[发明专利]用于飞行器涡轮发动机的扁平射流式燃料喷射器

说明书

用于飞行器涡轮发动机的扁平射流式燃料喷射器，包括具有大致伸长形状的主体(112)，该主体具有纵向轴线A，所述主体包括具有大致伸长形状的主管(118)，该主管的纵向轴线B基本垂直于所述纵向轴线A，所述主管的两个纵向端部(120)分别直接连接到两个次级管(119)的纵向端部，两个次级管具有大致伸长的形状，两个次级管的纵向轴线C至少基本上平行于所述纵向轴线A，并且被构造成分别形成两个单独的燃料流入口，两个单独的燃料流入口旨在基本上在所述主管的中间相交，主管包括用于喷射所述燃料射流的至少一个喷射槽(124)，其特征在于，所述主管和所述次级管中的至少一个限定出流动区域，该流动区域的诸如形状或尺寸的至少一个几何参数沿所述管变化和/或与由所述管中的另外的管的流动区域限定的相同的几何参数不同。

技术领域

本发明涉及用于飞行器涡轮发动机的扁平射流式燃料喷射器。

背景技术

背景技术特别包括文献FR-A1-2 971 039和FR-A1-3 013 805。

通常使用一个或多个喷射器将压缩空气和适当的燃料的混合物喷射到涡轮发动机的燃烧室中。喷射器例如被固定在壳体上并穿过室壁的孔口，以准备将燃料以片状燃料液滴的形式喷射到室内。

扁平射流式燃料喷射器10(诸如图1至图4所示的扁平射流式燃料喷射器)通常包括具有大致伸长形状的主体12，该主体12具有伸长轴线A。主体12包括用于燃料供应的第一纵向端部14和用于喷射燃料的扁平射流的第二纵向端部16。该第二端部16包括具有大致伸长形状的主管18，该主管18的伸长轴线B基本上垂直于伸长轴线A。主管18具有两个敞开的纵向端部20，这两个敞开的纵向端部20被构造成分别形成两个不同的燃料流入口(箭头22)，这两个不同的燃料流入口旨在基本上在管18的中间相交，管18至少包括用于喷射燃料射流(箭头26)的槽24。

片状液滴的几何特性(射流角度、液滴直径等)特别取决于喷射器中的燃料恰好在被喷射之前的流动(速度、流量和次级流)。用于将燃料引入喷射器中的当前技术方案通常使用上述的主管18。

在当前技术中，该主管18由附接并固定在主体12中的微型导管形成。将微型导管整合到喷射器的主体中包括许多步骤并且该整合是复杂的。实际上，特别是由于在喷射器内的燃料流周围存在空气净化系统，因此被整合的微型导管的体积很小并且难以进入。因此，微型导管的组装在技术上是精细的并且是昂贵的。

背景技术包括文献GB-A-1258762、US-A1-2016/223201、FR-A1-2996285、EP-A1-2881662、US-A1-2015/135716以及WO-A1-2015/063733。

发明内容

本发明提出了对上述技术的进一步改进，呈现出对上述问题中的至少一部分问题的简单、有效和经济的解决方案。

本发明提出用于飞行器涡轮发动机的扁平射流式燃料喷射器，该扁平射流式燃料喷射器包括具有大致伸长形状的主体，该主体具有伸长轴线A，所述主体包括用于燃料供应的第一纵向端部和用于喷射燃料扁平射流的第二纵向端部，所述第二端部包括具有大致伸长形状的主管，该主管的伸长轴线B基本垂直于所述伸长轴线A，所述主管具有两个纵向端部，所述两个纵向端部分别直接连接到两个次级管的纵向端部，所述两个次级管具有大致伸长的形状，所述两个次级管的伸长轴线C至少部分地基本平行于所述伸长轴线A，并且所述两个纵向端部被构造成分别形成两个单独的燃料流入口，所述两个单独的燃料流入口旨在基本上在所述主管的中间相交，所述主管包括用于喷射所述燃料射流的至少一个槽，其特征在于，所述主管和所述次级管中的至少一个限定出流动区域，该流动区域的诸如形状或尺寸的至少一个几何参数沿所述管变化和/或与由所述管中的另外的管的流动区域限定的相同的几何参数不同。

因此，本发明能够允许次级管与主管之间的流动区域的演变(换句话说，变化)以及甚至在主管和次级管内部的演变。流动区域的几何形状的这种演变能够影响喷射器的主体中的燃料的流动，以控制喷射器出口处的片状燃料的特性。