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CN105593601B - 设置有用于减少由火花塞产生的尾流的空气偏转设备的涡轮机燃烧室 - Google Patents

设置有用于减少由火花塞产生的尾流的空气偏转设备的涡轮机燃烧室 Download PDF

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CN105593601B
CN105593601B CN201480054888.5A CN201480054888A CN105593601B CN 105593601 B CN105593601 B CN 105593601B CN 201480054888 A CN201480054888 A CN 201480054888A CN 105593601 B CN105593601 B CN 105593601B
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Abstract

为了改进设置有微孔(53)的涡轮机燃烧室的环形壁(13)的冷却并特别地改进朝向由火花塞所导致的尾流(52)的壁的区域的冷却，提出了偏转器设备(60,68)，这些偏转器设备(60,68)设计为使朝向尾流(52)的中间平面(P)并沿着燃烧室的环形壁(13)的方向冲刷火花塞的气体(34’)转向，以增加在环形壁(13)附近的尾流(52)内的气体的压力。

Description

设置有用于减少由火花塞产生的尾流的空气偏转设备的涡轮 机燃烧室
技术领域
本发明涉及涡轮机燃烧室领域，所述燃烧室特别旨在装备飞机。
本发明特别涉及配备有用于火花塞的端口的此燃烧室的环形壁的冷却。
背景技术
图1图示已知类型的涡轮机1的典型例子，例如飞机双转子涡轮风扇引擎。
涡轮机1沿着由箭头所表示的也对应于在涡轮风扇的气流的一般方向的推力方向依次地包括低压压气机4、高压压气机6、环形燃烧室8、高压涡轮10和低压涡轮11。
以众所周知的方式，燃烧室8安装在高压压气机6的下游和高压涡轮10的上游，所述高压压气机6向该室提供受压气体，所述高压涡轮10用于在来自燃烧室的气体推力的作用下旋转高压压气机6。
图2以放大的比例图示燃烧室8及其附近环境。
燃烧室8包括两个壁，分别为沿着径向的内同轴环形壁12和沿着径向的外同轴环形壁13，他们围绕燃烧室的纵向轴线14延伸。
这两个环形壁12和13固定在该室的内壳体15和外壳体16的下游，并通过室环形端壁18在它们的上游端部处相互连接。
室环形端壁18包括围绕燃烧室的轴线14均匀地分布的环形行的端口，与每个均具有燃料排放轴线24的环形行的燃料喷射器关联的喷射系统20安装在所述燃烧室中。
每个喷射系统20均包括端口，所述端口用于将来自安装在涡轮机的高压压气机的出口处的扩散器28的一部分气流26喷射在燃烧室中。
此外，燃烧室的环形壁12和13在它们的上游端部处连接至环形护罩30，所述环形护罩30包括与用于穿过喷射器22的喷射系统对齐的端口和供应喷射系统20的气体。该护罩30的主要功能是为了保护室端壁18以及为了引导气流26的部分32和34，所述部分32和34沿着燃烧室的内环形壁12和外环形壁13在下游在两个各自的内旁路空间36和外旁路空间38内移动。其后，气流26的部分32和34分别地被称为“内旁路气流”和“外旁路气流”。内旁路空间36和外旁路空间38通过相互连接的上游空间39形成燃烧室8在其中延伸的环形罩。
燃烧室的环形壁12和13中的每个均包括两个环形行的气体入口端口40,42，所述气体入口端口40,42用于将每个旁路气流32,34的部分喷射进燃烧室中。
这些行的端口中的第一个围绕通常被称为“主区域”的燃烧室的上游区域44形成，气体和燃料的混合物的燃烧反应在运行期间在“主区域”中发生。为此，该第一行的端口40通常被称为“主端口”。
第二行的端口在下游围绕通常被称为“稀释区域”的室的区域46形成，燃烧气体在所述稀释区域中被稀释和冷却。为此，该第二行的端口42通常被称为“稀释端口”。
环形壁12和13还设置有基本分布在这些壁的整个表面上的多个微孔并旨在在燃烧室内沿着这些壁的每个创建冷却气体膜。通常具有大约介于0.3mm和0.6mm之间的直径的这些微孔由于尺寸的原因而没有在图2中示出。
此外，沿着径向的外环形壁13包括塞端口46，所述塞端口46具有轴线47并配备有引导衬套48，火花塞50在所述引导套48中延伸、安装在外壳体16上并旨在开动涡轮机时启动气体和燃料混合物的燃烧。
应该注意的是，其后，术语“燃烧室模块”指的是至少包括燃烧室8和火花塞50的组件。
然而，火花塞50和衬套48在外旁路气流34内产生导流52，如图3中所图示的那样。
在由高压压气机所供应的气流26(图2)在没有回转部件而基本向下游流动的情况下，该尾流52通过相对于塞端口46的中间轴向平面P居中而向下游发展。这可以是当高压压气机是轴向类型时的情况，如在图示例子中的那样。
另一方面，在由高压压气机供应的气流26成螺旋形地向下游流动的情况下，即通过回转部件，尾流52通常相对于塞端口46的中间轴向平面P沿着倾斜方向向下游发展。这可以是特别当高压压气机是离心类型时的情况。
请注意，“轴向平面”指的是穿过燃烧室8的轴线14(图2)的平面，所述燃烧室与涡轮机的轴线结合。请注意，平面P对应于图2的截面。
还应该注意的是，图3图示了微孔53，所述微孔53确保沿着径向的外环形壁13的冷却。为了清楚起见，这些微孔更大地表示，并根据比实际中的更小的密度来分布。
在各种情况下，尾流52导致由塞引导衬套48所隐藏的外旁路气流34的区域的下压。
图4表示作为沿着图3的横向截面S测量的位置d的函数的该气流34的总压力Ptot。其后，对于每个截面S，尾流区域54(图3)被限定为截面S得到区域，在所述区域中，气流34的总压力Ptot低于由沿着该截面S的该总压力所获得的最大Ptotmax的99％。尾流52限定为从塞端口46的上游至下游的连续的邻接的尾流区域54的集合。
但是，此尾流的出现影响由微孔53所确保的冷却效率。
实际上，穿过沿着径向的外壁13的微孔53的气流起因于旁路气流34的中压力Ptot和在燃烧室8内的静压力之间的差。该压差通常为3％的量级。由于此，在尾流52内所注意到的量级为1％的总压降导致微孔内流动的损失，该损失可以达到20％或甚至更多。
上述环形壁的冷却效率的此下降导致该壁的使用寿命的缩短，并也导致塞引导衬套的放松的风险。
发明内容
本发明的目的特别在于针对该问题提供简单的、经济的和有效的方案。
为此，本发明针对涡轮机提供燃烧室，所述燃烧室包括：
-环形罩，
-环形燃烧室，所述环形燃烧室容置在所述环形罩中、包括限定所述燃烧室的至少一个环形壁，该环形壁包括塞端口和多个微孔，以将冷却气体引进用于冷却所述环形壁的所述燃烧室中，以及
-火花塞，所述火花塞在所述环形罩中延伸并穿过所述塞端口。
该燃烧室模块旨在容纳来自涡轮机压气机并通常从在所述环形罩内的燃烧室的上游流动到下游的气流，所述气流的一部分设计为通过沿着燃烧室的所述环形壁流动，以及通过浸入因此产生尾流的所述火花塞而绕开该燃烧室。
根据本发明，所述燃烧室还包括偏转设备，所述偏转设备通过靠近所述尾流的中间平面并通过靠近燃烧室的所述环形壁而从上游延伸至下游，以朝向所述尾流的所述中间平面和朝向燃烧室的所述环形壁而转移嵌入所述火花塞的部分气体。
因此所转移的气体使气体的总压力能够在由接近于燃烧室的环形壁的火花塞所导致的尾流内增加，并因此使压力差能够在所述尾流与燃烧室的内部之间增加。
其结果是，通过所述环形壁的微孔的对流转移得到改进，并因此降低了裂缝发生的风险和金属损失的风险，因此一般来说，增加了该环形壁的使用寿命。
当火花塞利用安装在塞端口中的衬套来引导穿过燃烧室的侧壁时，本发明还使衬套脱离的风险能够降低。
“衬套”指的是任何类型的装置，所述装置可能在几个零件内，使塞子能够被引导穿过燃烧室的环形壁，如其后更清楚地显示的那样。
在本发明的第一优先实施例中，所述偏转设备包括两个管道，所述管道中的每个均由以下限定：面朝燃烧室的环形壁布置的第一切向壁；相对于燃烧室的环形壁布置在相对侧面上的第二切向壁；布置在火花塞的侧面上的第一侧壁；以及相对于火花塞布置在相对侧面上的第二侧壁。
而且，所述管道中的每个均有利地具有至少一个气体入口和至少一个气体出口，所述气体入口吸进待转移的气体，所述气体出口朝向所述尾流的所述中间平面扩散所转移的气体。
而且，所述管道的所述各自第二侧壁有利地形成偏转壁，所述偏转壁设置在所述火花塞的任何一侧上并通过靠近所述尾流的所述中间平面而从上游延伸至下游。
最后，所述管道的所述各自切向壁通过靠近燃烧室的环形壁而沿着下游方向有利地延伸。
所述管道由围绕所述火花塞延伸的环形支撑件有利地支撑。
可替代地，所述偏转设备可以包括弯曲的管道，所述管道围绕所述塞端口的一部分延伸并具有两个气体入口和至少一个气体出口端口，所述气体入口在所述管道的两个相对端部处形成以吸进待转移的气体，所述气体出口端口在一壁的中间部分中形成，所述壁限定所述管道并通入所述尾流中。
在这种情况下，所述管道优选地配备在安装在所述塞端口中的衬套中，并旨在引导所述火花塞。
在本发明的第二优选实施例中，所述偏转设备包括连接至罩的的偏转壁，所述罩围绕所述燃烧室并限定所述环形罩，所述偏转壁的外形被确定，使得当在沿着平行于所述尾流的所述中间平面的任何平行的截面中查看时，所述偏转壁通过靠近燃烧室的所述环形壁沿着下游方向延伸，以及当在沿着正交于所述火花塞的轴线的任何平面的截面中查看时，所述偏转壁通过靠近所述尾流的所述中间平面沿着下游方向延伸。
所述偏转壁优选地内切于虚拟旋转圆柱，所述圆柱相对于正交于所述火花塞的轴线的平面具有倾斜的轴线。
本发明还涉及一种涡轮机，其包括上述类型的燃烧室模块以及通入所述燃烧室模块的所述环形罩中的压气机。
应该注意，当所述压气机设计为在无回转部件下将气流传送至所述燃烧室模块时，所述尾流的所述中间平面然后是所述塞端口的中间轴向平面。
本发明还涉及用于针对飞机涡轮机设计上述类型的燃烧室模块的方法，所述飞机涡轮机包括压气机，所述压气机旨在将气流传送至燃烧室模块。
根据本发明，该方法包括：在嵌入所述火花塞的气流的所述部分中确定由所述火花塞所产生的尾流；并然后几何地限定所述偏转设备，使得所述偏转设备通过靠近所述尾流的所述中间平面和通过靠近燃烧室的所述环形壁从上游延伸至下游。
附图说明
本发明将更好地被理解，其进一步的细节、优点和特性将通过阅读由非限制性例子所提供的以下描述并参考附图显示，其中：
-图1已经描述的是已知类型的涡轮机的轴向截面部分视图；
-图2已经描述的是图1的涡轮机的环形燃烧室的轴向截面部分半视图；
-图3已经描述的是图2的燃烧室的沿着径向的外环形壁的顶部部分视图；
-图4已经描述的是表示与沿着图3的横截面S的周向位置(在纵坐标上)成函数关系的总压力(在横坐标上)的图表；
-图5和6是根据本发明的第一优选实施例的燃烧是模块的部分立体图；
-图7是根据本发明的第二优选实施例的燃烧室模块的轴向截面部分视图；
-图8是在沿着平面P1的截面中的图7的燃烧室模块的部分视图；
-图9是图7的燃烧室模块的偏转壁的立体图。
在这些附图中，相同的附图标记可以指的是相同的或类似的元件。
具体实施方式
图5和6图示根据本发明的第一实施例的涡轮机的燃烧室模块，并更具体地表示燃烧室的沿着径向的外环形壁13的区域，所述外环形壁设置有塞端口46，衬套48安装在塞端口46中。
燃烧室模块还包括安装在衬套48中的火花塞，但是为了清楚起见，该火花塞没有在图5和6中表示。该燃烧室模块还包括一环形的罩，该环形的罩由内壳体和外壳体限定，燃烧室容纳在该罩中，类似于图2中的例子。这些元件也未显示在图5和图6中。图5和图6还显示主端口40和稀释端口42，以及微孔53，这些元件例如是传统类型的。
在图示例子中，所考虑的涡轮机包括压气机，该压气机设计为在无回转部件的情况下将气流传送至燃烧室模块。此气流因此通常沿着平行于燃烧室的轴线14的方向流动。
在该情况下，如上述解释的，由火花塞与相连的衬套引起的尾流52相对于塞端口46的中间轴向平面P大致对中。该平面因此形成尾流的中间平面。
根据本发明，燃烧室模块还包括偏转设备，用来朝向尾流和燃烧室的径向外环形壁13的中间平面P使接近于火花塞流动的气体34’的部分转向，这将在下文中更清楚地呈现。
因此，在图5和6中所示的第一实施例中，该偏转设备包括两个管道60，所述管道60中的每个均由以下所限定：面对燃烧室的环形壁13布置的第一切向壁62；布置在燃烧室的环形壁13的相对侧上的第二切向壁64；面对衬套48布置的第一侧壁66；以及布置在衬套48的相对侧上的第二侧壁68。两个侧壁66,68各自连接至两个切向壁62,64，切向壁62,64连接至一环形支撑件70，该环形支撑件70接合在衬套48上，以围绕火花塞延伸。
每个管道的切向壁62和64均成形为通过靠近燃烧室的环形壁13而朝向下游延伸，以增加经转向的气体在接近于衬套48的尾流52的区域中的动作。
管道60中的每个均具有面对上游的进气口72，以及面对下游和朝向尾流的中间平面P的第一出气口74。在图示例子中，每个管道均通过具有第二出气口76的管道延伸件75继续超越第一出气口74。
每个管道60的第二侧壁68均通过靠近尾流的中间平面P而朝向下游延伸，并因此形成能够使朝向所述平面进入管道中的气体转向的偏转壁。
在图示例子中，每个管道60的第二侧壁68平行于火花塞的轴线延伸，所述轴线与塞端口46的轴线47重合。第二侧壁68因此大致与燃烧室的环形壁13垂直。
每个管道延伸件75均由以下限定：切向壁62和64各自的延伸件；设置在尾流的中间平面P的侧面上的第一延伸侧壁78；以及设置在相对侧上的第二延伸侧壁80。后壁通过以比对应于第二侧壁68中的靠近速度更高的靠近速度靠近尾流的中间平面P而朝向下游延伸。该第二延伸侧壁80因此也形成根据本发明的术语的偏转壁。
而且，在所示例子中，两个管道60均相对于尾流的中间平面P对称地布置。
在操作中，由涡轮机的压气机供应至燃烧室模块的空气的部分沿着燃烧室的径向外环形壁13在外旁路空间38中流动。接近于火花塞与相连的衬套48穿过的该气体的部分34’进入到管道60中，并由第二侧壁68和第二延伸侧壁80所引导。管道60因此通过它们的出口74和76传送气流82，所述气流82朝向尾流的中间平面P和燃烧室的外环形壁13转向。其结果是，气体的总压力在接近于环形壁13的尾流52的对应区域中增加，使对流交换可通过微孔53得到改进，并因此可改进环形壁13的冷却。
在图7-9中所示的本发明的第二优选实施例中，所述偏转设备包括一偏转壁90，该偏转壁90连接至围绕燃烧室8并限定该燃烧室容纳在其中的环形罩的外壳体16(图7和2)。
该偏转壁90成形为使得当在沿着平行于尾流的中间平面P的任何平面的截面中查看时，偏转壁90通过靠近燃烧室的环形壁13而朝向下游延伸，并使得当在沿着垂直于与塞端口46的轴线47重合的火花塞的轴线的任何平面的截面中查看时，偏转壁90通过靠近尾流的中间平面P而朝向下游延伸。
为此，在图示例子中，该偏转壁90内切于虚拟的回转圆柱体92，如在图9中所图示的那样。更精确地，偏转壁90对应于由两个平面P1和P2所限定的圆柱体92的截面，所述平面P1和P2沿着垂直于圆柱体92的轴线94的线D相交。平面P1限定偏转壁90的上边缘，偏转壁90通过该上边缘连接至外壳体16。平面P1因此与该壳体16相切，并例如与塞端口46的轴线47垂直。平面P2限定偏转壁90的下边缘。两个平面P1和P2在它们之间具有例如等于大约30度的角度θ。而且，该虚拟的圆柱体92的轴线94例如与塞端口46的轴线47成等于大约45度的角度α。圆柱体的轴线94因此相对于平面P1倾斜。
举例来说，如图7中所示，外壳体16包括凸台95，该凸台95设置有火花塞50延伸穿过的端口。偏转壁90则有利地固定在该凸台95上。
图7还显示旨在引导火花塞50的更详细的示例衬套48。该衬套48包括塞引导件96和环102，所述塞引导件安装在烟道98上并由有时候被称为“杯子”的环形件100保持在烟道98上，所述环102卷边于塞端口46中，烟道98卷边于环102中。以本身已知的方式，塞引导件96因此具有垂直于塞端口46的轴线47移动的自由度，这使衬套48能够支撑由不同的膨胀的一般现象所导致的燃烧室模块的变形。
在操作中，如在图7和8中所示，由涡轮机的压气机供应至燃烧室模块的空气的一部分在沿着燃烧室的径向外环壁13的外旁路空间38中流动。该空气的一部分34’，在火花塞附近穿过，朝向偏转壁90流动，并由偏转壁90转向，以构成朝向尾流的中间平面P和朝向燃烧室的环壁13转向的气流104。
其结果是，气体的总压力再次在对应于尾流的区域中增加，使对流交换能够通过环形壁13的微孔得到改进。
在所示例中，偏转壁90进一步使得可隐藏位于外壳体16的凸台95的下游处的外壳体16的区域，并因此使得可通过在气体与外壳体16之间在区域处的对流来减小热传递的水平。其结果是，施加在外壳体16的该特定暴露区域的热限制被减小，从而延长了该壳体的是使用寿命。
一般来说，本发明因此使得可延长在尾流52的区域中的燃烧室的环形壁13的使用寿命，并减小形成旨在通过环形壁13引导火花塞的衬套48的元件松脱的风险。
本发明进一步使得可在外壳体16具有如上所述的凸台95时延长外壳体16的使用寿命。
在通过参考附图的上述例子中，涡轮机的压气机是在没有回转部件下传递气流34’的类型，使得尾流的中间平面P是穿过燃烧室的轴线14的平面。
当然，本发明还应用于涡轮机，所述涡轮机的压气机设计为根据回转运动来发送气流。在这种情况下，尾流的中间平面P相对于燃烧室的轴线14倾斜，根据本发明的偏转设备的方向可以因此进行调节。

Claims (9)

1.一种用于涡轮机的燃烧室模块，包括：
-环形罩(36，38，39)，
-环形的燃烧室(8)，所述燃烧室(8)容置在所述环形罩中，并包括至少一个环形壁(13)，该环形壁(13)限定所述燃烧室，并包括一塞端口(46)和多个微孔(53)，以使冷却气体可进入所述燃烧室中，用于冷却所述环形壁(13)，以及
-火花塞(50)，所述火花塞在所述环形罩中延伸并穿过所述塞端口(46)，
所述模块旨在容纳来自涡轮机压气机，并通常在所述环形罩内从所述燃烧室的上游流动到下游的气流(26)，所述气流的一部分(34’)设计为通过沿着所述燃烧室的环形壁(13)流动，以及通过浸入产生尾流(52)的所述火花塞(50)而绕开所述燃烧室，
其特征在于，该燃烧室模块还包括偏转设备，所述偏转设备通过靠近所述尾流的中间平面(P)，以及通过靠近所述燃烧室的环形壁(13)而从上游延伸至下游，以朝向所述尾流的中间平面(P)，并朝向所述环形壁(13)，使浸入所述火花塞的气体的部分(82，104)转向。
2.根据权利要求1所述的燃烧室模块，其中：
-所述偏转设备包括两个管道(60)，每个所述管道(60)均由以下所限定：面朝所述燃烧室的环形壁(13)布置的第一切向壁(62)、布置在所述燃烧室的环形壁(13)的相对侧上的第二切向壁(64)、布置在所述火花塞(50)的侧面上的第一侧壁(66)以及布置在所述火花塞(50)的相对侧上的第二侧壁(68)；
-每个所述管道均具有至少一个进气口(72)和至少一个出气口(74，76)，所述进气口(72)吸进待转向的气体，所述出气口(74，76)朝向所述尾流的所述中间平面扩散经转向的气体(82)；
-所述管道的各自的所述第二侧壁形成偏转壁(68)，所述偏转壁(68)设置在所述火花塞(50)的任一侧，并通过靠近所述尾流的所述中间平面(P)而从上游延伸至下游；
-所述管道的各自的所述切向壁(62，64)通过靠近所述燃烧室的环形壁(13)而沿着下游方向延伸。
3.根据权利要求2所述的燃烧室模块，其中所述管道(60)由围绕所述火花塞(50)延伸的环形支撑件(70)所承载。
4.根据权利要求1所述的燃烧室模块，其中所述偏转设备包括一弯曲的管道，该弯曲的管道围绕所述塞端口的一部分延伸并具有两个进气口和至少一个出气口端口，所述进气口在所述管道的两个相对的端部处形成以吸进待转向的气体，所述出气口端口在一个壁的中间部分中形成，该壁限定所述管道并通入所述尾流。
5.根据权利要求4所述的燃烧室模块，其中所述管道安装在一衬套中，该衬套安装在所述塞端口中，并设计为引导所述火花塞。
6.根据权利要求1所述的燃烧室模块，其还包括壳体(16)，所述壳体(16)围绕所述燃烧室，并限定所述环形罩(36，38，39)，所述偏转设备包括连接至所述壳体(16)的偏转壁(90)，所述偏转壁(90)的形状设置为使得当在沿着平行于所述尾流的所述中间平面(P)的任何平面的截面中看时，所述偏转壁通过靠近所述燃烧室的环形壁(13)而沿着下游方向延伸，以及当在沿着垂直于所述火花塞的轴线(47)的任何平面(P1)的截面中看时，所述偏转壁通过靠近所述尾流的所述中间平面(P)而沿着下游方向延伸。
7.根据权利要求6所述的燃烧室模块，其中所述偏转壁(90)内切于一虚拟的回转圆柱体(92)，该回转圆柱体(92)的轴线(94)相对于垂直于所述火花塞的轴线(47)的平面(P1)倾斜。
8.一种涡轮机，其包括根据前述权利要求中任何一项所述的燃烧室模块和通入所述燃烧室模块的所述环形罩的压气机。
9.一种设计用于飞机涡轮机的根据权利要求1至7中任何一项所述的燃烧室模块的方法，所述飞机涡轮机包括设计为将气流(26)传送至所述燃烧室模块的压气机，其特征在于，该方法包括：在浸入所述火花塞的气流的所述部分(34’)中确定由所述火花塞(50)所产生的尾流(52)；然后几何地限定所述偏转设备，使得所述偏转设备通过靠近所述尾流的所述中间平面(P)并通过靠近所述燃烧室的环形壁(13)而从上游延伸至下游。
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