技术领域
[0001] 本
发明涉及航空
燃气轮机的技术领域，具体涉及一种主燃级采用两级垂直掺混的低排放燃烧室。
背景技术
[0002] 现代航空
发动机燃烧室的基本性能和结构分布已经达到相当高的
水平，但是对于现代航空发动机燃烧室来说，仍然存在大量的难题和挑战，新材料、新工艺、新结构、新概念的发展应用才是保证其持续进步的源泉。现代民用航空发动机燃烧室的主要发展趋势是低污染燃烧。民用航空发动机燃烧室必须满足日益严格的航空发动机污染排放标准。目前采用的CAEP6(Committee on Aviation Environmental Protection)标准对污染排放物的规定已经非常严格，特别是对NOx污染排放要求；而最新的CAEP8标准提出了将NOx的排放在CAEP6的排放标准上降低15％，随着航空业的迅猛发展和人们环保意识的不断提高，未来对燃气轮机燃烧室污染排放会提出更高的要求。
[0003] 美国航空发动机的两个著名公司GE和PW对低污染燃烧室早已着手研究，GE首先研发了双环腔低污染燃烧DAC(用于GE90和CFM56)，PW公司采用了RQL(富油燃烧-淬熄-贫油燃烧，Rich burn-Quench-Lean burn，简称RQL)低污染燃烧室TALON II(用于PW4000和6000系列)。在下一代低污染燃烧室方面，GE公司采用LDM(Lean Direct Mixing Combustion，贫油直接混合燃烧室)技术为其GEnx发动机研制的TAPS(Twin Annular Premixing Swirler)低污染燃烧室。该燃烧室在台架全环试验验证中，NOx污染排放比CAEP2排放标准降低了50％。GE公司
申请了多项美国
专利：申请号6363726、6389815、6354072、6418726、0178732、
6381964和6389815，所有这些专利都是预燃级采用扩散燃烧、主燃级采用预混燃烧的燃烧组织方式，目的是降低污染指数最大的大工况下的NOx排放。PW公司继续采用RQL方式提出了降低NOx污染排放的低污染燃烧室为TALON X，采用的头部形式是PW公司发展的空气
雾化喷嘴，燃烧室为单环腔，在V2500发动机扇型试验段上的试验结果比CAEP2标准降低了50％。
Rolls-Royce公司采用LDM技术发展的低污染燃烧室是ANTLE，该燃烧室是一个单环腔分级燃烧室，其NOx污染排放比CAEP2标准降低了50％，用于其新一代发动机湍达1000。
[0004] 以上所述的专利，都是针对在大工况下降低污染排放，而根据国际民航组织(International Civil Aviation Organization,ICAO)规定的一个标准循环下的排放物
指数，用LTO Emission来表达这个参数。LTO Emission跟四个工况下的NOx
排放量有关，即既与大工况下的NOx排放有关，还与小工况下的NOx排放有关。标准LTO循环中的运行模式、每个运行模式下的推
力和运行时间，如下表所示。
[0005] 表1 ICAO规定的LTO循环中的运行模式和时间
[0006]
[0007] 常规或者现役的推力在140KN的CFM56-5B/3发动机的NOx排放如下表,数据来源于ICAO Emission data bank。
[0008] 表2 CFM56-5B/3的NOx排放水平
[0009]
[0010] 燃烧室采用分级燃烧，预燃级为扩散燃烧方式，主燃级为预混燃烧方式，降低了大工况下的NOx排放，可以达到的NOx排放如下表所示：
[0011] 表3主燃级采用预混燃烧可以达到的NOx排放水平
[0012]参数 单位 慢车 进场 爬升
起飞NOx排放指数(EI) g/(kgf) 4.45 9.28 4 4.1
燃料流量 kg/s 0.112 0.448 1.086 1.325
运行时间 g 1560 240 132 42
排放量 g/kN 777.5 997.8 594 228
[0013] 在小工况(地面慢车、进场)下，虽然NOx排放指数较低，根据表1可知小工况下的运行时间远远高于其他大工况，根据表3可知，当主燃级采用预混燃烧方式时，可以使大工况下的NOx排放指数得到大幅度降低，此时预燃级的NOx排放总量在整个LTO循环的污染排放排放中占的比重最大，因此要想进一步降低整个LTO循环的NOx排放，就需要考虑降低预燃级的NOx排放。
[0014] 而不管是何种先进的低污染燃烧室，其关键技术就是降低NOx(氮
氧化物)、CO(一氧化
碳)、UHC(未燃碳氢化合物)和冒烟的燃烧技术，核心问题是降低燃烧区的
温度，同时使燃烧区温度场均匀，即整体和局部的当量比控制，而主燃区当量比的均匀性又主要取决于燃料雾化和油气掺混的均匀性。
[0015] 根据NOx与CO产生的机理及试验结果可知：燃烧室的主燃区当量比在0.6～0.8范围内产生的NOx与CO(UHC和CO的排放规律类似)很少。基于此原理，要兼顾NOx与CO、UHC的排放量都处于低值范围，应考虑两个因素：其一是主燃区的平均当量比，其二是主燃区平均当量比的均匀性。并且在所有航空发动机的工作情况下都应如此，而主燃区当量比的均匀性又主要取决于燃料和空气掺混的均匀性。从燃烧方式讲，应采用均匀的预混燃烧，达到主燃区当量比均匀性要求以降低污染排放。
[0016] 目前的常规燃烧方式无法降低NOx、CO和UHC，原因是目前燃烧室的设计方法所决定的。对于常规燃烧室来说，在大状态时，由于采用扩散燃烧方式，燃烧区局部当量比总是在1附近，远超过上述低污染燃烧所需当量比范围要求，此时虽然CO和UHC的排放低，但NOx的排放达到最大。在小状态时，燃烧区当量比又很低，远低于上述低污染燃烧所需当量比区间，此时虽然NOx排放低，但CO和UHC排放又很高。另外，由于常规燃烧室普遍采用扩散燃烧方式，局部当量比不均匀，因此对于常规燃烧室来说，无法满足在整个发动机工作范围内的低污染要求。
发明内容
[0017] 本发明的目的在于提供一种主燃级采用两级垂直掺混的低排放燃烧室，以降低航空发动机整个LTO循环的污染排放。
[0018] 为达此目的，本发明采用以下技术方案：
[0019] 一种主燃级采用两级垂直掺混的低排放燃烧室，包括燃烧室头部，所述燃烧室头部连接有燃料喷嘴，所述燃烧室头部包括预燃级和主燃级，所述预燃级和所述主燃级之间连接有级间段，所述主燃级设于所述预燃级的外部，所述燃料喷嘴包括预燃级离心喷嘴和主燃级喷嘴；
[0020] 所述主燃级喷嘴包括一级喷孔、二级喷孔和
定位面，所述预燃级包括设于所述预燃级离心喷嘴外部的预燃级旋流器；
[0021] 所述主燃级包括一级旋流器、二级旋流器、外壁和
焊接环，所述一级旋流器为轴向旋流器，所述二级旋流器为径向旋流器，所述一级旋流器设于所述二级旋流器的下方，所述一级旋流器通过所述焊接环与所述二级旋流器连接，所述定位面抵接于所述焊接环上，以固定所述主燃级喷嘴；
[0022] 所述一级喷孔和所述二级喷孔相互垂直，且二者分设于所述焊接环的两侧且分别朝向所述一级旋流器和所述二级旋流器设置，所述外壁与所述二级旋流器一体成型，且和所述一级旋流器之间形成预混通道，所述预混通道分别与所述一级旋流器和所述二级旋流器连通。
[0023] 作为优选，所述预燃级旋流器和所述一级旋流器之间设有多个通孔，多个所述通孔朝向所述级间段设置，且与所述预混通道的后端连通。
[0024] 作为优选，还包括由外机匣和内机匣形成的腔体，所述腔体开设有朝向所述燃烧室头部的扩压器，所述燃料喷嘴插接于所述腔体上。
[0025] 作为优选，所述腔体内设有火焰筒外壁和火焰筒内壁，所述火焰筒外壁和所述火焰筒内壁形成用于燃烧的火焰筒，所述主燃级通过头部端壁分别与所述火焰筒外壁和所述火焰筒内壁连接。
[0026] 作为优选，所述头部端壁焊接有挡溅环，用于遮挡所述火焰筒内部的高温燃气。
[0027] 作为优选，所述燃烧室头部沿所述火焰筒的周向均匀布置，个数为10～60个，通过所述燃烧室头部的空气量占燃烧室总空气量的40％～80％，其中通过所述主燃级的空气量占通过所述燃烧室头部空气量的60％～90％，通过所述预燃级的空气量占通过所述燃烧室头部空气量的10％～40％。
[0028] 作为优选，所述火焰筒外壁和所述火焰筒内壁的冷却方式为气膜冷却、
发散冷却或复合冷却。
[0029] 作为优选，所述一级喷孔设有多个，所述二级喷孔设有多个，所述一级喷孔和所述二级喷孔的燃料分别在所述一级旋流器和所述二级旋流器内发生一次混合后，进入所述预混通道内发生二次混合。
[0030] 作为优选，所述预燃级旋流器的级数n为1≤n≤5；每级旋流器的结构为轴向旋流器、径向旋流器或切向旋流器；当所述预燃级旋流器的级数n为n＝1时，所述预燃级旋流器与所述级间段连接；当所述预燃级旋流器的级数n为1
[0031] 作为优选，所述一级旋流器和所述二级旋流器的级数n为1≤n≤3；当所述一级旋流器和所述二级旋流器的级数n为n＝1时，所述一级旋流器和所述二级旋流器通过所述焊接环连接；当所述一级旋流器和所述二级旋流器的级数n为1
[0032] 本发明的有益效果：
[0033] 本发明主燃级燃料采用两次分区的垂直混合方式，大大增强了燃料和空气掺混的均匀性，从而使航空发动机燃烧室的整个着陆起飞循环的污染排放得到进一步降低。
附图说明
[0034] 现将仅通过示例的方式，参考所附附图对本发明的实施方式进行描述，其中
[0035] 图1是发动机结构示意图；
[0036] 图2是图1中燃烧室的结构剖视图；
[0037] 图3是图2中燃烧室头部和燃料喷嘴配合处的结构剖视图；
[0038] 图4是图3中主燃级和预燃级的轴测剖视图；
[0039] 图5是图3中燃料喷嘴的轴测剖视图。
[0040] 图中：
[0041] 1、低压
压气机；2、高压压气机；3、燃烧室；4、高压
涡轮；5、低压涡轮；6、外机匣；7、内机匣；8、火焰筒外壁；9、火焰筒内壁；10、扩压器；11、火焰筒外壁冷却孔；12、火焰筒内壁冷却孔；13、燃烧室头部；14、头部端壁；15、挡溅环；16、燃料喷嘴；17、预燃级旋流器；18、一级旋流器；19、二级旋流器；20、级间段；21、预燃级喷雾；22、一级喷雾；23、二级喷雾；24、预燃级旋流空气；25、一级旋流空气；26、二级旋流空气；27、通孔；28、外壁；29、焊接环；30、预燃级离心喷嘴；31、一级喷孔；32、二级喷孔；33、预燃级燃料通道；34、主燃级燃料通道；35、定位面；36、预混通道；37、预燃级；38、主燃级；39、环形槽。
具体实施方式
[0042] 下面将结合本发明
实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有付出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0043] 在本发明的描述中，需要理解的是，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或
位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
[0044] 如图1所示，其为发动机结构示意图，特别指的是航天发动机，它包括低压压气机1、高压压气机2、燃烧室3、高压涡轮4和低压涡轮5。发动机工作时，空气经过低压压气机1压缩后，进入高压压气机2，高压空气再进入燃烧室3中与燃料燃烧，燃烧后形成的高温高压燃气进入到高压涡轮4和低压涡轮5，通过涡轮做功分别驱动高压压气机2和低压压气机1。
[0045] 如图2所示，其为燃烧室的结构剖视图。燃烧室3采用单环腔结构，外机匣6和内机匣7构成了燃烧室3的外轮廓，即二者形成了腔体，燃料喷嘴16插接于腔体上，腔体与前后的高压压气机2和高压涡轮4连接。高压压气机2的来流空气从扩压器10经过降速扩压后进入燃烧室3内，在火焰筒外壁8、火焰筒内壁9和燃烧室头部13所包围的空间(即火焰筒)内与燃料完成燃烧。火焰筒外壁8和火焰筒内壁9的冷却方式为气膜冷却、发散冷却或复合冷却，以对壁面温度进行控制，延长火焰筒的寿命。火焰筒外壁冷却孔11和火焰筒内壁冷却孔12以前的区域为燃烧区，空气从二者进入到火焰筒内，与燃烧区的高温燃气掺混使出口温度达到设计要求。燃烧室头部13包括预燃级37和主燃级38，燃烧室头部13采用中心分级结构，即预燃级37在中心，主燃级38在预燃级37的外围。主燃级38通过头部端壁14与火焰筒外壁8和火焰筒内壁9焊接固定，而预燃级37由级间段20与主燃级38固定连接，燃料喷嘴16供给全部燃料。挡溅环15焊接在头部端壁14上，使其与火焰筒内的高温燃气分开，以保护结构完整性。
[0046] 如图3所示，其为燃烧室头部13和燃料喷嘴16配合处的结构剖视图。预燃级37和主燃级38按照同心的方式布置在一起，预燃级37在中心，主燃级38布置在预燃级37的外围。燃烧室头部13沿火焰筒的周向均匀布置，个数为10～60个，通过燃烧室头部13的空气量占燃烧室3总空气量的40％～80％，其中通过主燃级38的空气量占通过燃烧室头部13空气量的60％～90％，通过预燃级37的空气量占通过燃烧室头部13空气量的10％～40％。
[0047] 如图3至图5所示，燃料喷嘴16包括预燃级离心喷嘴30和主燃级喷嘴，主燃级喷嘴包括一级喷孔31、二级喷孔32和定位面35，主燃级38包括一级旋流器18、二级旋流器19、外壁28和焊接环29。其中：一级旋流器18为轴向旋流器，二级旋流器19为径向旋流器，一级旋流器18设于二级旋流器19的下方，一级旋流器18通过焊接环29与二级旋流器19连接，定位面35抵接于焊接环29上，以固定主燃级喷嘴。
[0048] 进一步地，主燃级燃料由主燃级燃料通道34输送过来至环形槽39，并分别通过一级喷孔31和二级喷孔32实现两级喷射，一级喷孔31和二级喷孔32在周向均匀布置；预燃级燃料由预燃级燃料通道33输送过来，并通过预燃级离心喷嘴30直接喷射。进一步地，一级喷孔31和二级喷孔32相互垂直，且二者分设于焊接环29的两侧且分别朝向一级旋流器18和二级旋流器19设置，外壁28与二级旋流器19一体成型，且和一级旋流器18之间形成预混通道36，预混通道36分别与一级旋流器18和二级旋流器19连通。主燃级燃料分别通过一级喷孔
31和二级喷孔32分别向一级旋流器18和二级旋流器19喷入，分别形成一级喷雾22和二级喷雾23，空气经一级旋流器18和二级旋流器19旋流后产生一级旋流空气25和二级旋流空气
26，一级旋流空气25与一级喷雾22发生一次混合，二级旋流空气26与二级喷雾23发生一次混合，之后两股油气混合物在预混通道36内进行二次掺混。主燃级燃料两次分区的混合方式，大大增强了燃料和空气掺混的均匀性，从而使航空发动机燃烧室的整个着陆起飞循环的污染排放得到进一步降低。
[0049] 此外，预燃级37的燃料通过预燃级离心喷嘴30形成预燃级喷雾21，喷入燃烧室3形成扩散燃烧，用于稳定燃烧室3的火焰。
[0050] 进一步地，预燃级旋流器17和一级旋流器18之间设有多个通孔27，多个通孔27朝向级间段20设置，且与预混通道36的后端连通，空气经过通孔27后对级间段20进行冷却。
[0051] 进一步地，一级喷孔31设有多个，二级喷孔32设有多个，一级喷孔31和二级喷孔32的燃料分别在一级旋流器18和二级旋流器19内发生一次混合后，进入预混通道36内发生二次混合。
[0052] 进一步地，预燃级旋流器17的级数n为1≤n≤5；每级旋流器的结构为轴向旋流器、径向旋流器或切向旋流器；当预燃级旋流器17的级数n为n＝1时，预燃级旋流器17与级间段20连接；当预燃级旋流器17的级数n为1
[0053] 进一步地，一级旋流器18和二级旋流器19的级数n为1≤n≤3；当一级旋流器18和二级旋流器19的级数n为n＝1时，一级旋流器18和二级旋流器19通过焊接环29连接；当一级旋流器18和二级旋流器19的级数n为1
[0054] 显然，本发明的上述实施例仅仅是为了清楚说明本发明所作的举例，而并非对本发明的实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的
基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。凡在本发明的精神和原则之内所作的任何
修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明
权利要求的保护范围之内。
