CN104718413B - 具有可变空气供应的涡轮引擎燃烧组件 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种涡轮机引擎燃烧组件，其包括壳体、燃烧室和至少一个用于启动涡轮引擎的燃料喷射器，所述燃烧室由两个回转壁限定，即内壁和外壁，所述内壁和外壁在彼此内侧延伸并由一环形室底壁连接。该室的外壁固定到壳体的环形外壁。喷射器与壳体的环形外壁相连并包括燃料点燃罩，所述点燃罩在通到所述室中之前在壳体内侧连续地延伸穿过在壳体壁中的开口以及燃烧室的外壁中的开口。在壳体壁与燃烧室壁之间延伸的点燃罩的至少一个壁设置有至少一个进气口。燃烧室的外壁与用于根据燃烧室的热膨胀状态堵塞进气口的装置牢固地连接。

Description

具有可变空气供应的涡轮引擎燃烧组件
技术领域
本发明通常涉及涡轮引擎领域，更具体说是涉及在涡轮引擎壳体上的燃料喷射装置与燃烧室的安装。
背景技术
参考图1，涡轮引擎1通常包括燃烧室10和容纳在壳体30中的分配器20，燃烧室由两个回转壁限定，即内壁14和外壁12，所述内壁14和外壁12在彼此内侧延伸并由环形室底壁16相连，
该壳体还具有内壁32和外壁31，燃烧室的内壁12和外壁14分别固定到所述内壁32和外壁31。
空气和燃料的混合物经由安装在室底壁上的多个喷射器18被喷射到燃烧室中，并被分配在所述壁的整个周边。
几种类型的喷射器设置在燃烧室中，其中的启动喷射器包括喷射空气和燃料混合物的喷雾嘴以及点燃所述混合物的火花塞。
为了表征喷射器，使用已知为流量数(FN)的数量，所述数量等于喷射器的流速(L/h)除以所喷射的混合物的压力(以巴表示)。启动喷射器的流量数通常包括在1.2与1.5之间。
其他喷射器专用于后启动阶段：在飞行中的过渡加速或减速阶段和稳态阶段。这些喷射器具有包括在9与10之间的非常高的流量数，也就是说，它们的燃料喷射流速较高。
然而，无论现有的喷射器是什么，它们确保燃料燃烧的空气要求均根据涡轮引擎的阶段而变化。
特别是，当涡轮引擎启动时，喷射器需要吸收大量的空气以点燃燃料。
相反，在启动后阶段，特别是在稳态飞行阶段，空气需求降低，针对启动吸收大量的空气是无用的。在另外一方面，更有利的是，吸取较小量的空气以使没有被喷射器吸收的空气流可以用于其他用途，特别是例如用于引擎的冷却。
发明内容
本发明的目的是提出一种涡轮引擎燃烧组件，所述燃烧组件包括由燃料喷射器提供的燃烧室，所述燃烧组件的空气供应根据引擎阶段而变化。
在这方面，本发明涉及涡轮引擎燃烧组件，其包括壳体、燃烧室和至少一个用于启动涡轮引擎的燃料喷射器，
燃烧室由两个回转壁限定，即内壁和外壁，所述内壁和外壁在彼此内侧延伸并由环形室底壁相连，室的外壁固定到所壳体的环形外壁，
喷射器与壳体的环形外壁连接，并包括燃料点燃罩，所述燃料点燃罩在张开到室之前在壳体内侧依次地延伸穿过在壳体壁中的开口和在燃烧室的外壁中的开口，在壳体壁与燃烧室壁之间延伸的点燃罩的至少一个壁设置有至少一个进气口，
该燃烧组件的特征在于，燃烧室的外壁与用于根据燃烧室的热膨胀状态来堵塞进气口的装置牢固地连接。
有利地，但可选择地，根据本发明的涡轮引擎可以进一步包括至少一个以下特征：
堵塞装置抵靠点燃罩的壁设置，并与其成滑动关系。
其中该堵塞装置被成形为对应于涡轮引擎的后启动阶段，在被称为燃烧室的“热状态”的热膨胀状态下，堵塞至少某些进气口。
该堵塞装置被形成为对应于涡轮引擎的停止阶段，在被称为燃烧室的“热状态”的热膨胀状态下，堵塞至少某些进气口。
用于堵塞进气口的装置是围绕点燃罩的壁的护套。
点燃罩的壁设置有一三角形进气口，护套设置有矩形窗口，所述矩形窗口的宽度大于或等于三角形进气口的基底的宽度，且其高度大于或等于三角形进气口的高度。
点燃罩的壁设置有多个进气口，所述进气口是圆形或椭圆形，护套设置有规律地分隔开的狭缝，在两个相邻狭缝之间的间隙的宽度大于或等于进气口的直径或高度。
护套的狭缝的宽度大于或等于进气口的直径或高度。
进气口是沿着在点燃罩的壁上的多条平行线分布的圆形口或是椭圆形平行通风孔，狭缝和在护套的两个相邻狭缝之间的间隙沿着平行于由圆形口或椭圆形通风孔形成的线的方向的方向延伸。
进气口是沿着在点燃罩的壁上的多条平行线分布的圆形口或是椭圆形平行通风孔，其中狭缝和在护套的两个相邻狭缝之间的间隙沿着相对于由圆形口或椭圆形通风孔所形成的线的方向以严格地包括在0与90°之间的角度倾斜的一个方向延伸。
燃烧室是倒转的类型。
每个燃料喷射器均进一步地适于在涡轮引擎的后启动阶段的过程中供应燃烧室。
本发明还涉及一种包括根据本发明的燃烧组件的涡轮引擎。
本发明由于用于堵塞喷射器的进气口的装置而达到上述目的，所述装置对应于涡轮引擎的运转状态，根据燃烧室的热膨胀状态而移动以堵塞所述进气口或开通所述进气口。
附图说明
从纯粹地示例性的和非限制性的以及比较于附图来阅读的以下描述，本发明的其他特征、目标和优点将变得显而易见，其中，
图1已经被描述为表示在燃烧室的水平处的涡轮引擎的截面视图。
图2表示根据本发明的使用在燃烧组件中的类型的喷射器。
图3a和3b表示根据本发明的实施例，在涡轮引擎的两个运转状态下的燃烧组件。
图4a和4b表示在涡轮引擎的两个运转状态下的，在横截面视图中的，图3a和3b的燃烧组件。
图5表示根据本发明的另外实施例的燃烧组件。
图6a和6b示意性地表示在涡轮引擎的两个运转状态下的燃烧组件的另外实施例。
图6c表示根据涡轮引擎的膨胀状态的图6a和6b的排气口的非堵塞截面。
图7a和7b示意性地表示在涡轮引擎的两个运转状态下的图6a和6b的实施例的变型。
图7c表示根据涡轮引擎的膨胀状态的图7a和6b的排气口的非堵塞截面。
具体实施方式
根据已经描述的图1，涡轮引擎1包括容纳在壳体30中的燃烧室10，该燃烧室由两个回转壁限定，即外壁14和内壁12，所述外壁14和内壁12在彼此内侧延伸，并由一环形室底壁16相连。
壳体30具有环形内壁32和环形外壁31，燃烧室的内壁12和外壁14分别固定到环形内壁32和环形外壁31上。
燃烧室10优选为倒转型，也就是说，该类型的室通常具有U形截面，所述U形截面用于沿着涡轮的方向，相对于涡轮引擎的轴线，朝向涡轮引擎的上游排放空气和燃烧产物。
优选地，燃烧室10包括多个启动喷射器100，所述启动喷射器100在燃烧室的环形外壁14的水平处，如下文中所描述的那样。
参考图2，燃烧室的此启动喷射器100已经被表示。此喷射器包括用于点燃燃料的火花塞101以及燃料供应入口102。
火花塞101和燃料供应入口102穿入喷射器的盖103中，所述喷射器被固定到涡轮引擎的壳体的外壁31上。
罩104从盖103突出延伸，燃料在穿进燃烧室之前的点燃发生在所述罩中。
如在图3a和3b中可以看到的那样，罩经由形成在壳体30的外壁31中的开口33穿进壳体30中。罩104延伸进包含在壳体30与燃烧室10之间的间隙40中，其中空气流可以在涡轮引擎的运转过程中流动。
该罩也经由形成在室的外壁14中的开口13穿进燃烧室10中。
喷射器100可以以不是本发明的主题的不同方式形成，但其优选包括具有燃料喷射器的至少一个隔间，火花塞的一个端部穿进所述隔间中，以点燃燃料。一开口105在位于燃烧室(在图3a和3b中是可见的)内的罩的底部形成，以使点燃的燃料可排放到燃烧室中。
根据一具体实施例，喷射器100可包括在罩104中如之前的燃料点燃回路，以及第二回路，该第二回路适于点燃较高流速的燃料，并供应在室的启动后阶段过程中所包括的涡轮引擎的燃烧室。
罩104包括至少一个进气口107，所述进气口107远离排气口105，位于间隙40中的罩104的壁106的部分上。
所述口可以采取如在图2或图5中所示的椭圆形通风孔或如图3a和3b中可见的均匀分布并沿所述壁排列的圆形通风孔。
可选择地，壁106可具有单一的进气口107，如图6a，6b和7a，7b所示，此进气口的开口宽度随着其相对于燃烧壁的外壁14的距离是可变化的，例如增加或减小。
所采取的宽度指的是横向于轴线测量的尺寸，罩104沿着所述轴线延伸。其后，所采用的高度指的是沿着所述轴线测量的尺寸。
作为非限制性实施例，此口可采取三角形的形状，所述三角形的顶部朝向燃烧室的外壁14，如图6a和6b中所示，或者，所述三角形的顶部以相对于所述壁的方式定向，如图7a和7b中所示。
返回到图3a和3b，用于堵塞进气口107的装置50与燃烧室的外壁14牢固地连接，并相对于罩104成滑动连接。
其优选但以非限制的方式在开口13的周边上与燃烧室的外壁14连接，所述开口13以相同的方式制成，以接收罩104的底部。可选择地，该堵塞装置可以与燃烧室的壁14整体形成。
堵塞装置50优选为护套51，所述护套51从燃烧室的壁14突出至外壳体壁31，并围绕罩104，同时在包括在间隙40中的罩104的壁106的部分上与罩接触。
该护套进一步包括至少一个狭缝，优选为多个狭缝52，使得可开通或堵塞壁104的所有或部分进气口107。
该护套可以不同的方式形成。
在图3a和3b中，壁的进气口107是沿着罩的壁，沿着多个平行线排列的圆形开口。护套的狭缝52的形状可设置为根据进气口107与狭缝52的相对位置而完全地堵塞或开通进气口107。
例如，该护套的狭缝52的方向可平行于进气口107的直线排列，其宽度大于或等于进气口107的直径。这样，如图3a中所示，如果狭缝与进气口相对，则相同直线排列的所有进气口107均打开并展开到间隙40上。
在护套的两个连续狭缝52之间的间隙53的宽度也大于或等于进气口的直径，以当狭缝不与所述进气口相对时，完全堵塞相同直线排列的进气口107。
这是在图3b中所示的情况。
以类似的方式，在图5中，罩104的进气口107可以是椭圆形通风孔，在此情况下，护套51的狭缝52可以具有与通风孔107至少相同的长度、相同的宽度、相同的间隔以及相同的方向。这使得可如之前那样同时堵塞或开通所有的狭缝。
无论罩104的进气口107是圆形通风孔还是椭圆形通风孔，护套的狭缝52均还可相对于进气口的直线排列或通风孔的方向倾斜，以即使当狭缝与进气口相对时，仅堵塞部分的所述进气口。
对于护套51的小移动，这使得比狭缝不倾斜可保持更高的气流。
例如，狭缝可以相对于进气口的直线排列的方向倾斜0至90°。
另一实施例示意性地显示在图6a和6b中；罩104因而包括一三角形的进气口107，所述三角形进气口107的顶部朝向燃烧室的外壁14。
在护套内形成的狭缝52于是是一矩形窗口，所述矩形窗口的宽度大于或等于三角形进气口107的底部，其高度大于或等于三角形进气口107的高度。三角形进气口的高度优选对应于护套的最大平移，例如1.25mm。
在图7a和7b中，三角形进气口107具有与燃烧室的外壁14相对的顶部，如之前的那样，护套的窗口52也是矩形的，其高度大于或等于三角形进气口的高度，其宽度大于或等于三角形进气口的底部。
护套51相对于罩104的滑动关系通过参考图4a和4b在其后解释。如之前所述，护套51与燃烧室的外壁14牢固地连接。
此壁没有固定到罩104，喷射器单独地固定在壳体上，以使其还可以相对于罩104移动。
然而，此壁受到根据燃烧室的运转阶段而可变化的热膨胀。当涡轮引擎停止时，燃烧室处于被称为“冷状态”的热膨胀状态，该状态在图4a中表示。
涡轮引擎启动，随后在其启动后阶段(起飞，稳态阶段，着陆)中的操作导致燃烧室的加热，以使室膨胀和壁14朝向壳体平移。
此热膨胀状态在涡轮引擎的启动后阶段的过程中达到被称为“热状态”的极端状态，此状态在图4b中表示。在此状态下，壁14可以朝向壳体平移1.25mm量级的总距离。
堵塞装置50与所述壁固定地连接，其还根据壁14的移动，以相对于罩成滑动连接而移动。
这样，根据燃烧室的热膨胀状态以及进气口107和狭缝52的各自几何形状，该堵塞装置相对于壁14的相对移动导致全部或部分的进气口堵塞或开通。
明显的是，进气口107和狭缝52的尺寸根据由燃烧室的热膨胀所导致的护套的移动来确定。例如，对于在“冷”状态与“热”状态之间的1.25mm的移动，可规定，进气口的高度(在椭圆形通风孔或三角形通风孔的情况下)，或直径(在圆形口的情况下)小于1.25mm，优选1.25mm的量级，如果在狭缝52之间的间隙53的宽度小于1.25mm，则狭缝52优选为1.25mm的量级。
根据燃烧室的热膨胀状态而可移动的用于堵塞空气50的装置使得可调节根据室的运转状态用来点燃燃料的空气的量。
事实上，在涡轮引擎启动时，通常需要大量的空气来燃烧足够量的燃料，以点燃燃烧室。
当涡轮引擎处在启动后状态时，此空气需求下降。而且，有利的是保存此空气用于另一用途，例如用于冷却涡轮引擎。
这样，特别有利的是，将堵塞装置50的形状设置为，当“冷却”(无热膨胀)时，进气口107处于最小堵塞状态，例如使得无进气口被堵塞。
在此情况下，当涡轮引擎工作时，室10的热膨胀和护套51的位置的变化导致通过堵塞所有的或部分的进气口107而减少进气。
此结果可通过例如调节在燃烧室14的壁与第一狭缝52之间的间隙54的宽度来获得。
可选择地，对于其他原因，可以设想设置进气装置50的形状，使得进气口107的最小堵塞状态对应于涡轮引擎的“热”膨胀状态。
这是在图6a至6c中以及图7a至7c中所表示的情况。
而且，在冷状态与热状态之间的空气供应的期望变化取决于进气口107与护套的狭缝52的几何形状。
例如，参考图6c，在冷状态下，进气口107实际上完全被堵塞，这样，该进气口的开口部分实际上是零。由于该进气口具有朝向燃烧室的壁14的三角形几何形状，因此开口部分与护套的移动的平方成比例增加，也就是说，开始非常渐进，然后越来越快。
在图7c中，相反地，进气口107具有与燃烧室的壁14相对的的三角形的形状。进气口的开口部分是护套的移动的多项式函数，首先快速增加，然后以较温和的方式增加(护套的相同移动导致该部分的增加减小)。
这样，进气口107以及该护套的狭缝的几何形状可以根据喷射器的空气要求来调整。
最后，可结合上述实施例，例如同时具有圆形开口、椭圆形通风孔形状的开口和/或三角形的开口，护套的几何形状与所述开口相适应。
这样，提出了一种燃烧组件，所述燃烧组件包括：涡轮引擎壳体，其中容纳燃烧室；以及至少一个用于启动涡轮引擎的喷射器，其中空气供应根据涡轮引擎的运转状态是可变的。

Claims (13)

1.一种涡轮引擎燃烧组件，其包括壳体(30)、燃烧室(10)和至少一个用于启动涡轮引擎(1)的燃料喷射器(100)，
所述燃烧室(10)由两个回转壁限定，即内壁(12)和外壁(14)，所述内壁(12)和外壁(14)在彼此内侧延伸，并由一环形室底壁(16)相连，所述燃烧室的外壁(14)固定到所述壳体的环形外壁(31)，
所述喷射器与所述壳体的环形外壁(31)相连接，并包括一燃料点燃罩(104)，所述燃料点燃罩(104)在通到所述燃烧室中之前，在所述壳体(30)内侧依次地延伸穿过在壳体的环形外壁(31)中的开口(33)和在所述燃烧室的外壁(14)中的开口(13)，在所述壳体的环形外壁(31)与所述燃烧室的外壁(14)之间延伸的所述点燃罩(104)的至少一个壁(106)设置有至少一个进气口(107)，
其特征在于，所述燃烧室的外壁(14)与用于根据所述燃烧室(10)的热膨胀状态来堵塞所述进气口(107)的堵塞装置(50)牢固地连接。
2.根据权利要求1所述的燃烧组件，其中所述堵塞装置(50)设置为抵靠所述点燃罩的壁(106)，并与所述点燃罩的壁(106)成滑动关系。
3.根据权利要求1或2所述的燃烧组件，其中所述堵塞装置(50)的形状设置为在对应于所述涡轮引擎(1)的启动后阶段的被称为所述燃烧室(10)的“热状态”的热膨胀状态下，堵塞至少一些进气口(107)。
4.根据权利要求1或2所述的燃烧组件，其中所述堵塞装置(50)的形状设置为在对应于所述涡轮引擎(1)的停止阶段的被称为所述燃烧室(10)的“冷状态”的热膨胀状态下，堵塞至少一些进气口(107)。
5.根据权利要求1所述的燃烧组件，其中用于堵塞所述进气口(107)的堵塞装置(50)是围绕所述点燃罩(104)的壁(106)的护套(51)。
6.根据权利要求5所述的燃烧组件，其中所述点燃罩(104)的壁(106)设置有一三角形的进气口(107)，所述护套设置有一矩形的窗口(52)，所述窗口(52)的宽度大于或等于所述三角形的进气口的底部，所述窗口(52)的高度大于或等于所述三角形进气口的高度。
7.根据权利要求5所述的燃烧组件，其中所述点燃罩(104)的壁(106)设置有多个进气口(107)，所述进气口是圆形的或椭圆形的，所述护套(51)设置有均匀间隔开的狭缝(52)，在两个相邻狭缝(52)之间的间隙(53)的宽度大于或等于所述进气口(107)的直径或高度。
8.根据权利要求7所述的燃烧组件，其中所述护套的狭缝(52)的宽度大于或等于所述进气口(107)的直径或高度。
9.根据权利要求7或8所述的燃烧组件，其中所述进气口(107)是沿着在所述点燃罩(104)的壁(106)上的多条平行线分布开的圆形口，或者是椭圆形的平行的通风孔，所述狭缝(52)和在所述护套(51)的两个相邻狭缝之间的间隙(53)沿着平行于由所述进气口(107)或所述椭圆形的通风孔形成的线的方向延伸。
10.根据权利要求7或8所述的燃烧组件，其中所述进气口(107)是沿着在所述点燃罩(104)的壁(106)上的多条平行线分布开的圆形口，或者是椭圆形的平行的通风孔，所述狭缝和在所述护套(51)的两个相邻狭缝(52)之间的间隙(53)沿着相对于由所述进气口(107)或所述椭圆形的通风孔所形成的线的方向以严格地包含在0与90°之间的角度倾斜的方向延伸。
11.根据权利要求1或2所述的燃烧组件，其中所述燃烧室(10)是倒转类型的。
12.根据权利要求1或2所述的燃烧组件，其中每个燃料喷射器(100)均进一步适于在所述涡轮引擎的启动后阶段的过程中供应所述燃烧室。
13.一种涡轮引擎，其包括根据前述权利要求中任何一项所述的燃烧组件。
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