用于喷气式发动机的后部分的在后缘处包括火焰保持环的扩散锥部

技术领域

本发明涉及旨在对飞行器进行推进并且包括后燃器(postcombustion)通道的涡轮喷气发动机的领域。本发明更具体地涉及用于涡轮喷气发动机的后部分的扩散锥部、涡轮喷气发动机的包括这种扩散锥部的后部分、以及包括这种扩散锥部的涡轮喷气发动机。

背景技术

已知类型的涡轮喷气发动机(特别是用于超音速飞行的涡轮喷气发动机)在其后部分(也被称为后主体)包括后燃器通道(也被称为“加热通道”)，其中，来自涡轮的气体流在喷射喷嘴中膨胀之前可以凭借在气体流内剩余的氧气而经历新的燃烧。

该通道在内部由涡轮出口锥部(被称为扩散锥部)界定，涡轮出口锥部通常通过形成在扩散锥部的下游部分中的一系列贯通的或不贯通的孔(被称为“防振鸣孔”)、和/或通过附接到扩散锥部的内表面处的一个或多个腔室(被称为“防振鸣腔室”)而具有对被称为“振鸣(screech)”的有害振动现象进行限制的附加功能。

呈臂的形式的燃料喷射设备通常被布置在燃烧通道的入口处，例如围绕扩散锥部，以使燃料在后燃器通道中沿着旨在稳定火焰的火焰保持设备的方向向下游扩散。

这种火焰保持设备通常包括环形排布的多个径向延伸的火焰保持臂和火焰保持环，火焰保持臂旨在促进火焰沿着臂中的每一个臂的径向传播，火焰保持环将火焰保持臂成对地连接，以促进火焰从臂到臂的周向传播。这种火焰保持环通常具有C形或V形的横截面，以限定如下的臂，这些臂在涡轮喷气发动机的上游侧彼此刚性地连接，并且具有朝向下游的自由端部，这些自由端部在运行中促进了气体流再流通区域的出现，从而有助于火焰的稳定性。

设计这种火焰保持设备需要在设备最好地保持和稳定火焰的能力与设备对后燃器通道的阻碍所造成的压力降之间进行折中。

此外，这种设备在后燃器通道的芯部的汽化(carburer)方面的能力有限，因此在后燃烧操作期间在该区域中使得能够具有令人满意的燃烧方面的能力有限，这在一些情况下导致在其中心处具有中空部的喷嘴的出口处的热轮廓，这可能损害涡轮喷气发动机的推力。

在这种情况下，需要涡轮喷气发动机的改进的后部分。

发明内容

为此，本发明提出了一种扩散锥部，该扩散锥部用于在内侧界定涡轮喷气发动机的后部分中的后燃器通道的入口，扩散锥部包括从基部延伸并同时朝向相对侧会聚的环形壁，在该相对侧处，所述环形壁形成扩散锥部的截头状尖端，截头状尖端限定出扩散锥部的环形后缘，扩散锥部包括火焰保持环，火焰保持环的横截面包括外分支部和内分支部，外分支部和内分支部在基部一侧彼此刚性地连接，并且使得外分支部围绕内分支部延伸，由此外分支部和内分支部在外分支部与内分支部之间界定出火焰保持环的内部空间，该内部空间被限定在与扩散锥部的基部相对的一侧上，外分支部和内分支部中的至少一个由所述环形后缘构成，火焰保持环包括至少一个燃料入口，燃料入口被布置成允许燃料进入火焰保持环的内部空间。

这种火焰保持环使得能够确保并控制火焰在后燃器通道的芯部处的传播。

根据本发明的其他有利方面，连接设备具有被单独地采用的或者按照所有技术上可能的组合而采用的以下特征中的一个或多个：

-外臂是由所述环形后缘构成的臂；

-扩散锥部还包括如下的环形热保护屏蔽部：该热保护屏蔽部被布置在外分支部与内分支部之间，以部分地阻塞开口，由此使得火焰保持环的内部空间被限定在与扩散锥部的基部相对的一侧上，并且该热保护屏蔽部被成形为沿着外分支部和内分支部中的每一个界定出对应的出口路径，由此使得火焰保持环的内部空间被限定在与扩散锥部的基部相对的一侧上；

-燃料入口被设置在与扩散锥部的基部相同的一侧。

本发明还涉及涡轮喷气发动机的后部分，涡轮喷气发动机的后部分包括后燃器通道、围绕所述通道的后燃器通道壳体、以上所描述的类型的扩散锥部、以及燃料喷射系统，扩散锥部在内侧界定所述通道，燃料喷射系统被构造成通过所述燃料入口将燃料喷射到火焰保持环的内部空间中。

在本发明的优选实施例中，涡轮喷气发动机后部分还包括环形排布的多个火焰保持臂，火焰保持臂具有轴向地面对火焰保持环布置的径向内端部。

在本发明的优选实施例中，火焰保持臂从火焰保持臂的径向外端部相对于彼此自由延伸。

在本发明的优选实施例中，涡轮喷气发动机的后部分还包括空气流通系统，空气流通系统被构造成向火焰保持环的内部空间供应来自涡轮喷气发动机的次级流的空气。

本发明还涉及用于飞行器的涡轮喷气发动机，该涡轮喷气发动机包括以上描述的类型的扩散锥部以及以上描述的类型的后部分。

附图说明

通过阅读以非限制性的方式并且参照附图给出的以下描述，本发明将被更好地理解，并且本发明的其它优点和优点将显现，在附图中：

[图1]是包括后燃器通道的涡轮喷气发动机的示意性轴向截面半视图；

[图2]是涡轮喷气发动机的已知类型的后部分的示意性轴向截面半视图；

[图3]是图1的涡轮喷气发动机的包括根据本发明的优选实施例的扩散锥部的后部分的示意性轴向截面半视图；

[图4]是图3的局部的更大比例的视图。

在所有这些附图中，相同的附图标记可以表示相同或相似的元件。

具体实施方式

图1示出了旨在例如对适合超音速飞行的飞行器进行推进的涡轮喷气发动机10(例如双转子涵道式涡轮喷气发动机)，因此该涡轮喷气发动机特别地旨在安装在这种飞行器的机身中。本发明当然还适用于其它类型的涡轮喷气发动机。

在整个说明书中，轴向方向X是涡轮喷气发动机的纵向轴线11的方向。除非另有规定，径向方向R是在每个点处都与纵向轴线11正交并穿过纵向轴线的方向，周向方向C(有时被称为方位角方向或径向正交方向)是在每个点处与径向方向R和纵向轴线11正交的方向。限定词“上游”和“下游”参照涡轮喷气发动机10中气体流动的大致方向D来限定。

通过示例的方式，这种涡轮喷气发动机10从上游到下游包括空气入口12、低压压缩机14、高压压缩机16、燃烧室18、高压涡轮20、低压涡轮22、后燃器通道24以及可变几何形状喷嘴26(例如会聚-渐扩型可变几何形状喷嘴)。这些涡轮喷气发动机构件都以其纵向轴线11为中心。

后燃器通道壳体28围绕所述通道。

此外，通常被称为“汇流件”的流分离轴环30在壳体28内与壳体28同心地从低压涡轮22的后壳体TRF向下游延伸，以在外侧界定后燃器24的入口，并且与壳体28一起界定环形通道32，该环形通道形成次级涵道SF的下游端部。

最后，扩散锥部33沿着低压涡轮22的后壳体TRF的毂部向下游延伸，以在内侧界定后燃器通道24的入口。

在已知的方式中，高压压缩机16、燃烧室18以及高压涡轮20和低压涡轮22限定了主涵道PF。主涵道被涡轮发动机的次级涵道SF围绕，该次级涵道从上游向下游、从低压压缩机14的出口向流分离轴环30的下游端部延伸，次级涵道因此包括前述环形通道32。

因此，在运行中，已经穿过空气入口12进入并且被低压压缩机14压缩的空气F1接下来被分成在主涵道PF中流通的主流F2以及在次级涵道SF中流通的次级流F3。然后主流F2在高压压缩机16中被进一步压缩，随后与燃料混合并在燃烧室18中被点燃，然后在高压涡轮20中膨胀并且随后在低压涡轮22中膨胀。

次级流F3和构成从涡轮排出的主流F2的燃烧气体从流分离轴环30的下游端部在后燃器通道24中混合，并且因此构成排出流F4，排出流在后燃器通道24中继续流通，然后通过由喷嘴26界定的出口而从涡轮喷气发动机10离开。

在使用后燃烧的运行速度下(例如用于以超音速对飞行器进行推进)，燃料被喷射到后燃烧通道24中的气体流中，并且由此形成的混合物在该通道中被点燃，以产生附加推力。

为此，通常呈臂的形式的燃料喷射设备34被布置在后燃器通道24的入口处，以在旨在提高火焰的稳定性的火焰保持设备36的方向上的下游的燃料汽化。

图2以更大的比例示出了这种涡轮喷气发动机呈已知构型的后部分。该图特别示出了火焰保持设备36，火焰保持设备包括环形排布的多个火焰保持臂38和火焰保持环42，火焰保持臂38相对于涡轮喷气发动机的纵向轴线11径向地延伸，火焰保持环42以轴线11为中心并且将火焰保持臂38成对地连接。

火焰保持臂38旨在促进火焰沿着臂中的每一个臂的径向传播，而火焰保持环42旨在促进火焰从臂到臂的周向传播。

火焰保持臂38各自连接到后燃器通道壳体28，这些臂从后燃器通道壳体径向向内延伸。

在图2所示的示例中，火焰保持环42布置在环形空间32的下游端部处，该环形空间形成次级涵道SF的下游端部。在其他已知的构型中，火焰保持环42布置在流分离轴环30的内部。

火焰保持臂38通常包括用于使来自次级涵道SF的相对冷的空气在火焰保持臂内流通的装置，以为火焰保持臂提供热保护。这些臂例如各自包括能够对来自次级涵道的冷空气进行引导的热保护设备39。在一些情况下，例如在所示的示例中，火焰保持臂38还包括燃料喷射装置41。

火焰保持环42在下游端部的方向上具有大致为C形或V形的凹形横截面，从而限定出两个分支部42A、42B，两个分支部在上游侧彼此刚性地连接并且在下游侧具有自由端部，在运行中，自由端部促进了用于使气体流再流通的区域的出现，从而有助于火焰的稳定性。火焰保持环42通常还包括用于使来自次级涵道SF的冷空气在火焰保持环中流通的装置，并且在一些情况下(例如在所示的示例中)火焰保持环包括燃料喷射装置43。火焰保持环42通常包括布置在分支部42A和42B之间的热保护屏蔽部45，热保护屏蔽部用于对来自次级涵道的冷空气进行引导，从而在下游侧保护所述环42免受周围热气体和火焰的热辐射的影响。

关于扩散锥部33，扩散锥部主要由具有朝下游端部会聚的形状的环形壁构成，并且扩散锥部在其上游端部处具有例如设置有径向凸缘52的基部50，径向凸缘被固定到后壳体TRF的下游端部轴环54，所述轴环54从后壳体的毂部56的下游端部径向向内延伸。在下游侧，扩散锥部33具有限定出环形后缘58的截头状尖端。

扩散锥部的功能除了包括在外侧使后燃器通道24的入口与主涵道PF匹配之外，扩散锥部33还可以被设计成对被称为术语“振鸣(screech)”的不利振动现象进行限制，该不利振动现象与由于火焰保持设备的存在被促进的高频共振有关。为了对这种现象进行限制，扩散锥部33例如设置有被称为“防振鸣孔”的、贯通的或不贯通的孔60，孔60形成在扩散锥部的环形壁的下游部分中，并且通过被称为“防振鸣腔室”的腔室62形成在例如扩散锥部33的横向下游端部壁64的内表面上，该腔室被附接到扩散锥部33的内表面，超出该横向下游端部壁形成有朝向下游端部并且径向向内突出的环形后缘58。横向下游端部壁64通常也设置有与构成防振鸣腔室62的壁面对的防振鸣孔60。

扩散锥部通常通过从次级涵道SF获取的冷空气流(对应于图2中的箭头66)进行通风。该空气流例如通过防振鸣孔60中的全部防振鸣孔或一些防振鸣孔排出。当然，这并不妨碍从次级涵道获取的空气流的另一部分通过在后壳体TRF的径向臂中形成的开口68排出在主涵道PF中。

然而，在一些情况下，希望改善在后燃器通道24的芯部24A处的火焰的保持和稳定性。

文献US 4798048提出了一种如下的扩散锥部，该扩散锥部包括设置有双重壁的环形凹槽，该环形凹槽位于锥部的轴向中间区域、在锥部的基部与锥部的下游端部之间，从而形成流再流通区域。假设该设备实际上获得了这种优势，上述两个目的实际上将至少在一定程度上得到了解决。然而，这种建议的缺点是必须完全重新评估锥部的构型，特别是在必要的情况下旨在对被称为“振鸣”的振动现象进行限制的装置的构型。

此外，通常希望改善在后燃器通道的芯部24A处的火焰的汽化作用，这是前述文献的扩散锥部不能实现的。

本发明提出了对于这些问题的解决方案，该解决方案包括在扩散锥部33的下游端部处设置火焰保持环，利用锥部的环形后缘58来形成火焰保持环的分支部，并且使火焰保持环设置有燃料入口，以向火焰保持环供应燃料，如将在下文更清楚地说明。

这种火焰保持环改善了在后燃器通道的芯部处的火焰的保持和稳定性，而不会对扩散锥部的整体构型引入问题，并且还改善了在后燃器通道的芯部处的火焰的汽化作用。

更确切地，参照图3和图4，根据本发明的优选实施例的扩散锥部33包括如下的火焰保持环70，该火焰保持环的横截面包括外分支部70A和内分支部70B，外分支部和内分支部在锥部的基部50侧彼此刚性地连接，并且使得外分支部70A围绕内分支部70B延伸。

这样，外分支部70A和内分支部70B在外分支部与内分支部之间界定出火焰保持环70的内部空间72，该内部空间被限定在与锥部的基部50相对(即在下游方向上)的一侧。

如上所述，外分支部70A和内分支部70B中的一个由环形后缘58形成。“后缘”必须被理解为表示扩散锥部33的会聚形下游端部，不论该端部与锥部的其余部分形成一体件、或者由附接到锥部的横向下游端部壁64处的部件或组件构成，也不论该端部由单个壁或多个重叠壁形成。在所示的优选示例中，扩散锥部由从基部50延伸直到前缘54(包括前缘54)的呈一体件的部件形成。

此外，在优选的实施例中，由锥部的环形后缘58形成的外臂70A能够使火焰保持环靠近后燃器通道的芯部。

两个分支部70A、70B例如以彼此相距一定距离的方式连接到锥部的横向下游端部壁64，使得横向壁64形成火焰保持环70的内部空间72的底部74。因此，两个分支部70A、70B和底部74限定出火焰保持环70的大致呈C形的横截面。在变型中，两个分支部可以彼此直接连接，从而限定出火焰保持环的大致呈V形的横截面。

在所示的示例中，两个分支部70A、70B在下游方向上彼此远离。因此，内分支部70B向下游会聚的程度大于外分支部70A向下游会聚的程度。

火焰保持环70包括一个或多个燃料入口75，燃料入口例如形成在内部空间72的底部74中，以允许燃料进入内部空间72，这将在下文中更清楚地说明。

此外，有利地，环形热保护屏蔽部76布置在外分支部70A与内分支部70B之间，以部分地阻塞开口78，由此内部空间72被限定在与扩散锥部的基部50相对的一侧(即下游侧)。这种环形屏蔽部76例如是凹形的，以沿着分支部70A和70B中的每一个分支部限定出内部空间72的对应出口路径78A、78B。因此，出口路径78A、78B构成内部空间72的上述开口78的未被阻塞的部分。

涡轮喷气发动机后部分包括燃料喷射系统，该燃料喷射系统包括一个或多个燃料管80，在适用的情况下，燃料管围绕纵向轴线11分布，以通过一个或多个燃料入口75将燃料喷射到火焰保持环70的内部空间72中，并使得所述燃料能够通过开口78(在这种情况下通过出口路径78A、78B)喷射到后燃器通道24中。应当注意，这种燃料入口75例如由使对应燃料管80能够穿过的简单孔口构成。这种燃料管的端部例如终止在多孔壁处，以促进燃料在内部空间72中的扩散。

一个或多个燃料管例如在后涡轮壳体TRF中穿行而到达合适的燃料供应设备。形成穿过后壳体TRF的下游端部54的一个或多个开口以使得一个或多个燃料管能够穿过。

此外，有利地，涡轮喷气发动机后部分包括空气流通装置，该空气流通装置被构造成向火焰保持环70的内部空间72供应来自次级流F3的空气66。这些装置包括形成在内部空间72的底部74中的一个或多个空气路径孔口82。如图3和图4所示，例如由于在对应燃料管80与燃料入口75的边缘之间设置有间隙，燃料入口75中的一个或多个燃料入口可以构成这种空气路径孔口82。

在所示的实施例中，涡轮喷气发动机的后部分包括环形排布的多个火焰保持臂38，火焰保持臂具有相应的径向内端部38A，径向内端部轴向地面对火焰保持环70布置，以被定位在火焰保持环的分支部70A和70B所导致的气体再流通区域90中，如在图4中更清楚地示出。

此外，与上文参照图2所描述的不同，有利地，涡轮喷气发动机的后部分不具有将臂成对地连接的火焰保持环。换言之，图3的这些火焰保持臂38从它们的径向外端部38B相对于彼此自由延伸。这是由于扩散锥部33的火焰保持环70确保了火焰在火焰保持臂38之间的周向传播。

有利地，根据本发明的优选实施例的扩散锥部33包括防振鸣孔60和/或一个或多个防振鸣腔室62，例如与图2的扩散锥部的防振鸣孔和/或防振鸣腔室类似的防振鸣孔和/或防振鸣腔室。有利地，扩散锥部33包括如下的“防振鸣”腔室62，该“防振鸣”腔室附接到扩散锥部33的环形壁的内表面并且面对在该壁中形成的“防振鸣”孔60。优选地，该“防振鸣”腔室62是闭合的，如附接到横向壁64的“防振鸣”腔室62，以避免空气流通穿过“防振鸣”孔60，从而为火焰保持环70保留更多的来自次级涵道的空气。

在运行中，来自次级涵道的并由前述空气流通装置输送的冷空气66进入火焰保持环70的内部空间72，从而对火焰保持环进行热保护以免受热气体的周围流动以及火焰的辐射的影响。

该冷空气通过出口路径78A、78B从内部空间72喷出，然后进入后燃器通道的芯部。因此，该冷空气改善了在干燥运行模式(即不存在后燃烧)下来自主流的气体与来自次级流的气体的混合，这提供了涡轮喷气发动机在推力方面的性能的改善。

在后燃烧的运行期间，火焰保持环70的内部空间72还通过一个或多个燃料管80而被供应燃料。来自一个或多个燃料管的燃料在内部空间72中与来自次级涵道的冷空气混合，并通过出口路径78A、78B从内部空间离开。一些燃料也能以液体形式在对出口路径78A、78B进行界定的表面上滚动，并且在所述路径的出口处被周围空气流剪切。因此，在所有情况下，火焰保持环70使得后燃器通道的芯部24A(特别是由火焰保持环70的分支部70A、70B所导致的气体再流通区域90)能够进行汽化。因此火焰保持环有助于火焰的控制和周向传播。

在后燃器通道的芯部处的火焰可以通过在火焰保持臂38中的一个或多个火焰保持臂处的常规点火器来点燃，火焰沿着一个或多个火焰保持臂径向向内传播，直到火焰到达后燃器通道的芯部24A，在芯部处，再流通区域90和存在的来自火焰保持环70的燃料促进了火焰的周向传播。