一种主燃级喷油组件、分级燃烧室及航空发动机

本技术实施例涉及发动机的，尤其涉及一种主燃级喷油组件、分级燃烧室及航空发动机。

背景技术：

1、燃烧室被称为航空发动机的“心脏”，其主要功用是通过燃烧将燃油的化学能转化为热能，再排出高温燃气冲击涡轮。

2、相关技术中，燃烧室分为两个燃烧区，中心是预燃级燃烧区，通常工作在扩散燃烧模式；外围是主燃级燃烧区，在发动机大功率工作状态下，主燃级燃油供给比例远大于预燃级燃油比例。其中，主燃级燃油与气流可以先预混，预混的主燃级燃油喷射至燃烧室的主燃级燃烧区，如此，预混的主燃级燃油有助于实现主燃级燃油的均匀燃烧，降低污染排放物和出口温度分布系数。

3、其中，燃烧室设置有主燃级喷油组件，主燃级喷油组件用于向主燃级燃烧区喷射主燃级燃油。具体地，主燃级喷油组件的内侧设置有主燃级通道，主燃级通道的内侧壁开设贯穿至内周面的注射通道，主燃级喷油组件通过注射通道朝向主燃级通道的外侧壁喷射主燃级燃油，以实现主燃级燃油在主燃级通道内横向跨流喷射。其中，主燃级通道设置有预混合结构，例如设置于主燃级燃油喷射路径上的主燃级预膜板或设置于主燃级通道的开口位置的预混合段，因此，预混合结构使主燃级燃油在主燃级通道内充分预混。

4、然而，当前及可见未来的高性能航空发动机，压气机压比将达到50或更高，燃烧进口温度将超过900卡尔文，燃油与空气接触后在极短时间即会发生自燃、回火，此时要求主燃级预混通道缩短甚至取消；在如此恶劣工作环境下，细小喷孔中的燃油容易出现结焦而发生堵塞。这些问题对燃烧室燃烧组织、结构设计及热防护提出了巨大挑战。

技术实现思路

1、本发明旨在至少解决现有技术中存在的技术问题之一。为此，本发明提出一种主燃级喷油组件、分级燃烧室及航空发动机，能够减小主燃级燃油在主燃级通道中的自燃或回火，保证使用安全。

2、第一方面，本技术实施例提供了一种主燃级喷油组件，包括主燃级外壁、主燃级内壁与主燃级喷油件，其中：

3、所述主燃级外壁呈环形设置，所述主燃级外壁沿纵向方向至少包括相连接的第一外部与第二外部；

4、所述主燃级内壁呈环形设置，所述主燃级外壁沿纵向方向至少包括相连接的第一内部与第二内部，所述主燃级内壁间隔设置于所述主燃级外壁的内侧，并同轴设置；其中，所述第一内部与所述第一外部之间形成旋流通道，所述第二内部与所述第二外部之间形成主燃级通道，所述主燃级通道远离所述旋流通道的端口为用于与燃烧腔相连通的通道口；

5、所述主燃级喷油件呈环形设置，所述主燃级喷油件间隔设置于所述主燃级外壁与所述主燃级内壁之间，并同轴设置，所述主燃级喷油件沿纵向方向至少包括相连接的第一喷射段与第二喷射段，所述第一喷射段位于所述旋流通道，所述第一喷射段与所述第一外部之间设置有外旋流叶片，所述第一喷射段与所述第一内部之间设置有内旋流叶片，所述第二喷射段位于所述主燃级通道；

6、其中，所述主燃级喷油件开设有喷射通道，所述喷射通道在所述第一喷射段形成进油口，所述喷射通道在所述第二喷射段远离所述第一喷射段的一端形成喷射口，所述喷射口到所述第一内部的间距与所述喷射口到所述第一外部的间距设置一致，以及，所述喷射口朝向所述通道口设置，以使所述主燃级喷油件能够通过所述通道口向燃烧腔喷入燃油。

7、根据本发明的一些实施例，所述喷射通道包括喷射孔，所述喷射孔在所述第二喷射段的端部形成所述喷射口，所述喷射孔的轴向相对于所述主燃级喷油件的轴向倾斜设置，以使所述喷射口的喷射角度与所述主燃级通道的气流方向相匹配。

8、根据本发明的一些实施例，所述喷射通道包括集油槽与多个喷射孔；

9、所述主燃级喷油件绕中心轴开设有环形的所述集油槽，所述集油槽到所述第一内部的间距与所述集油槽到所述第一外部的间距设置一致；

10、所述第二喷射段绕中心轴间隔开设有多个所述喷射孔，各个所述喷射孔均与所述集油槽靠近所述通道口的端部相连通，并在所述第二喷射段的端部形成所述喷射口，所述喷射孔的直径设置在0.1mm至1mm之间。

11、根据本发明的一些实施例，所述主燃级喷油件具有内侧部与外侧部，所述内侧部与所述外侧部之间形成所述集油槽；其中，所述内侧部的厚度与所述外侧部的厚度设置一致，且在0.5mm至5mm之间。

12、根据本发明的一些实施例，所述喷射口到所述通道口的间距设置在0mm至100mm之间。

13、根据本发明的一些实施例，所述主燃级喷油组件还包括第一环套，所述第一环套套设于所述主燃级喷油件的外侧，所述外旋流叶片设置于所述第一环套与所述第一外部之间，所述主燃级喷油件的周面设置有第一凸台，所述第一凸台抵持于所述第一环套远离所述主燃级通道的一端；

14、和/或，所述主燃级喷油组件还包括第二环套，所述主燃级喷油件套设于所述第二环套的外侧，所述内旋流叶片设置于所述第二环套与所述第一内部之间，所述主燃级喷油件的周面设置有第二凸台，所述第二凸台抵持于所述第二环套远离所述主燃级通道的一端。

15、根据本发明的一些实施例，所述主燃级通道至少包括供气流依次通过的收缩段、连接部与扩大段，所述连接部设置于所述收缩段与所述扩大段之间，其中，所述主燃级通道沿朝向所述通道口的轴向方向，所述收缩段的内径逐渐缩小，所述扩大段的内径逐渐增大，所述喷射口位于所述收缩段、所述连接部与所述扩大段其中之一的内侧。

16、根据本发明的一些实施例，所述主燃级喷油组件还包括用于连接预燃级喷油组件的中间连接件，所述中间连接件连接于所述主燃级内壁靠近所述通道口的端部，所述中间连接件开设有冷却通道，所述冷却通道的一端至少与所述连接部相连通，另一端与所述中间连接件远离燃烧腔的一端相连通。

17、第二方面，本技术实施例提供了一种主燃级顺流喷射的分级燃烧室，包括：

18、壳体组件，所述壳体组件包括燃烧室外机壳与燃烧室内机壳，所述燃烧室内机壳设置于所述燃烧室外机壳的内侧，所述燃烧室内机壳的内侧形成燃烧腔，所述燃烧室内机壳的侧壁开设有连通所述燃烧腔的通气孔；

19、上述的主燃级喷油组件，所述主燃级喷油组件设置于所述燃烧室内机壳的进气口；

20、预燃级喷油组件，所述预燃级喷油组件设置于所述主燃级喷油组件的内侧，并同轴设置；

21、燃油输送组件，所述燃油输送组件设置于所述燃烧室外机壳，用于向所述主燃级喷油组件输送燃油以及向所述预燃级喷油组件输送燃油；

22、扩压器，所述扩压器设置于所述燃烧室外机壳的进气口。

23、第三方面，本技术实施例提供了一种航空发动机，包括：

24、低压压气机；

25、高压压气机，所述高压压气机的进气口与所述低压压气机的出气口相连通；

26、上述的分级燃烧室，所述分级燃烧室的进气口与所述高压压气机的出气口相连通；

27、高压涡轮，所述高压涡轮的进气口与所述分级燃烧室的出气口相连通；

28、低压涡轮，所述低压涡轮的进气口与所述高压涡轮的出气口相连通。

29、从以上技术方案可以看出，本技术实施例具有以下优点：1、主燃级喷油组件采用顺流喷射的方式向燃烧室喷射燃油，以及，在保证燃油在到达主燃级火焰区之前能够与两股气流较佳预混合的同时，主燃级喷油件的喷射口可以接近通道口设置，减小了燃油在主燃级通道内出现自燃或回火等问题，即使在高温高压的燃烧室，也能够保证主燃级喷油组件的安全使用。2、本技术去除了预混合结构，以及代替在主燃级内壁开设喷射通道，因此，本技术主燃级喷油组件整体结构较简单，制作成本较低，且具有使用寿命长等优势。3、集油槽结构避免了燃油过快升温，仅在油路末端使用短喷孔，整体热防护性能优越，大大降低燃油结焦的风险，适合高温高压燃烧室在应用。