件 2
50.燃油喷嘴 21
51.混油管 22
52.第一烟气通道3
53.第二烟气通道 4
54.穿孔板 5
55.通孔 51
56.尾端气体 6
57.外部空气 7
58.部分尾气烟气 8
59.第一混合烟气 9
60.回流区 10
61.高温烟气 101
62.第二混合烟气 102
具体实施方式
63.下面通过实施例的方式并结合附图来更清楚完整地说明本发明，但并不因此将本发明限制在的实施例范围之中。
64.本发明实施例提供一种无焰燃烧室，如图1-2所示，无焰燃烧室应用于航空发动机，无焰燃烧室包括：壳体部1，壳体部1内设有燃烧腔11，壳体部1的两端分别设有进料口12和尾气排放口13，壳体部1内还设有烟气回流通道14；燃油组件2，燃油组件2包括燃油喷嘴21和混油管22，混油管22固定安装于进料口12内，进料口12的内侧与混油管22的外侧之间设有第一烟气通道3，燃油喷嘴21固定安装于混油管22内，并且混油管22的内侧与燃油喷嘴21的外侧之间设有第二烟气通道4；壳体部1内具有第一循环气路和第二循环气路，第一循环气路为依次连通的燃烧腔11、尾气排放口13、烟气回流通道14、进料口12、第一烟气通道3，第二循环气路为依次连通的燃烧腔11、尾气排放口13、烟气回流通道14、进料口12、第二烟气通道4。
65.在本方案中，采用上述结构形式，在壳体部1内设有燃烧腔11，壳体部1的一侧设有进料口12，壳体部1的另一侧设有尾气排放口13，燃料经进料口12喷入燃烧腔11，在燃烧腔11燃烧后尾气从尾气排放口13排出，在壳体部1内还设有烟气回流通道14，用于将部分尾气排放口13处尾端气体6中的部分尾气烟气8回流到进料口12。其中，在进料口12内安装有燃油组件2，燃油组件2中混油管22的外侧与进料口12的内侧之间设有第一烟气通道3，燃油组件2中燃油喷嘴21的外侧与混油管22的内侧之间设有第二烟气通道4，烟气回流通道14回流到进料口12处的部分尾气烟气8分流成两路，其中一路经过第一烟气通道3直接进入燃烧腔11形成第一循环气路，另一路和外部新鲜空气混合并从第一烟气通道3进入混油管22参与燃油的雾化蒸发再进入燃烧腔11形成第二循环气路。本发明中使用烟气回流通道14将高温的部分尾气烟气8引入燃烧腔11使得燃烧室局部氧浓度减小，同时第一循环气路和第二循环气路的设计有利于解决现有的无焰燃烧不适用于航空发动机燃烧室的问题，同时利于降低燃烧腔11内的温度梯度，减少燃烧腔11的热声振荡，以及减少nox排放。
66.如图1-2所示，混油管22靠近燃烧腔11的一端固定安装有穿孔板5，穿孔板5上设有若干个通孔51，通孔51将混油管22内的混合气体通入燃烧腔11。
67.在本方案中，采用上述结构形式，在混油管22朝向燃烧腔11的一端安装有穿孔板
5，燃油喷嘴21喷射的燃油形成具有一定张角的液滴分布，和经过内旋流器的混合烟气(部分尾气烟气8与冷却空气166的混合物)充分掺混蒸发并达到穿孔板5。穿孔板5的设计能够使得燃料和混合烟气进一步混合减速，通过改变穿孔板5的孔隙率和板厚度，利于改变燃料和烟气混合物的射流穿透度。
68.如图1-2所示，第一烟气通道3内设有外旋流器，第二烟气通道4内设有内旋流器。其中，外旋流器的旋流数较小，内旋流器的旋流数较大。
69.在本方案中，采用上述结构形式，经过无焰燃烧产生的部分尾气烟气8由烟气回流通道14回流到进料口12处，该部分尾气烟气8一路直接穿过第一烟气通道3内的外旋流器进入燃烧腔11，并且该路的部分尾气烟气8为高温烟气101，在燃烧腔11内形成回流区10。另一路和外部新鲜空气混合形成第二混合烟气102并从第一烟气通道3内的内旋流器进入混油管22与燃油喷嘴21喷出的燃油进行掺混，并经过穿孔板5进入燃烧腔11。其中，内旋流器的旋流数较大，使得该路内的部分尾气烟气8和燃料进行充分掺混，使得燃油液滴快速蒸发混合。外旋流器的旋流较小，使得高温烟气101进入燃烧腔11后形成较大的低速回流区10，利于降低回流区10温度梯度。
70.如图1-2所示，壳体部1包括外壳体15和内壳体16，内壳体16内设有燃烧腔11，内壳体16外套设有外壳体15，外壳体15的内侧与内壳体16的外侧之间设有烟气回流通道14，烟气回流通道14将尾端气体6引入内壳体16上的进料口12。其中，进料口12包括第一进料口121和第二进料口122，第一进料口121设于内壳体16上，第二进料口122对应设于外壳体15上，燃油组件2安装于第一进料口121内，第二进料口122通入外部空气7到燃油组件2上远离燃烧腔11的一侧。其中，尾气排放口13包括第一尾气排放口131和第二尾气排放口132，第一尾气排放口131设于内壳体16上，第二尾气排放口132对应设于外壳体15上，第一尾气排放口131与第二尾气排放口132同轴设置并与燃烧腔11相连通。
71.在本方案中，采用上述结构形式，在内壳体16内设有燃烧腔11，在内壳体16的两端对应设有第一进料口121和第一尾气排放口131，其中，燃油组件2安装于第一进料口121内。在外壳体15的两端对应设有第二进料口122和第二尾气排放口132，外壳体15同轴套设于内壳体16的外侧，同时外壳体15的内侧与内壳体16的外侧之间间隙即为烟气回流通道14。烟气回流通道14将第一混合烟气9(冷却空气166与部分尾气烟气8的混合物)送至燃油组件2远离燃烧腔11的一侧，第一混合烟气9在此分流，一部分与外部新鲜空气混合形成第二混合烟气102经过内旋流器进入混油管22，另一部分直接经过外旋流器进入燃烧腔11。
72.这样的设计通过调节第一混合烟气9和新鲜空气的掺混比例，调节进入燃油喷嘴21附近的混合气温度和氧气浓度，使得燃料充分雾化蒸发，并保证混合气在穿孔板5前不发生自燃，同时通过调节燃油流量和再循环烟气混合气的温度，来满足涡轮燃气发动机不同工况下的稳定无焰燃烧，降低污染物排放。高温烟气101与未燃烟气燃油混合物进一步掺混，在局部达到燃料自燃温度，形成可持续的无焰燃烧。
73.如图1-2所示，内壳体16还包括第一壳体层161和第二壳体层162，第二壳体层162内设有燃烧腔11，第二壳体层162外套设有第一壳体层161，第一壳体层161的内侧与第二壳体层162的外侧之间设有冷却空气通道165，并且冷却空气通道165内通有冷却空气166。
74.其中，第二壳体层162上设有若干冷却孔163，冷却空气通道165内的冷却空气166由冷却孔163通入燃烧腔11。
75.在本方案中，采用上述结构形式，在内壳体16的第一壳体层161和第二壳体层162之间设有冷却空气通道165，冷却空气通道165内通有冷却空气166，一部分冷却空气166由转向装置164进行转向后将部分尾气烟气8带入烟气回流通道14，另一部分冷却空气166由第二壳体层162上分布的若干冷却孔163通入燃烧腔11。冷却空气166与燃烧腔11的部分尾部烟气的掺混，能够调节重新进入燃烧腔11的反应区的烟气温度，同时通过冷却孔163向燃烧腔11内通入冷却空气166，利于冷却燃烧腔11的壁面和降低燃烧腔11的温度。
76.如图1-2所示，冷却空气166从冷却空气通道165上靠近尾气排放口13的一端流出，冷却空气166的流出端设有转向装置164，用于将冷却空气166导入烟气回流通道14。
77.在本方案中，采用上述结构形式，在第二壳体层162的端部设有转向装置164，转向装置164一端与第二壳体层162固定连接，另一端向第一壳体层161延伸并使得冷却空气通道165的冷却空气166发生转向并带入部分尾气烟气8与其发生混合，并沿着烟气回流通道14回流至进料口12。转向装置164的设计使得冷却空气通道165的冷却空气166发生转向，利于本发明中循环气路的实现，同时对转向装置164进行设计利于调节部分尾气烟气8与冷却空气166的掺混比例，使得再循环的烟气满足较低的氧浓度同时使得回流区10能够达到燃料自然温度，形成无焰燃烧。
78.本发明实施例提供一种航空发动机，航空发动机采用上述的无焰燃烧室。
79.本发明中的航空发动机采用该无焰燃烧室，使用烟气回流通道14将高温的部分尾气烟气8引入燃烧腔11使得燃烧室局部氧浓度减小，同时第一循环气路和第二循环气路的设计有利于解决现有的无焰燃烧不适用于航空发动机燃烧室的问题，同时利于降低燃烧腔11内的温度梯度，减少燃烧腔11的热声振荡，以及减少nox排放。
80.本发明实施例提供一种飞行器，飞行器采用上述的航空发动机。
81.在本方案中，采用上述结构形式，本发明中的飞行器采用该航空发动机，使用烟气回流通道14将高温的部分尾气烟气8引入燃烧腔11使得燃烧室局部氧浓度减小，同时第一循环气路和第二循环气路的设计有利于解决现有的无焰燃烧不适用于航空发动机燃烧室的问题，同时利于降低燃烧腔11内的温度梯度，减少燃烧腔11的热声振荡，以及减少nox排放。
82.虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式做出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。

技术特征：
1.一种无焰燃烧室，所述无焰燃烧室应用于航空发动机，其特征在于，所述无焰燃烧室包括：壳体部，所述壳体部内设有燃烧腔，所述壳体部的两端分别设有进料口和尾气排放口，所述壳体部内还设有烟气回流通道；燃油组件，所述燃油组件包括燃油喷嘴和混油管，所述混油管固定安装于所述进料口内，所述进料口的内侧与所述混油管的外侧之间设有第一烟气通道，所述燃油喷嘴固定安装于所述混油管内，并且所述混油管的内侧与所述燃油喷嘴的外侧之间设有第二烟气通道；所述壳体部内具有第一循环气路和第二循环气路，所述第一循环气路为依次连通的所述燃烧腔、所述尾气排放口、所述烟气回流通道、所述进料口、所述第一烟气通道，所述第二循环气路为依次连通的所述燃烧腔、所述尾气排放口、所述烟气回流通道、所述进料口、所述第二烟气通道。2.如权利要求1所述的无焰燃烧室，其特征在于，所述混油管靠近所述燃烧腔的一端固定安装有穿孔板，所述穿孔板上设有若干个通孔，所述通孔将所述混油管内的混合气体通入所述燃烧腔。3.如权利要求1所述的无焰燃烧室，其特征在于，所述第一烟气通道内设有外旋流器，所述第二烟气通道内设有内旋流器。4.如权利要求3所述的无焰燃烧室，其特征在于，所述外旋流器的旋流数较小，所述内旋流器的旋流数较大。5.如权利要求1所述的无焰燃烧室，其特征在于，所述壳体部包括外壳体和内壳体，所述内壳体内设有所述燃烧腔，所述内壳体外套设有所述外壳体，所述外壳体的内侧与所述内壳体的外侧之间设有所述烟气回流通道，所述烟气回流通道将尾端气体引入所述内壳体上的所述进料口。6.如权利要求5所述的无焰燃烧室，其特征在于，所述进料口包括第一进料口和第二进料口，所述第一进料口设于所述内壳体上，所述第二进料口对应设于所述外壳体上，所述燃油组件安装于所述第一进料口内，所述第二进料口通入外部空气到所述燃油组件上远离所述燃烧腔的一侧。7.如权利要求5所述的无焰燃烧室，其特征在于，所述尾气排放口包括第一尾气排放口和第二尾气排放口，所述第一尾气排放口设于所述内壳体上，所述第二尾气排放口对应设于所述外壳体上，所述第一尾气排放口与所述第二尾气排放口同轴设置并与所述燃烧腔相连通。8.如权利要求5所述的无焰燃烧室，其特征在于，所述内壳体还包括第一壳体层和第二壳体层，所述第二壳体层内设有所述燃烧腔，所述第二壳体层外套设有所述第一壳体层，所述第一壳体层的内侧与所述第二壳体层的外侧之间设有冷却空气通道，并且所述冷却空气通道内通有冷却空气。9.如权利要求8所述的无焰燃烧室，其特征在于，所述第二壳体层上设有若干冷却孔，所述冷却空气通道内的所述冷却空气由所述冷却孔通入所述燃烧腔。10.如权利要求8所述的无焰燃烧室，其特征在于，所述冷却空气从所述冷却空气通道上靠近所述尾气排放口的一端流出，所述冷却空气的流出端设有转向装置，用于将所述冷
却空气导入所述烟气回流通道。11.一种航空发动机，其特征在于，所述航空发动机包括权利要求1-10中任一项所述的无焰燃烧室。12.一种飞行器，其特征在于，所述飞行器包括权利要求11中所述的航空发动机。

技术总结
本发明公开了一种无焰燃烧室、航空发动机及飞行器，所述无焰燃烧室包括：壳体部，壳体部内设有燃烧腔，壳体部的两端分别设有进料口和尾气排放口，壳体部内还设有烟气回流通道；燃油组件，燃油组件包括燃油喷嘴和混油管，进料口的内侧与混油管的外侧之间设有第一烟气通道，混油管的内侧与燃油喷嘴的外侧之间设有第二烟气通道；壳体部内具有第一循环气路和第二循环气路，第一循环气路为依次连通的燃烧腔、尾气排放口、烟气回流通道、进料口、第一烟气通道，第二循环气路为依次连通的燃烧腔、尾气排放口、烟气回流通道、进料口、第二烟气通道。第一循环气路和第二循环气路的设计有利于解决现有的无焰燃烧不适用于航空发动机燃烧室的问题。问题。问题。


技术研发人员：谭智勇 孟晟 张漫
受保护的技术使用者：中国航发商用航空发动机有限责任公司
技术研发日：2022.02.09
技术公布日：2023/8/21