CN100368731C - 加力燃烧装置 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于双函道涡轮喷气发动机的加力燃烧环(19)。燃烧环包括一个形成向下游轴向开放的喉道的上游环套和一个在喉道中的碳氢燃料喷嘴总管(4)。燃烧环包括一些扇段体(20)，每个扇段体包括一个上游环套的扇段体(1)。每个扇段体(1)包括一个与喷嘴总管(4)连接的燃料供给口(35)。上游环套部分在第一气流中。每个扇段体(20)包括一个接受燃料供给口的连接装置，和一个通风箱(2)，通风箱(2)延伸在喉道中，沿扇段体(1)，并在喷嘴总管(4)的上游。每个扇段体(1)设有一个通风箱(2)扩散的第二空气的入口，以便冷却喷嘴总管(4)。一个下游环套的扇段体(5)位于喷嘴总管(4)的下游，以便保护喷嘴总管(4)。

Description

加力燃烧装置
技术领域
本发明涉及双函道涡流喷气发动机领域，特别是加力燃烧装置。
背景技术
双函道涡流喷气发动机包括一个叫做第一气流的排放气流，它的温度高于一个叫做第二气流的空气流。已经知道双函道喷气发动机包括一个加力燃烧装置。这个加力燃烧装置包括一个环形外壳体和一个在环形外壳体内并离开该环形外壳体的环形排气管壳体，环形排气管壳体包括一些环形内壁和外壁，这些环形壁的回转轴为涡轮喷气发动机的转轴。外壁和环形外壳体形成一个第二气流的通道，环形外壁和环形内壁形成一个第一气流的通道。在穿过高压和低压涡轮释放排放气流(第一气流)的第一燃烧后，涡轮喷气发动机包括一个用于把碳氢燃料喷射到第一和第二气流中的装置，以便起动一个第二燃烧。已经知道包括一个喷油环和一些火焰稳定器(accroch-flammes)臂的加力燃烧装置，喷油环位于第二气流中，火焰稳定器臂位于与第二气流的一部分混合的第一气流中的。也已经知道包括一个位于第一气流中的喷油环的加力燃烧装置。这个位置产生很强的热应力。
发明内容
本发明将提出对加力燃烧装置的改进。
本发明涉及用于双函道涡轮喷气发动机的加力燃烧环，一个叫做第一气流的排放气流的温度高于一个叫做第二气流的空气流的温度，所述加力燃烧环的回转轴正好与所述涡轮喷气发动机的旋转轴重合，所述加力燃烧环一方面包括一个上游环套，所述上游环套形成一个向下游轴向地开放的喉道，且另一方面包括一个位于所述喉道中的碳氢燃料喷嘴总管，所述加力燃烧环由多个互相连接的环扇段组成，并且每个环扇段包括一个上游环套的扇段体，每个上游环套的扇段体带有一个与碳氢燃料喷嘴总管连接的燃料供给口。
根据本发明的一个主要特征，所述上游环套的上游面(或外表面)能够与第一气流接触。另外，每个环扇段包括一连接装置，所述连接装置位于所述喉道中并在所述碳氢燃料喷嘴总管的上游，用于一方面容纳所述碳氢燃料的入口，另一方面容纳一通风箱，所述通风箱延伸在喉道中，在所述上游环套的扇段体长度的至少一部分上，并在所述碳氢燃料喷嘴总管的上游，所述上游环套的每个扇段体带有一由所述通风箱散布的第二空气的入口，以便冷却所述碳氢燃料喷嘴总管。另外，所述下游环套的一扇段体位于所述碳氢燃料喷嘴总管的下游，以便保护所述碳氢燃料喷嘴总管。
本发明还涉及一种用于双函道涡轮喷气发动机的加力燃烧装置，一个叫做第一气流的排放气流的温度高于一个叫做第二气流的空气流的温度，所述加力燃烧装置包括一环形外壳体和一环形排气管壳体一一其在所述环形外壳体内并且离开所述环形外壳体一距离，并包括环形内壁和环形外壁，且以涡轮喷气发动机的转轴作为它们的回转轴。所述外壁和所述环形外壳体形成所述第二气流的一通道，所述环形外壁和所述环形内壁形成所述第一气流的一通道，所述加力燃烧装置还包括加力燃烧臂。
按照本发明的主要特征，所述外壁具有孔眼，并且所述加力燃烧装置包括符合上述权利要求中任一项所述的加力燃烧环，所述加力燃烧环固定在所述环形外壁上，使得所述上游环套的上游面与第一气流接触，并且所述上游环套的每个扇段体的第二进风口与所述外壁的孔眼吻合。
附图说明
下面的图以非限定的方式表示本发明的一些实施例：
图1A表示一个双函道涡流喷气发动机的剖面图；
图1B表示图1A的双函道涡流喷气发动机的剖面细节；
图1C表示一个在本发明的第一组装阶段的燃烧环扇段体的立体图；
图2表示一个在本发明的第二组装阶段的燃烧环扇段体的立体图；
图3是图5燃烧环扇段体的A-A剖面图；
图4是燃烧环扇段体的立体图，燃烧环扇段体带有固定在它的端部的接头；
图5是一个朝向燃烧环扇段体下游的视图，燃烧环扇段体带有固定在它的端部的接头；
图6是加力燃烧装置的整体示意剖面图，这里加力燃烧装置只包括符合本发明的燃烧环；
图7是连接接头上游的立体图；
图8是连接接头下游的立体图；
图9是与通风箱连接的连接接头下游的立体图；
图10是与通风箱连接的连接接头上游的立体图；
具体实施方式
这些图主要包括一些具有一定特征的零件。因此它们不仅可以用于更好地理解本发明，并且在必要的情况下有助于定义本发明。
图1A表示一个双函道涡轮喷气发动机的示意图。
空气首先被入口风扇11吸入，然后被带向低增压比压气机12。一部分压缩的空气流流向高增压比压气机14，另一部分进入到涡轮喷气发动机的部分18中。在燃烧室16之后，排放气体流到高压涡轮机中，然后在流入排气管壳体23前进入到低压涡轮机17中。这种高温排放气相当于第一气流。涡轮喷气发动机的部分18的冷空气流在与热空气通道15接触时被加热。加热后的空气流叫做第二气流。
现在参照详细的图1B描述加力燃烧装置19。这个加力燃烧装置包括一个环形外壳体25和一个环形排气管壳体一一其在环形外壳体内并且离开环形外壳体一距离，所述两个壳体具有同一个与涡轮喷气发动机的转轴一致的回转轴。环形排气管壳体包括环形内壁29和外壁27，涡轮喷气发动机的转轴作为它们的回转轴。外壁27和环形外壳体25形成一个第二气流在部分18中通过后的通道32，环形外壁27和环形内壁29形成一个第一气流在涡轮机17中通过后的通道34。环形外壁27中的一个孔眼30可以形成一个通道，使第二气流与通道34中的第一气流混合。一个使碳氢燃料到达通道34中的机构可以使第一气流/第二气流/碳氢燃料的混合物点燃，火焰固定在火焰稳定器臂22上。如图1B所示，一些臂挂在所述外壳体上，并且沿一个倾斜于一个与转轴垂直的平面的角度向下游延伸。另外，一个喷油环21位于第二气流中，并且由一些位于火焰稳定器臂之间的环扇段组成。这个喷油环的上游环套保护一碳氢燃料喷嘴总管抵抗加力燃烧火焰和高温(900℃)的第一气流，所述喷嘴总管向下游喷洒碳氢燃料以便维持加力燃烧。
为了提高加力燃烧的效率，喷油环位于第一气流中。这种设置在喷油环处产生非常高的热应力。因此，根据本发明，喷油环的形成方式是降低热应力，并提高加力燃烧的效率。
图6表示一个符合本发明的加力燃烧装置的示意剖面图。该装置包括一个喷油环，喷油环一方面包括一个上游环套，上游环套形成一个向下游轴向开放的喉道，另一方面包括一个位于喉道中碳氢燃料喷嘴总管4，喷油环由多个互相连接的环扇段20组成，并且每个环扇段包括一个上游环套的扇段体1，上游环套的每个扇段体1设有一个与碳氢燃料喷嘴总管4连接的燃料供给口35。仅仅作为例子，上游环套由一个环形二面角体构成，它的圆形棱脊指向上游，二面角体的内板与转轴平行，并且外板径向向外。根据图6，环形外壁27在一个与转轴垂直的平面内包括一些均匀分布在环形外壁27的整个圆周上的孔眼36。这些孔眼36由向下游延伸的管子28的一部分形成，例如管子28的这个部分的开放端通过注模与环形内壁27形成一个单一零件。管子28的这个部分沿着一个倾斜于一个与转轴垂直的平面的角度延伸。喷油环的上游环套的每个扇段体，特别是每个扇段体的外板包括一个由管子37的一部分形成的孔眼，管子37按照一个倾斜于一个与转轴垂直的平面的角度向上游延伸。上游环套扇段体的孔眼与环形外壁27的其中一个孔眼一致并且与这个孔眼一起固定。
所述上游环套扇段体的孔眼作为第二进气口和在所述喉道中的燃料供给口一一由所述上游环套扇段体形成。可以考虑孔眼的另一个实施例，以便使所述进气口与燃料供给口分开。燃料供给特别通过一个管子35进行，管子35从环形外壁和上游环套扇段体的一致的孔眼穿过。管子35的端部通向一个连接头，该连接头与位于上游环套扇段体形成的喉道中的碳氢燃料喷嘴总管连接。碳氢燃料喷嘴总管4至少部分延伸在上游环套的扇段体1的一部分上，并且由一个向下游的穿孔管子构成。在由于喷油环在第一气流中的位置造成的温度非常高的环境下，需要对喷油环的每个扇段体进行通风和冷却，以避免热应力太高。为了改善上游环套和碳氢燃料喷嘴总管的通风，一个通风箱2位于喉道中，在碳氢燃料喷嘴总管的下游，并通过进风口提供空气。图1C表示通风箱在碳氢燃料喷嘴总管如图2所示在喉道中就位前的就位。通风箱的每个管子有一个叫做“销”的局部凸台，以保证上游环套扇段体与通风箱之间的间隙。
喷油环的每个扇段体包括一个连接接头3，连接接头3位于喉道中并在碳氢燃料喷嘴总管的上游，用于一方面接受燃料供给管和进风口，另一方面接受通风箱，通风箱延伸在喉道中，在上游环套扇段体的至少一部分上，并且在碳氢燃料喷嘴总管的上游。这个连接接头特别详细地示于图7、8、9、10。
连接接头3的形状与上游环套形成的喉道的形状互补，以便位于碳氢燃料喷嘴总管的上游。这个接头包括一个主要空洞，这个主要空洞能够与上游环套扇段体的孔眼相对并接受燃料供给口和进风口的连接头。主要空洞通向一个下游开口45，以便使连接头与垂直位于连接接头方向的碳氢燃料喷嘴总管连接。为了避免连接头在通向下游开口的空洞中转动，连接接头包括一个轴向延伸并轴向向下游开口以外的突出部分48。另外，连接接头3包括一些侧开口，即一些面对面地延伸在喷油环的圆周上和进风口的主要空洞两侧的开口。这些侧开口可以使通风箱就位。另外，通风箱包括两个多穿孔的空心管，每个空心管的开放端可以保持在两个侧孔的其中一个中，它们的自由端通到主要空洞中。通过上游环套扇段体的孔眼到达的空气在主要空洞中通过，主要空洞形成空气到达的汇集地，并且空气通过通风箱空心管位于连接接头侧开口中的端部从侧向和圆周方向引到通风箱的空心管中。
为了保护碳氢燃料喷嘴总管和通风箱不受逆燃和辐射的影响，一个下游环套的扇段体5位于所述碳氢燃料喷嘴总管下游一一所述碳氢燃料喷嘴在由所述上游环套的扇段体形成的喉道中。这个下游环套的扇段体有一个整体为半圆形的轴向截面，这个截面的端部分别与上游环套扇段体板的端部形成来自碳氢燃料喷嘴总管的碳氢燃料的通道。这个下游环套扇段体5形成一个向下游的喷油环热保护屏障。
下游环套扇段体形成一个向下游轴向开放的喉道，并且通过固定装置固定在上游环套扇段体上。固定装置可以是一个铆钉。如图3所示，下游环套扇段体包括轴向位于这个扇段体上游的保持装置，以便使碳氢燃料喷嘴总管保持就位，使通风箱保持就位，贴靠上游环套扇段体的内壁，并且使下游环套扇段体与上游环套扇段体的下游面准确连接。例如这些保持装置是一些与下游环套扇段体浇注成一个单一零件并且在下游环套扇段体的上游的圆周宽度很小的爪54(例如每个扇段体两个爪)。一个爪54的剖面示于图3。这些爪54包括一个轴向延伸在下游环套上游的内销55。以便一旦下游环套扇段体在上游环套扇段体形成的喉道中正确就位时，这个内销55推动通风箱的其中一个管子，使其贴靠这个喉道的底部。爪54的一个外销56与内销55形成一个凹的空腔，用于接受碳氢燃料喷嘴总管，以便使碳氢燃料喷嘴总管保持离开下游环套扇段体5的上游面一定距离。因此，下游环套扇段体5很好地起热保护屏障的作用。爪54的径向内端和外端还包括一些与上游环套扇段体中形成的孔眼相对的空腔，以便穿过孔眼放置“销”6，以便贴靠在空腔中。这些“销”6是焊接的，以便在它们之间固定上游和下游环套的扇段体。也可以考虑能够去掉热保护屏固定上游和下游环套扇段体的其它方法，以便维修喷油环。
图4、5表示喷油环的一个扇段体，它的端部设有侧向固定接头，用于使这个扇段体在每个端部与另一个扇段体连接。因此，喷油环的扇段体通过侧向固定接头互相连接，侧向固定接头面与喷油环扇段体端部相对的端部包括一个带有一些槽的零件，下游环套扇段体的端部位于这些槽中。另外这些侧向固定接头用于通过一个柱销8和一个扣针9把喷油环的扇段体固定在加力燃烧臂上。
存在这些侧向固定接头可以使喷油环的扇段体自由膨胀，喷油环的扇段体不是固定不动的。但是，铆钉10可以使整体保持固定。
本发明不局限于上面仅仅作为例子描述的固定装置的实施例，而是包括技术人员可以在下面的权利要求的范围内考虑的所有变型。

Claims (10)

1.用于双函道涡轮喷气发动机的加力燃烧环，一个叫做第一气流的排放气流的温度高于一个叫做第二气流的空气流的温度，所述加力燃烧环(21)的回转轴正好与所述涡轮喷气发动机的旋转轴重合，所述加力燃烧环(21)一方面包括一个上游环套，所述上游环套形成一个向下游轴向地开放的喉道，且另一方面包括一个位于所述喉道中的碳氢燃料喷嘴总管(4)，所述加力燃烧环(21)由多个互相连接的环扇段(20)组成，并且每个环扇段包括一个上游环套的扇段体(1)，每个上游环套的扇段体(1)带有一个与碳氢燃料喷嘴总管(4)连接的燃料供给口(35)，
所述加力燃烧环的特征在于，所述上游环套的上游面能够与第一气流接触；
每个环扇段(20)包括一连接装置(3)，所述连接装置(3)位于所述喉道中并在所述碳氢燃料喷嘴总管(4)的上游，用于一方面容纳所述碳氢燃料的入口(35)，另一方面容纳一通风箱(2)，所述通风箱(2)延伸在喉道中，在所述上游环套的扇段体长度的至少一部分上，并在所述碳氢燃料喷嘴总管(4)的上游，所述上游环套的每个扇段体(1)带有一由所述通风箱(2)散布的第二空气的入口，以便冷却所述碳氢燃料喷嘴总管(4)；
并且，一下游环套扇段体(5)位于所述碳氢燃料喷嘴总管(4)的下游，以便保护所述碳氢燃料喷嘴总管(4)。
2.如权利要求1所述的加力燃烧环，其特征在于，所述下游环套扇段体(5)形成一向下游轴向开放的喉道，并且通过固定装置固定在所述上游环套的扇段体(1)上。
3.如权利要求1所述的加力燃烧环，其特征在于，所述下游环套扇段体(5)包括保持装置，所述保持装置在上游轴向地安置，以便使所述碳氢燃料喷嘴总管(4)保持就位，保持所述通风箱(2)贴靠所述上游环套的扇段体(1)的内壁，并使所述下游环套扇段体(5)与所述上游环套扇段体(1)的内壁连接。
4.如权利要求1至3中任一项所述的加力燃烧环，其特征在于，所述连接装置(3)包括一空洞，所述空洞形成所述碳氢燃料的入口(35)和所述第二空气的入口的汇集地。
5.如权利要求1至3中任一项所述的加力燃烧环，其特征在于，所述通风箱(2)包括两个多穿孔的空心管，所述连接装置(3)包括两个在圆周上互相面对的开口，所述两个开口位于形成进风口汇集地的空洞两侧，所述两个空心管的每一个的开放端保持在所述两个开口的其中一个中，它们的开放端通向所述形成进风口汇集地的空洞。
6.如权利要求1至3中任一项所述的加力燃烧环，其特征在于，所述环扇段(20)通过侧向固定接头互相连接，所述侧向固定接头包括一个带有槽的零件，所述下游环套扇段体(5)的端部位于所述槽中。
7.如权利要求1至3中任一项所述的加力燃烧环，其特征在于，所述连接装置(3)的上游面的曲度与所述上游环套的下游面的曲度互补。
8.用于双函道涡轮喷气发动机的加力燃烧装置，一个叫做第一气流的排放气流的温度高于一个叫做第二气流的空气流的温度，所述加力燃烧装置包括一环形外壳体(25)和一环形排气管壳体，所述环形排气管壳体在所述环形外壳体(25)内并且离开所述环形外壳体(25)一距离，并所述环形排气管壳体包括环形内壁(29)和环形外壁(27)，且以涡轮喷气发动机的转轴作为所述环形内壁(29)和环形外壁(27)的回转轴，所述外壁和所述环形外壳体形成所述第二气流的一通道，所述环形外壁(27)和所述环形内壁(29)形成所述第一气流的一通道，所述加力燃烧装置还包括加力燃烧臂(22)，
所述加力燃烧装置的特征在于，所述外壁(27)具有孔眼，并且所述加力燃烧装置包括符合上述权利要求中任一项所述的加力燃烧环(21)，所述加力燃烧环(21)固定在所述环形外壁(27)上，使得所述上游环套的上游面与第一气流接触，并且所述上游环套的每个扇段体(1)的第二进风口与所述外壁(27)的孔眼吻合。
9.如权利要求8所述的加力燃烧装置，其特征在于，所述上游环套贴靠在所述加力燃烧臂(22)的背部，所述上游环套的扇段体(1)通过贴靠在所述固定接头上的固定装置互相固定，并且固定在所述加力燃烧臂(22)的背部，所述固定接头包括一带有槽的零件，所述下游环套扇段体(5)的端部位于所述槽中。
10.包括如权利要求8或9所述的加力燃烧装置的涡轮喷气发动机。
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Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2007099046A1 (de) * 2006-02-28 2007-09-07 Siemens Aktiengesellschaft Gasturbinenbrenner und verfahren zum betreiben eines gasturbinenbrenners
FR2900460B1 (fr) * 2006-04-28 2012-10-05 Snecma Systeme annulaire de post-combustion d'une turbomachine
WO2008143556A1 (en) * 2007-05-22 2008-11-27 Volvo Aero Corporation A masking arrangement for a gas turbine engine
FR2921042B1 (fr) * 2007-09-14 2010-05-14 Airbus Dispositif de generation de fumee pour aeronef et aeronef equipe d'un tel dispositif
FR2935464B1 (fr) * 2008-09-01 2018-10-26 Safran Aircraft Engines Dispositif de fixation d'un bras accroche flammes sur un carter de post-combustion.
CN101776283B (zh) * 2009-01-13 2012-06-20 北京航空航天大学 带射流注入的火焰稳定装置
WO2015047514A2 (en) * 2013-07-07 2015-04-02 United Technologies Corporation Inseparable machined lubricant manifold
FR3082284B1 (fr) * 2018-06-07 2020-12-11 Safran Aircraft Engines Chambre de combustion pour une turbomachine
GB201819748D0 (en) 2018-10-12 2019-01-16 Rolls Royce Plc Afterburner system
CN109611887B (zh) * 2018-11-01 2020-10-09 中国航发沈阳发动机研究所 一种燃烧装置
GB202006964D0 (en) * 2020-05-12 2020-06-24 Rolls Royce Plc Afterburner strut with integrated fueld feed lines
GB2615335B (en) * 2022-02-04 2024-05-08 Rolls Royce Plc A reheat assembly

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4887425A (en) * 1988-03-18 1989-12-19 General Electric Company Fuel spraybar
US4901527A (en) * 1988-02-18 1990-02-20 General Electric Company Low turbulence flame holder mount
WO1994010436A1 (en) * 1991-07-26 1994-05-11 United Technologies Corporation Augmentor flame holder construction
US5400589A (en) * 1982-10-07 1995-03-28 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation S.N.E.C.M.A. Afterburner for a turbofan engine
EP0911585A1 (fr) * 1997-10-23 1999-04-28 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Accroche-flamme carburé et refroidi

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2862359A (en) * 1952-10-28 1958-12-02 Gen Motors Corp Fuel manifold and flameholder in combustion apparatus for jet engines
FR1321385A (fr) * 1962-05-09 1963-03-15 Rolls Royce Réchauffeur à combustion pour turbine à gaz ou analogue
US3269116A (en) * 1965-04-29 1966-08-30 United Aircraft Corp Centrally supported flameholder
FR2586792B1 (fr) * 1985-09-03 1989-06-16 Snecma Dispositif de liaison entre un anneau bruleur ou accroche-flammes en materiau composite et un canal de chambre de post-combustion d'un turboreacteur
US5127224A (en) * 1991-03-25 1992-07-07 United Technologies Corporation Spray-ring mounting assembly

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5400589A (en) * 1982-10-07 1995-03-28 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation S.N.E.C.M.A. Afterburner for a turbofan engine
US4901527A (en) * 1988-02-18 1990-02-20 General Electric Company Low turbulence flame holder mount
US4887425A (en) * 1988-03-18 1989-12-19 General Electric Company Fuel spraybar
WO1994010436A1 (en) * 1991-07-26 1994-05-11 United Technologies Corporation Augmentor flame holder construction
EP0911585A1 (fr) * 1997-10-23 1999-04-28 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Accroche-flamme carburé et refroidi

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