CN110168284B - 涡轮发动机燃烧室 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于涡轮发动机，尤其是用于飞机涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机的燃烧室(6)，包括：‑径向外环形罩(11)，‑与径向外罩(11)同轴的径向内环形罩(12)，‑连接径向外罩(11)与径向内罩(12)的端壁(13)，其特征在于，它包括与径向内罩(12)和径向外罩(11)同轴的第一环形密封构件(38a)，第一密封构件(38a)径向地插入在端壁(13)与径向外罩(11)之间。

Description

涡轮发动机燃烧室

技术领域

本发明涉及一种用于涡轮发动机，尤其是用于飞机涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机的组件。

背景技术

涡轮发动机，具体为双轴涡轮发动机，通常包括沿下游方向的风扇、低压压缩机、高压压缩机、燃烧室、高压涡轮机和低压涡轮机。

通常，在本申请中，相对于涡轮发动机中的气流方向限定“上游”和“下游”。常规地，在本申请中，相对于涡轮发动机的轴线类似地限定“内部”和“外部”、“下部”和“上部”以及“内部”和“外部”。

燃烧室通常包括径向外环形罩、与径向外罩同轴的径向内环形罩，以及连接径向外罩和径向内罩的端壁。

端壁具有径向外圆柱形部件和径向内圆柱形部件。此外，外罩和内罩在每个都其上游端具有一个圆柱形部件。

端壁的外圆柱形部件被螺栓固定到外罩的圆柱形部件。端壁的内圆柱形部件被螺栓固定到内罩的圆柱形部件。

为了使端壁能够安装在外罩和内罩之间，并且由于制造的尺寸公差，上述圆柱形部件之间存在径向的环形间隙。在拧紧螺栓后，并且由于上述间隙，在罩的圆柱形部件和端壁的圆柱形部件之间的接口界定瓣。上述圆柱形部件之间的这种瓣使得寄生空气可进入燃烧室或允许燃烧气体从其逸出。这会影响燃烧室的效率，并且可能产生污染现象。

例如，这些开口可表示约300mm²的空气通道表面，或进入燃烧室的总空气流的3％。

发明内容

本发明更具体地旨在为该问题提供一种简单、高效和经济有效的解决方案。

为此，本发明提供了一种用于涡轮发动机的燃烧室，尤其用于飞机涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机，包括：

-径向外环形罩，

-与所述径向外环形罩同轴的径向内环形罩，

-连接所述径向外环形罩和所述径向内环形罩的端壁，

其特征在于，所述燃烧室包括与所述径向内环形罩和所述径向外环形罩同轴的第一环形密封构件，所述第一环形密封构件径向地插入在所述端壁和所述径向外环形罩之间。

所述燃烧室可包括与所述径向内环形罩和所述径向外环形罩同轴的第二环形密封构件，所述第二环形密封构件径向地插入在所述端壁和所述径向内环形罩之间。

密封元件可以填充燃烧室的端壁和相应罩之间的径向间隙，以限制上述接口区域的空气通道。这提高了涡轮发动机的性能并限制了污染源。

每个环形密封构件均可被分为扇区，并包括至少两个角扇区。

这样，每个角扇区均可稍微地变形，以适配所考虑的接口区域的实际直径。每个角扇区然后可最佳地封闭所述接口区域。

对于每个环形密封构件，所述角扇区可分布在圆周上，其中它们之间的总角度间隙在0与1°之间或0与5mm之间。

例如，对于在500与650mm之间的植入直径，所述扇区之间的总间隙为在0与1°之间或0与5mm之间。

特别是当扇区符合上述接口区域时，该间距使得这些角扇区可以变形。

所述燃烧室的径向外环形罩可包括一个围绕所述端壁的径向外圆柱形部件的圆柱形部件，所述端壁可进一步包括围绕所述燃烧室的径向内环形罩的圆柱形部件的至少一个径向内圆柱形部件，所述第一环形密封构件可插入在所述径向外环形罩的圆柱形部件和所述端壁的外圆柱形部件之间，所述第二环形密封构件可插入在所述径向内环形罩的圆柱形部件和所述端壁的内圆柱形部件之间。

所述燃烧室可包括在所述端壁下游定位的热保护构件。

该热保护构件保护所述端壁以及定位在其上游的元件免受燃烧室内的高温影响。

所述热保护构件可以是一种具有径向延伸的环形部件的金属板，其内周边缘和外周边缘通过沿下游或上游方向轴向地延伸的环形凸缘延伸。

所述热保护构件的径向外凸缘可靠近所述燃烧室的外罩定位，即在0.1至2.5毫米之间的距离。

所述热保护构件的径向内凸缘可靠近所述燃烧室的径向内环形罩定位，即在0.1至2.5毫米之间的距离。

所述热保护构件的径向外凸缘和径向内凸缘可轴向地向上延伸，并且可以分别径向地插入在所述径向外环形罩和所述端壁之间以及在所述径向内环形罩和所述端壁之间。

每个环形密封构件可由例如

型的镍基合金，或钴基合金制成。

这种材料能够承受操作中的热应力。

每个环形密封构件可具有在0.8到3毫米之间的厚度。

所述环形密封构件可设置有均匀地分布在圆周上的固定孔。

每个环形密封构件可以通过例如螺钉这样的固定装置固定到所述端壁。

所述螺钉或铆钉可插入相应的环形密封构件的固定孔内。

在本例中，所述螺钉或铆钉可首先接合到位于相应角扇区的圆周中间区域的孔内，然后逐渐接合到位于扇区的圆周端部附近的孔内。

所述环形密封构件的每个扇区可以是弧形条带的形式。

所述热保护构件的形式可以是厚度在0.5到1.5毫米之间的金属板。

所述热保护构件可由例如

型的镍基合金，或钴基合金制成。

所述燃烧室的径向内环形罩和径向外环形罩中的至少一个可具有沿上游方向的切口。

所述燃烧室可包括上游盖部，所述上游盖部包括一个固定到所述燃烧室的径向外环形罩的径向外环形固定部件，所述盖部还包括一个固定到所述燃烧室的径向外环形罩的径向内环形固定部件。

所述径向外环形罩的径向内表面可具有环形凹槽，所述环形凹槽的下游轴向端形成环形径向肩部，所述第一环形密封构件被至少部分地容纳在所述凹槽中，所述第一环形密封构件的每个角扇区的下游端能够停靠在所述肩部上。

这种特性改进了该区域中的密封性能。

本发明还涉及一种例如飞机涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机的涡轮发动机，包括在前一段落中所描述类型的燃烧室。

附图说明

在阅读参考附图经由非限制性实施例给出的以下描述时，可以更好地理解本发明，并且本发明的其他细节、特征和优点将变得显而易见，其中：

图1示出了根据本发明的涡轮发动机的剖视图，

图2是示出图1的涡轮发动机的燃烧室的详细剖视图，

图3是根据第一实施例，在燃烧室的径向外环形罩和端壁之间接合处的详细视图，

图4是可被径向地安装在燃烧室的径向外环形罩和端壁之间的环形密封构件的透视图，

图5是图4中的环形密封构件的详细视图；

图6是在燃烧室的径向外环形罩和端壁之间接合处的第二替代实施例的详细视图，

图7为以透视图示出根据本发明在燃烧室中添加的上游盖部的示意性俯视图；

图8是根据本发明的第二实施例，示出环形密封构件径向地在端壁和径向外环形罩之间定位的剖视图。

具体实施方式

图1示出了根据本发明的涡轮发动机1的示意性剖视图。涡轮发动机1为双轴涡轮风扇类型，并沿纵轴线X延伸。

涡轮发动机1包括一个吸入空气流的风扇2，所述空气流划分成初级流和次级流。初级流通过初级区段3，所述初级区段3沿下游方向AV依次包括低压压缩机4和高压压缩机5。在高压压缩机5的出口处，空气被喷射并与燃油混合到燃烧室6内。在燃烧室6的出口处，在从涡轮发动机1被喷射通过喷射器喷嘴9之前，热气体依次通过高压涡轮7和低压涡轮8。

次级流横过围绕初级区段3的次级区段10。

图2和7示出了根据本发明的涡轮发动机1的燃烧室6的几个实施例。

参考图2，燃烧室6包括径向外环形罩11、径向内环形罩12，以及连接径向外环形罩11和径向内环形罩12的径向延伸的环形的端壁13。

径向外环形罩11具有沿下游方向AV加宽的大致截锥形的形状。径向外环形罩11在其上游端包括一圆柱形部件14。所述圆柱形部件14具有分布在圆周周围的孔。该圆柱形部件14还包括分布在圆周上的切口15，所述切口15沿上游方向AM打开。

径向外环形罩11还具有也称为主孔的进气孔16。

径向内环形罩12具有沿下游方向AV加宽的大致截锥形的形状。径向内环形罩12在其上游端包括圆柱形部件17。所述圆柱形部件17具有分布在圆周周围的孔。该圆柱形部件17还包括分布在圆周上的切口，所述切口沿上游方向AM打开。

径向内环形罩12还具有进气孔18。

端壁13是环形的，并具有一个大致截锥形或沿径向延伸的部件19。该截锥形或径向的部件的径向外周通过一个沿上游方向AM延伸的圆柱形部件20延伸。该截锥形或径向的部件的径向内周通过一个沿上游方向AM延伸的圆柱形部件21延伸。端壁13具有分布在截锥形的部件19的圆周上的开口22。此外，端壁13的圆柱形部件20、21具有分布在圆周周围的固定孔23。

燃烧室6还包括一个位于端壁13的上游AM的具有大致C形剖面的环形的盖部24。盖部24的径向外周包括圆柱形部件25。类似地，盖部24的径向内周包括圆柱形部件26。盖部24的径向中间区域27具有与端壁13中的开口22轴向相对的开口28。

盖部24的外圆柱形部件25，径向外环形罩11的圆柱形部件14以及端壁13的外圆柱形部件20通过螺栓29彼此固定，所述螺栓29分布在圆周上并接合在径向外环形罩的圆柱形部件14的孔以及端壁13的固定孔23中。特别是，盖部24的外圆柱形部件25围绕径向外环形罩11的圆柱形部件14，圆柱形部件14依次围绕端壁13的外圆柱形部件20。

盖部24的内圆柱形部件26，径向内环形罩12的圆柱形部件17以及端壁13的内圆柱形部件21通过螺栓30彼此固定，所述螺栓30分布在圆周上并接合在径向内环形罩12的圆柱形部件17的孔以及端壁13的固定孔23中。特别是，端壁13的内圆柱形部件21围绕径向内环形罩12的圆柱形部件17，圆柱形部件17又依次围绕盖部24的内圆柱形部件26。

端壁13中的各开口22均用于安装一燃油喷射装置31。燃油喷射装置31连接到一个形成燃油供给管的喷射管32，所述喷射管32穿过盖部24的相应的开口28。喷射装置31的结构本身是已知的，不再更详细地描述。

燃烧室6的下游端(未示出)固定在一外壳体33上。所述外壳体33包括径向外壁34和径向内壁35，径向内壁35连接在它们的上游端。在径向内壁和径向外壁之间的接合处36包括进气端口37，使空气可从高压压缩机5进入外壳体33的内部容积。空气因此通过所述进气端口37，然后被划分成一第一部分，所述第一部分穿过盖部24的开口28，并进入燃油喷射装置31，在燃油喷射装置31中空气与燃油混合。空气的第二部分绕过盖部24，然后通过径向内环形罩12和径向外环形罩11的孔16、18进入燃烧室6。

在附图中所示的实施例中，壳体形成为一个单件，即径向外壁34和径向内壁35与接合处36一起形成一单一件。例如，壁34、35和接合处36被制成一件。作为一可选方案，壁34、35可被附接和固定到接合处36，壁34、35和接合处36彼此独立。

如前所述，为了能够在径向外环形罩11、径向内环形12之间组装端壁13，并且由于制造的尺寸公差，在径向外环形罩11、径向内环形罩12和端壁13的上述圆柱形部件14、17、20、21之间存在一径向环形间隙。

根据本发明，燃烧室6包括用于填充该间隙的第一环形密封构件38a和第二环形密封构件38b。

第一环形密封构件38a径向地插入在端壁13与径向外环形罩11之间。第二密封构件38b径向地插入在端壁13与径向内环形罩12之间。

除了第一环形密封构件38a和第二环形密封构件38b的尺寸之外，第一环形密封构件38a与第二环形密封构件38b是同心的，并且具有相同的结构。

每个环形密封构件38a、38b均是环形的，并且由至少两个角扇区39a、39b形成(图4中仅显示第一环形密封构件38a)，这里为两个角扇区39a、39b。每个角扇区39a、39b都是弯曲的，并且具有圆弧形状。每个角扇区39a、39b在其圆周上都具有均匀分布在圆周上的固定孔40。

角扇区39a、39b分布在端壁13的圆柱形部件20的圆周上，并且在它们的端部彼此之间轻微地间隔有间隙j，如图5最佳所示。角扇区之间的总角度间隙在例如0到1°或0到5mm之间。

每个环形密封构件38a、38b的每个角扇区39a、39b均由例如

型的镍基合金，或钴基合金制成。每个角扇区38a、38b均具有在0.8到3mm之间的厚度。

每个环形密封构件38a、38b的角扇区39a、39b均由螺栓(未示出)固定，所述螺栓仅接合在端壁13的相应圆柱形部件20、21的一些固定孔23中以及环形密封构件38a、38b的角扇区39a、39b的孔中。这些螺栓的螺钉头部或螺母位于相应罩11、12的切口15处。

燃烧室6还具有一个以环形金属板为形式的位于端壁13下游的热保护构件41。该热保护构件41具有一环形部件42，截锥形或在一径向平面中延伸，其内周向边缘和外周向边缘通过沿上游方向AM轴向延伸的环形凸缘43、44而延伸(图3)。

热保护构件41的外凸缘43径向地插入在径向外环形罩11的圆柱形部件14和端壁13的外圆柱形部件20之间。另外，热保护构件41的外凸缘43位于第一环形密封构件38a的下游AV。

热保护构件41的内凸缘(图3中未示出)径向地插入在径向内环形罩12的圆柱形部件17与端壁13的内圆柱形部件21之间。此外，热保护构件41的内凸缘位于第二环形密封构件38b的下游AV。

作为一可选择方案，热保护构件的凸缘43、44可以沿下游方向AV轴向地延伸，如图2和6中所示。

如前所述，每个环形密封构件38a、38b填充在燃烧室6的端壁13和相应的径向外环形罩11、径向内环形罩12之间的径向间隙，以限制空气至上述接口区域的通道。这改进了涡轮发动机1的性能并限制了污染源。

另外，每个角扇区39a、39b均可轻微地变形，以适合相应的径向外环形罩11、径向内环形罩12的圆柱形部件14、17以及端壁13的相应的圆柱形部件20、21的实际直径。于是，每个角扇区39a、39b可以最佳地封闭在端壁13与相应的径向外环形罩11、径向内环形罩12之间的接口区域。

图8表示与参考图1至7描述的实施例不同的第二实施例，径向外环形罩11的径向内表面45具有环形的凹槽46，所述凹槽46的下游轴向端部形成环形成一径向的肩部47。

在该实施例中，第一环形密封构件38a被至少部分地容纳在凹槽46中，第一环形密封构件38a的每个角扇区39a、39b的下游端部能够停靠在肩部47上。

应该注意的是，第一环形密封构件38a的每个角扇区39a、39b的下游端部与上述肩部47形成一个使得可以限制空气在这些元件之间的通道的挡板。

Claims (8)

1.一种用于涡轮发动机(1)的燃烧室(6)，包括：

-径向外环形罩(11)，

-与所述径向外环形罩(11)同轴的径向内环形罩(12)，

-连接所述径向外环形罩(11)与所述径向内环形罩(12)的端壁(13)，

其特征在于，所述燃烧室包括与所述径向内环形罩(12)和所述径向外环形罩(11)同轴的第一环形密封构件(38a)，所述第一环形密封构件(38a)径向地插入在所述端壁(13)与所述径向外环形罩(11)之间，所述第一环形密封构件(38a)被分为扇区，并包括至少两个角扇区(39a、39b)，

所述燃烧室包括位于所述端壁(13)下游(AV)的热保护构件(41)，

所述热保护构件(41)是具有径向延伸的环形部件(42)的金属板，其内周边缘和外周边缘通过沿下游(AV)或上游(AM)方向轴向延伸的径向外凸缘(43)和径向内凸缘(44)延伸，

所述热保护构件(41)的径向外凸缘(43)和径向内凸缘(44)向上游(AM)轴向延伸，并且分别径向地插入在所述径向外环形罩(11)与所述端壁(13)之间以及所述径向内环形罩(12)与所述端壁(13)之间。

2.根据权利要求1所述的燃烧室(6)，其中，所述燃烧室包括与所述径向内环形罩(12)和径向外环形罩(11)同轴的第二环形密封构件(38b)，所述第二环形密封构件(38b)径向地插入在所述端壁(13)与所述径向内环形罩(12)之间。

3.根据权利要求2所述的燃烧室(6)，其中，对于所述第一环形密封构件(38a)、第二环形密封构件(38b)中的每个，所述角扇区(39a、39b)分布在圆周上，它们之间的总角度间隙在0与1°之间或0与5mm之间。

4.根据权利要求2或3所述的燃烧室(6)，其中，所述燃烧室(6)的径向外环形罩(11)包括一个围绕所述端壁(13)的径向外圆柱形部件(20)的圆柱形部件(14)，所述端壁(13)还包括围绕所述燃烧室(6)的径向内环形罩(12)的圆柱形部件(17)的至少一个径向内圆柱形部件(21)，所述第一环形密封构件(38a)插入在所述径向外环形罩(11)的圆柱形部件(14)与所述端壁(13)的外圆柱形部件(20)之间，所述第二环形密封构件(38b)插入在所述径向内环形罩(12)的圆柱形部件(17)与所述端壁(13)的内圆柱形部件(21)之间。

5.根据权利要求1至3中任何一项所述的燃烧室(6)，其中，所述第一环形密封构件(38a)、第二环形密封构件(38b)中的每个均由镍基合金或钴基合金制成。

6.根据权利要求1至3中任何一项所述的燃烧室，其中，所述第一环形密封构件(38a)、第二环形密封构件(38b)中的每个均具有在0.8与3mm之间的厚度。

7.根据权利要求1至3中任何一项所述的燃烧室，其特征在于，所述径向外环形罩(11)的径向内表面(45)具有一环形凹槽(46)，所述环形凹槽(46)的下游轴向端部形成一环形的径向肩部(47)，所述第一环形密封构件(38a)被至少部分地容纳在所述凹槽(46)中，所述第一环形密封构件(38a)的每个角扇区(39a、39b)的下游端部能够停靠在所述肩部(47)上。

8.一种涡轮发动机(1)，包括根据权利要求1至7中任何一项所述的燃烧室(6)。

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