一种氢燃料多点直喷燃烧组件、氢燃料燃烧室及航空发动机

技术领域

本发明涉及航空发动机燃烧室领域，具体涉及一种氢燃料多点直喷燃烧组件、氢燃料燃烧室及航空发动机。

背景技术

氢能被认为是一种来源丰富、绿色低碳、应用广泛的二次能源，对于构建清洁能源体系、具有重要意义。为切实推动氢能发展，世界各国相继推出了氢能发展计划。

在此背景下，世界主要航空发动机厂商都非常重视新一代氢燃料航空发动机的研制。例如GKN航空的H2JET项目希望通过氢燃料直接燃烧产生动力，欧洲相关企业希望利用此研究成果开发单通道客机氢燃料航空发动机；巴航工业2021推出了两种氢动力概念飞机，其中E19-H2FC计划配备氢燃料航空发动机；空客或为其氢燃料飞机制造发动机，计划在2035年之前开发出世界上第一架零排放的氢燃料商用飞机。

氢燃料燃烧具有更高的火焰温度、更快的火焰传播速度。这使得燃用氢燃料时，燃烧室的温度分布、回火、氮氧化物(NOx)排放和燃烧不稳定性等问题更为突出，这为发展新一代氢燃料航空发动机带来诸多新挑战，急需发展氢燃烧室低污染可靠燃烧技术。

传统的贫燃预混旋流喷嘴，在喷嘴出口区域往往会存在低速中心回流区，而氢气燃烧具有极快的火焰传播速度，当混合气体的含氢量达到30％以上时，不可避免的在喷嘴出口中心区域出现回火从而引发安全事故。此外，NOx的生成不仅与燃烧反应过程中的温度有关，还与反应物在高温火焰场中停留时间相关，反应物在火焰场中停留的时间越长，产生的NOx越多。传统旋流预混燃烧喷嘴管径大，气流流速慢，燃烧时具有更高的温度和更长的停留时间，所以采用传统旋流预混燃烧喷嘴燃烧氢气很容易发生回火并且在燃烧过程中产生过多的NOx。

发明内容

本发明针对现有技术中的传统旋流预混燃烧喷嘴在燃烧氢燃料过程中易发生回火并产生过多的NOx的问题，提出了一种氢燃料多点直喷燃烧组件、使用了该氢燃料多点直喷燃烧组件的氢燃料燃烧室以及装配该氢燃料燃烧室的航空发动机，在氢燃料燃烧室中采用扩散燃烧的方法防止回火，通过多点直喷技术缩小了火焰反应区，缩短反应物在高温火焰中的停留时间以降低了Nox的排放。。

本发明是通过以下技术方案予以实现的：

一种氢燃料多点直喷燃烧组件，包括多点直喷喷嘴和冷却组件，所述多点直喷喷嘴包括喷管和多个喷针，所述喷管呈一端开口的中空圆柱，所述喷管的另一端与多个所述喷针连通，多个所述喷针在所述喷管的端面呈多层环形阵列分布，氢燃料从所述喷管的开口端进入后分成多股经所述喷针喷出,所述喷针内径远远小于喷管直径，氢燃料在进入喷针后流速提高，在离开喷针后形成多股极细的氢燃料射流，在燃烧时各股氢燃料射流会形成一个个小型火焰反应区，降低了火焰温度，同时缩短了反应物在高温火焰区的停留时间，减少了NOx的产生，经喷针射出的氢燃料流动速度非常快，避免了由于氢燃料燃烧速度过快而产生的回火现象；所述冷却组件整体呈圆筒状并设置在所述多点直喷喷嘴的外周，所述冷却组件包括周向旋流器和冷却套筒，所述周向旋流器套在所述喷管的外侧并与所述喷管部分外表面之间形成冷却流道，所述冷却套筒包围所述喷针；所述周向旋流器上设置有进气孔，冷却空气经进气孔进入所述冷却流道中并向氢燃料喷射方向流动，虽然氢燃料经喷针高速喷出避免了回火，但由于整个氢燃料多点直喷燃烧组件仍然离高温火焰的距离非常近导致工作环境温度较高，因此冷却空气进入冷却套筒后分布在每个所述喷针的周围形成对所述喷管和所述喷针的冷却保护，防止喷针由于长期的高温炙烤导致变形或断裂。

对本发明的进一步改进，所述喷针的内径为1.2mm-3mm，将喷针内径设置在上述范围内能够实现氢燃料在离开喷针时具有足够高的喷射速度。

对本发明的进一步改进，所述进气孔与所述周向旋流器的径向之间具有夹角，冷却空气在经过所述进气孔进入冷却流道后会产生相应的周向速度，降低了冷却空气经进气孔后冲击所述喷管外壁产生的压损，提高了冷却空气的效果，冷却空气在冷却套筒内形成旋流，包围所述喷针。

对本发明的进一步改进，所述进气孔与所述周向旋流器的径向夹角δ范围为：15°≤δ≤45°。

一种氢燃料燃烧室，包括外筒、内筒、进气侧端壁、燃烧室头部，所述外筒、内筒、进气侧端壁和燃烧头部构成环形燃烧室，所述燃烧室头部设置在所述环形燃烧室的出口方向并与所述外筒相对固定，工作时，所述燃烧室头部向所述环形燃烧室内吹入氢燃料；所述燃烧室头部包括进气直管、环形配气管、进气支管及多个上述氢燃料多点直喷燃烧组件，所述进气直管连通所述环形配气管与外部燃料管道，所述环形配气管上连通多个所述进气支管，每个所述进气支管与一个氢燃料多点直喷燃烧组件的所述喷管的开口端连通，氢燃料从外部燃料管道经过进气直管被引入环形配气管中，再经过多个进气支管分配后进入每个氢燃料多点直喷燃烧组件中，每个多点直喷氢燃料组件中的多点直喷喷嘴的燃料喷射方向与所述环形燃烧室的中轴线平行，氢燃料经多点直喷喷嘴喷出后流向所述进气侧端壁，并在进气侧端壁的作用下形成回流，并流向环形燃烧室的出口，为了便于高温燃气回流降低其在燃烧室内的流动损失，进气侧端壁与外筒、内筒的连接处均设置了加工圆角。

对本发明的进一步改进，所述环形燃烧室的内筒、外筒上设有内主燃孔、外主燃孔，所述内主燃孔、外主燃孔在内筒、外筒上均呈周向分布，所述内主燃孔、外主燃孔将空气引入所述环形燃烧室，空气和经所述燃烧室头部吹入的氢燃料在所述环形燃烧室中形成回流区，回流区能够稳定所述氢燃料燃烧室工作时所述环形燃烧室中的火焰形态。

对本发明的进一步改进，所述环形燃烧室的内筒、外筒及进气侧端壁上还设有内冷却孔、外冷却孔和端壁冷却孔，所述内冷却孔、外冷却孔在内筒、外筒上均呈周向分布，所述冷却孔将所述环形燃烧室外部的空气引入，空气冷却内筒、外筒和进气侧端壁的同时为环形燃烧室补充参与燃烧的空气，为了提高冷却效果，内冷却孔、外冷却孔和端壁冷却孔可以设置一定的倾角便于在内筒内表面、外筒内表面以及进气侧端壁内表面形成冷却气膜。

一种航空发动机，包括机匣、压气机、涡轮、转轴以及上述氢燃料燃烧室，所述转轴连接所述压气机和所述涡轮，所述压气机、所述涡轮和所述氢燃烧室均设置在所述机匣内，所述机匣包括进气口、进气段、工作段和机匣后盖，所述压气机设置在所述进气段，所述涡轮和所述氢燃烧室设置在所述工作段，所述氢燃烧室的进气侧端壁位于压气机侧，所述燃烧室头部位于涡轮侧；述所述涡轮的入口与所述环形燃烧室的出口连通，所述外筒从径向外侧将所述涡轮包围，高温燃气从所述环形燃烧室流出经过涡轮后从所述机匣后盖喷出；所述机匣内还包括扩压器和轴套，所述轴套套设在所述转轴上，所述扩压器设置在所述压气机出口并与所述轴套固定连接，空气经过压气机压缩后再经过扩压器后被所述氢燃料燃烧室分成两股，一股流入所述机匣与所述外筒间形成的第一空气流路并经过所述外筒上的外主燃孔、外冷却孔以及所述周向旋流器上的进气孔进入所述环形燃烧室，另一股流入所述内筒和所述轴套间形成的第二空气流路并经过内筒上的内主燃孔和内冷却孔进入所述环形燃烧室。

与现有技术相比，本发明主要有以下优点：1、多点直喷喷嘴通过喷针将较大的火焰分散为很多的小股火焰，同时在喷嘴外部设置了冷却结构，降低了喷针工作时的温度，放止其因高温受损；2、利用喷针射出的高速射流消除了由于氢燃料燃烧过快导致的回火，保证了燃烧室的安全；3、通过多点直喷喷嘴加速了燃料的流动速度，缩短了反应物的停留时间，降低了NOx的产生。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图做简单的介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下,还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明氢燃料多点直喷燃烧组件的多点直喷喷嘴的结构示意图；

图2是本发明氢燃料多点直喷燃烧组件的冷却组件的结构示意图；

图3是本发明氢燃料多点直喷燃烧组件的装配结构示意图；

图4是本发明氢燃料燃烧室的结构示意图；

图5是本发明氢燃料燃烧室的燃烧室头部的整体结构图；

图6是本发明氢燃料燃烧室的燃烧室头部的剖视图；

图7是本发明航空发动机的结构示意图；

图8是本发明航空发动机的机匣结构示意图；

图9是本发明氢燃料多点直喷燃烧组件的冷却组件中夹角δ示意图。

具体实施方式

以下将结合附图对本发明各实施例的技术方案进行清楚、完整的描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所得到的所有其它实施例，都属于本发明所保护的范围。

下面通过具体的实施例并结合附图对本发明做进一步的详细描述。

一种氢燃料多点直喷燃烧组件，包括多点直喷喷嘴401和冷却组件402，多点直喷喷嘴401包括喷管403和多个喷针404，喷管403呈一端开口的中空圆柱，喷管403的另一端与多个喷针404连通，多个喷针404在喷管403的端面呈三层环形阵列分布，氢燃料从喷管403的开口端进入后分成多股经喷针404喷出，因为喷针404内径远远小于喷管403直径，所以氢燃料在进入喷针404后流速提高，在离开喷针404后形成多股极细的氢燃料射流，在燃烧时各股极细的氢燃料射流会形成一个个小型火焰反应区，降低了火焰温度，同时缩短了反应物在高温火焰区的停留时间，减少了NOx的产生，并且氢燃料经喷针404射出后流动速度非常快，避免了由于氢燃料燃烧速度过快而产生的回火现象。

冷却组件402整体呈圆筒状并设置在多点直喷喷嘴401的外周，冷却组件402包括周向旋流器405和冷却套筒406，周向旋流器405套在喷管403的外侧并与喷管403部分外表面之间形成冷却流道407，冷却套筒406包围喷针404；周向旋流器405上设置有八个进气孔408，冷却空气经进气孔408进入冷却流道407中并向喷针404方向流动，虽然氢燃料经喷针404高速喷出避免了回火，但由于整个氢燃料多点直喷燃烧组件仍然离高温火焰的距离非常近导致工作环境温度较高，因此冷却空气进入冷却套筒406后分布在每个喷针404的周围形成对喷管403和喷针404的冷却保护，防止喷针404由于长期的高温炙烤导致变形或断裂。

在本实施例中，喷针404的内径为1.2mm，将喷针404内径设置在一个较小的尺寸能够实现氢燃料在离开喷针404时具有足够高的喷射速度。

在本实施例中，进气孔408与周向旋流器405的径向之间具有夹角δ，冷却空气在经过进气孔408进入冷却流道407后会产生相应的周向速度，降低了冷却空气经进气孔408后冲击喷管403外壁产生的压损，提高了冷却空气的效果，冷却空气在冷却套筒406内形成旋流，包围喷针404。

在本实施例中，进气孔408与周向旋流器405的径向夹角δ为30°。

一种氢燃料燃烧室，包括外筒102、内筒103、进气侧端壁104、燃烧室头部105，外筒102、内筒103、进气侧端壁104和燃烧室头部105构成环形燃烧室，燃烧室头部105设置在环形燃烧室的出口方向并与外筒102相对固定，工作时，燃烧室头部105向环形燃烧室内吹入氢燃料。

燃烧室头部105包括六根进气直管501、环形配气管502、进气支管503及十二个氢燃料多点直喷燃烧组件504，进气直管501连通环形配气管502与外部燃料管道，环形配气管502上连通多个进气支管503，每个进气支管503与一个氢燃料多点直喷燃烧组件504的喷管403的开口端连通，氢燃料从外部燃料管道经过进气直管501被引入环形配气管502中，再经过多个进气支管503分配后进入每个氢燃料多点直喷燃烧组件504中，氢燃料多点直喷燃烧组件504中的多点直喷喷嘴401的燃料喷射方向与环形燃烧室的中轴线平行，氢燃料经多点直喷喷嘴401喷出后流向进气侧端壁104，并在进气侧端壁104的作用下形成回流，并流向环形燃烧室的出口，为了便于高温燃气回流降低其在燃烧室内的流动损失，进气侧端壁104与外筒102、内筒103的连接处均设置了加工圆角。

环形燃烧室的外筒102、内筒103上分别设有周向分布的外主燃孔109和内主燃孔106，外主燃孔109和内主燃孔106将空气引入环形燃烧室，空气和经燃烧室头部105吹入的氢燃料在环形燃烧室中形成回流区，回流区能够稳定氢燃料燃烧室工作时环形燃烧室中的火焰形态。

环形燃烧室的内筒103、外筒102及进气侧端壁104上还设有内冷却孔107、外冷却孔108和端壁冷却孔，内冷却孔107、外冷却孔108分别在内筒103、外筒102上呈周向分布，内冷却孔107、外冷却孔108和端壁冷却孔将环形燃烧室外部的空气引入，空气在冷却内筒103、外筒102和进气侧端壁104的同时为环形燃烧室补充参与燃烧的空气，在其他实施例中，为了提高冷却效果，各冷却孔可以设置一定的倾角以便于在内筒103内表面、外筒102内表面和进气侧端壁104的内表面形成冷却气膜。

一种航空发动机，包括机匣2、压气机3、涡轮6、转轴9以及上述氢燃料燃烧室1，转轴9连接压气机3和涡轮6，压气机3、涡轮6和氢燃料燃烧室1均设置在机匣2内，机匣2包括进气口201、进气段202、工作段203和机匣后盖204，压气机3设置在进气段202，涡轮6和氢燃料燃烧室1设置在工作段203，氢燃料燃烧室1的进气侧端壁104位于压气机侧，燃烧室头部105位于涡轮侧，涡轮6的入口与氢燃料燃烧室9的出口连通，外筒102从外侧将涡轮6包围，高温燃气从氢燃料燃烧室1流出经过涡轮6后从机匣后盖204喷出。

机匣2内还包括扩压器7和轴套8，轴套8套设在转轴9上，扩压器7设置在压气机3出口并与轴套8固定连接，空气经过压气机3压缩后再经过扩压器7后被氢燃料燃烧室1分成两股，一股流入机匣2与外筒102间形成的第一空气流路并经过外筒102上的外主燃孔109、外冷却孔108以及周向旋流器405上的进气孔408进入环形燃烧室，另一股流入内筒103和轴套8间形成的第二空气流路并经过进气侧端壁104上的端壁冷却孔、内筒103上的内主燃孔106和内冷却孔107进入环形燃烧室。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明实施例技术方案。