CN110500611B - 用于涡轮发动机燃烧室的组件 - Google Patents

用于涡轮发动机燃烧室的组件 Download PDF

Info

Publication number
CN110500611B
CN110500611B CN201910405427.2A CN201910405427A CN110500611B CN 110500611 B CN110500611 B CN 110500611B CN 201910405427 A CN201910405427 A CN 201910405427A CN 110500611 B CN110500611 B CN 110500611B
Authority
CN
China
Prior art keywords
wall
deflectors
assembly
housing
deflector
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201910405427.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN110500611A (zh
Inventor
雅克·马赛尔·亚瑟·布内尔
皮埃里克·伯纳德·让
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of CN110500611A publication Critical patent/CN110500611A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110500611B publication Critical patent/CN110500611B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/283—Attaching or cooling of fuel injecting means including supports for fuel injectors, stems, or lances
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/60—Support structures; Attaching or mounting means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/26—Starting; Ignition
    • F02C7/264—Ignition
    • F02C7/266—Electric
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/002—Wall structures
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/50—Combustion chambers comprising an annular flame tube within an annular casing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/35—Combustors or associated equipment
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D2207/00—Ignition devices associated with burner
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03043—Convection cooled combustion chamber walls with means for guiding the cooling air flow
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本发明涉及一种用于涡轮发动机燃烧室(1)的组件，包括沿纵向轴线延伸的环形壳体(3)，所述壳体(3)包括转向燃烧室炉子的内壁和与内壁相对的外壁(25)，从外壁(25)的区域径向延伸的突出元件(18)，其特征在于，壳体(3)具有至少一个偏转器(34)，该偏转器从外壁(25)突出并相对于沿着外壁(25)的气流方向位于突出元件(18)的下游，沿纵向轴线定向，所述偏转器(34)沿周向延伸，多通孔为轴向设置在突出元件(18)和所述或每个偏转器(34)之间。

Description

用于涡轮发动机燃烧室的组件
技术领域
本发明涉及一种用于涡轮发动机(turbomachine)燃烧室的组件。
背景技术
图1示出了现有技术的涡轮发动机的环形燃烧室1。燃烧室1具有安装在外部环形壳体2中的环形燃烧室。燃烧室1包括旋转的外壳3，旋转的内壳4和腔室的底部5，在上游方向上延伸的整流罩安装在其上。术语“上游”和“下游”是相对于涡轮发动机中的气流方向定义的。
围绕涡轮发动机7的轴线分布的燃料喷嘴6通过喷射头8通向腔室的底部5。喷射系统9围绕每个喷射头8布置。
由涡轮发动机压缩机供应的空气流由整流罩引导并且被分成用于供应燃烧室1的中心部分和用于绕过燃烧室1并形成冷却空气的两个外围部分10、11。
喷射系统9形成进入燃烧室1的主燃烧区域的旋流气流。该空气与由喷射头8喷射的燃料混合，该混合物由至少一个火花塞12点燃。
火花塞12在其外端通过连接设备14安装在外罩2的孔13中。火花塞12的内端15穿过外壳3的孔16，直到它与外壳3的内壁17基本齐平。
外壳3的孔16配备有火花塞12的引导装置18，如图2中最佳所示。引导装置18包括管状烟囱19以及引导件20；管状烟囱19连接到外壳3并通过所述孔16通向腔室1，引导件20在烟囱19上围绕火花塞12并且以轴向和横向间隙安装在烟囱19的凹槽21中。
燃烧室1的内壳4和外壳3具有主气流入口22和次级气流的孔洞23，以及具有多通孔24的区域，以用于冷却空气的通过。
冷却空气沿着外壳3的外壁25在下游方向上轴向流动。火花塞12的引导装置18(或更一般地，任何突出元件)形成干扰在所述引导装置18正下游的区域26中冷却空气流动的障碍物。看起来这种干扰导致该区域26中的冷却效率降低，这可能导致燃烧(burning)27和裂纹萌生28的现象，如图3所示，削弱了壳体的结构。
发明内容
本发明的目的之一是为这些问题提供简单，有效和经济的解决方案。
为此目的，本发明涉及一种用于涡轮发动机燃烧室的组件，包括沿纵向轴线延伸的环形壳体，所述壳体包括转向燃烧室的炉子的内壁和与内壁相对的外壁，从外壁区域径向延伸的突出元件，其特征在于，壳体具有至少一个偏转器，该偏转器从外壁突出并相对于沿着外壁的气流方向位于突出元件的下游，沿着纵向轴线定向，所述偏转器沿周向延伸，多通孔设置在壳体中，轴向地位于突出元件和所述或每个偏转器之间，所述多通孔在内壁和外壁的高度处开口。
限定壁的术语内部和外部是通过参考由燃烧室界定的烟囱给出的。应该注意的是，燃烧室可以具有径向内部环形壳体和径向外部环形壳体。径向和轴向术语相对于涡轮发动机的轴线限定，涡轮发动机轴线也是壳体的轴线。本发明涉及的壳体可以是径向外壳或径向内壳。然后，内壳的所谓内壁由所述径向内壳的径向外壁形成。另外，内壳的所谓外壁由所述径向内壳的径向内壁形成。
在突出元件下游的偏转器的存在以及偏转器沿周向延伸的事实使得可以使由突出元件转向的一部分气流朝向不太受气流循环影响的区域。然后空气通过多通孔进入燃烧室。这显着改善了突出元件正下游区域中壳体的冷却。
突出元件和至少一个偏转器之间的轴向距离可以在1到5mm之间。偏转器的形状可以适应突出元件的形状。
偏转器可具有大致弯曲的形状。
更一般地，偏转器可以具有与突出元件的形状互补的形状。
弯曲形状，例如呈圆弧或椭圆形部分的形式，尤其在从上方观察时出现，即沿垂直于壳体轴线的轴线。
这种形状特别适合于突出元件具有互补的圆形或弯曲形状的情况。在圆形突出元件的情况下，弯曲的偏转器可以基本上同轴。
至少一个偏转器可以在突出元件的任一侧上周向延伸。
换句话说，当在下游方向上看时，至少一个偏转器在突出元件的任一侧上周向突出。该特征增加了由相关偏转器捕获的空气流速。
至少一些多通孔可位于偏转器附近，使得多通孔尽可能靠近偏转器定位，同时遵守制造约束。
以这种方式，由偏转器捕获的空气沿着偏转器流动，然后通过直接位于偏转器上游的多通孔进入燃烧室。可能需要减小偏转器与相关多通孔之间的距离，以避免空气停滞并防止该区域中的空气温度局部升高，从而降低冷却效率。
多通孔可以至少部分地形成在偏转器的基部中，即，即在偏转器和壳体之间的连接区域。
组件可包括彼此轴向偏移的多个偏转器，其中多通孔轴向地设置在突出元件和偏转器之间并且轴向地设置在偏转器之间。
因此，对于每个偏转器，多通孔位于偏转器的上游或甚至偏转器的直接上游。
多个偏转器的使用使由偏转器捕获和引导的空气流最大化到位于突出元件直接下游的临界区域。这改善了该区域的冷却。
使用几个偏转器还增加了壳体和冷却空气之间的热交换表面。
至少一个偏转器可以在外壁的上游轴向倾斜。
该特征允许更好地捕获和引导冷却空气。
例如，每个偏转器的外端与壳体的外壁之间的距离可以在下游方向和/或周向上从偏转器的周向中间区域逐渐增加。
换句话说，偏转器的径向尺寸在下游方向上逐渐增大，这使得可以更好地捕获和引导空气。
组件可包括板，偏转器形成在板上，突出元件安装或形成在板上，板附接在壳体上并形成所述壳体的一部分。
可以通过焊接或钎焊将板附接到壳体。
该板可以通过添加制造工艺生产，例如使用激光或电子束熔化或选择性烧结粉末。
突出元件可包括用于引导火花塞的装置。
用于引导火花塞的装置可包括管状烟囱以及环形引导件；管状烟囱连接在外壳上或板上，并通过外壳或板的孔通向腔室；环形引导件围绕火花塞的并以轴向和横向间隙安装在烟囱上。
壳体和/或板可以具有多通孔，也称为多孔，如本身已知的，因为它们的数量很大。壳体还可以具有用于所谓的主气流通过的孔洞和用于次级气流通过的孔洞。次级气流孔洞位于主气流孔洞的轴向下游。
位于偏转器附近的多通孔的直径可以在0.2和1mm之间，优选地在0.4和0.6mm之间。壳体和/或板的多孔可具有0.2至1mm的直径，优选地在0.4至0.6mm之间。多孔可以通过激光钻孔和/或添加制造来实现。
多通孔和/或多孔可以相对于壳体的外壁倾斜，以10°和50°之间的角度倾斜，例如以大约30°的角度倾斜。多通孔和/或多孔可以至少部分地位于穿过壳体轴线的平面中。或者，至少一部分多通孔和/或多孔可以形成在与壳体的轴线形成一个角度的一个或多个平面中，例如30°和90°之间的角度。这种多通孔或多孔被称为回旋的。
主气流孔洞的直径可以在1到15mm之间，并且次级气流孔洞的直径可以在4到12mm之间。
在将板附接到壳体的其余部分之后，可以制造板的多孔。如果将热障涂层施加到壳体的内壁，特别是位于偏转器附近的多通孔，则这种涂层可能堵塞所述多通孔。为了疏通所述多通孔，可以使用水射流疏通处理。热障涂层例如由锆酸钇制成。
本发明还涉及一种用于飞行器的涡轮发动机，其包括前述类型的组件。
当阅读作为非限制性示例给出的以下描述时，将参考附图，更好地理解本发明，并且将出现本发明的其他细节，特征和优点。
附图说明
-图1是现有技术的燃烧室的轴向剖视图，
-图2是图1的燃烧室的火花塞引导装置和外壳的一部分的轴向剖视图；
-图3是外壳的顶视图，示出了在现有技术的情况下可能出现的裂缝或缝隙；
-图4是从上游方向看到的根据本发明的一个实施方式的组件的一部分的透视图；
-图5是沿下游方向看到的根据本发明的一个实施方式的组件的一部分的透视图；
-图6是具体示出偏转器的详细透视图；
-图7是说明本发明另一实施方式的详细示意图；
-图8是表示根据本发明的一个实施方式的板和导向装置的一部分的透视图；
-图9是表示根据本发明的另一个实施方式的板和导向装置的一部分的透视图；
-图10示出了用于安装在图9的板上的引导装置。
具体实施方式
图4至图6示出了根据本发明的一个实施方式的用于涡轮发动机的燃烧室1的组件的一部分。该组件包括环形壳体，例如沿着纵向轴线7延伸的外壳3。外壳3具有内壁17和外壁25，内壁17面对燃烧室1中的炉膛火室，外壁25与内壁17相对。
壳体3还具有用于安装和附接板30的开口。
从外侧朝向内侧径向观察，板30具有半圆形状的上游区域31和具有圆角的大致正方形或矩形形状的下游区域32。
板30具有中心开口33，以用于使火花塞12穿过。所述开口33的形状为圆形。此外，板30具有弯曲的偏转器34，例如呈圆弧形，使得它们大致符合开口33的形状，并且位于开口33的下游。这里，板30具有六个偏转器34，例如，如图所示，它们彼此轴向均匀地间隔开。偏转器34可以在均匀的热环境中规则地间隔开，如果覆盖的区域很大，则间隔可以变化。偏转器34之间的轴向距离例如在1和5mm之间。
偏转器34相对于穿过壳体的轴线7的中间平面35沿周向居中，并且轴线37基本上垂直于板30的开口的腔室的伸长轴线。平面35也是垂直于板30。
偏转器34在40°和180°之间的角度范围上周向延伸，所述角度范围相对于烟囱19的轴线限定。
应当注意，对于每个偏转器34，位于上游的偏转器34在比位于直接下游的偏转器34在更小的角度范围内延伸。换句话说，位于上游的偏转器34比位于下游的偏转器34短。
如图6中最佳所示，每个偏转器34具有相对于轴向和径向的倾斜壁38。特别地，倾斜壁38在上游方向上相对于壳体3的径向外表面的角度在10°和80°之间。每个偏转器34的所述倾斜壁38通过形成圆角(fillet)40的圆形连接区域39连接到板30。多通孔41设置在每个偏转器34的圆角40处的板30中。例如，多通孔41沿每个偏转器34均匀分布。对于每个偏转器34，板30具有数量在10和50之间的多通孔41。每个通孔41以10°和60°之间的角度α延伸，例如相对于轴向方向约30°。例如，多通孔41的直径在0.2和1mm之间，优选在0.4和0.6mm之间。
特别是在图4至6所示的实施方式中，偏转器34例如都在径向上延伸相同的距离。
根据图7中所示的替代实施方式，偏转器34的径向延伸距离在下游方向上逐渐增加。
例如，通过焊接或钎焊将板30附接到壳体3。
用于引导火花塞12的装置18在开口33处安装在板30上(图8)。引导装置18包括管状烟囱19，管状烟囱19具有连接到板30的第一端42，例如通过焊接，并围绕板30的开口33，以及相对的第二端43，其直径大于第一端，并限定环形凹槽。作为替代方案，烟囱19和板30可以形成为单个部件。烟囱19可以具有孔洞44，孔洞44垂直于烟囱19的轴线45定向并且分布在烟囱19的圆周上。
环形引导件20安装在烟囱19上。引导件20具有与壳体3相对的加宽的截头圆锥形壁46和环形凸缘47，环形凸缘47以径向和轴向间隙安装在烟囱19的凹槽21中，如已知的那样。火花塞12用于接合到引导件20和烟囱19中，火花塞12的内端15穿过板30的开口33，直到它与壳体3的内表面17基本齐平。
壳体3和板30具有多通孔24，由于它们的数量很大，也称为多孔24。壳体3还具有用于所谓的主气流通过的孔洞22和用于次级空气流通过的孔洞23。次级气流孔洞23位于主气流孔洞22的轴向下游。
壳体3和/或板30的多孔24的直径可以在0.2和1mm之间，优选地在0.4和0.6mm之间。多孔24可以通过激光钻孔来执行。
多通孔41和/或多孔24可以相对于壳体3的外壁25倾斜，角度α在10°和50°之间，例如约30°。多通孔41和/或多孔24可以至少部分地位于穿过壳体的轴线7的平面中。或者，多通孔41和/或多孔24的至少一部分可以形成在与壳体的轴线7形成角度的一个或多个平面中，例如30°和90°之间的角度。这种多通孔41或多孔24是所述回旋的。
主气流孔洞22的直径可以在5到15mm之间，并且次级气流孔洞23的直径可以在4到12mm之间。
板30的多孔24可以在将板30附接到壳体3的其余部分之后制造。
板30和壳体3可以形成为单件。通常和在结构上，可以认为板30是壳体3的一部分。
图9和图10示出了另一个实施方式，其与上面所示的实施方式的不同之处在于，板30具有径向向外延伸并围绕板30的开口33的环形凸缘48。烟囱19的第二端43形成径向环形肩部，位于凸缘48的外端。凸缘48与板30一体制成。
板30可以通过添加制造工艺生产，例如使用激光或电子束熔化或选择性烧结粉末。板30制成，例如壳体3由钴基合金制成，例如由哈氏合金或HA188合金制成。
壳体可以是如上所述的径向外壳，或涡轮发动机燃烧室的径向内壳4。
引导装置18下游的偏转器34使得可以将由突出元件18转向的一部分气流49(在图4中表示)朝向区域26，而不受气流循环49的影响。然后，空气通过多通孔24、41进入燃烧室1。这显着改善了在突出元件18正下游的区域26中的壳体3、4的冷却。应当注意，全部或部分偏转器34在烟囱19的两侧周向延伸，以便捕获并引导较大部分的气流49到相关的区域26。
应当注意，本发明可应用于壳体3、4的任何突出元件18，并且不限于火花塞12的引导装置18的情况。

Claims (9)

1.一种用于涡轮发动机的燃烧室的组件，该组件包括沿纵向轴线延伸的环形壳体，所述壳体包括朝向燃烧室的炉子的内壁和与内壁相对的外壁；从外壁的一个区域径向延伸的突出元件；以及连接在壳体上的板并形成所述壳体的一部分，所述板包括：
至少两个偏转器，偏转器设置为从外壁突出并与外壁整合在一起的倾斜壁，并且该倾斜壁通过相应的形成圆角的圆形连接区域连接到板；所述至少两个偏转器相对于沿着外壁的气流方向位于突出元件的下游，沿纵向轴线定向；其中，所述至少两个偏转器的每个沿周向延伸并且与其它偏转器轴向偏移；以及，
部分多通孔轴向位于突出元件和所述至少两个偏转器的每个之间，以及部分多通孔轴向位于所述至少两个偏转器和相应圆角之间，多通孔在内壁和外壁处开口。
2.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，每个所述至少两个偏转器具有曲线形状。
3.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述至少两个偏转器中的至少一个相对于突出元件在突出元件的任一侧上周向延伸。
4.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，至少一些所述多通孔位于所述至少两个偏转器附近。
5.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述至少两个偏转器中的至少一个相对于外壁在上游方向上轴向倾斜。
6.根据权利要求2所述的组件，所述至少两个偏转器的每个的外端与壳体的外壁之间的距离在下游方向上逐渐增加。
7.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述突出元件安装或形成在所述板上。
8.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述突出元件具有用于引导火花塞的装置。
9.一种用于飞行器的涡轮发动机，其特征在于，所述涡轮发动机包括根据权利要求1至8中任一项所述的组件。
CN201910405427.2A 2018-05-16 2019-05-16 用于涡轮发动机燃烧室的组件 Active CN110500611B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1854082A FR3081211B1 (fr) 2018-05-16 2018-05-16 Ensemble pour une chambre de combustion de turbomachine
FR1854082 2018-05-16

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110500611A CN110500611A (zh) 2019-11-26
CN110500611B true CN110500611B (zh) 2023-02-17

Family

ID=62874985

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910405427.2A Active CN110500611B (zh) 2018-05-16 2019-05-16 用于涡轮发动机燃烧室的组件

Country Status (4)

Country Link
US (1) US11280494B2 (zh)
EP (1) EP3569929B1 (zh)
CN (1) CN110500611B (zh)
FR (1) FR3081211B1 (zh)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3096114B1 (fr) * 2019-05-13 2022-10-28 Safran Aircraft Engines Chambre de combustion comprenant des moyens de refroidissement d’une zone d’enveloppe annulaire en aval d’une cheminée
GB202000870D0 (en) * 2020-01-21 2020-03-04 Rolls Royce Plc A combustion chamber, a combustion chamber tile and a combustion chamber segment
FR3106653B1 (fr) * 2020-01-23 2022-01-07 Safran Aircraft Engines Ensemble pour une turbomachine
CN116147016A (zh) 2021-11-22 2023-05-23 通用电气公司 用于燃料-空气混合器组件的套圈
CN116658932A (zh) 2022-02-18 2023-08-29 通用电气公司 具有带旋流轮叶的稀释开口的燃烧器衬套

Citations (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1258682A2 (en) * 2001-05-17 2002-11-20 General Electric Company Methods and systems for cooling gas turbine engine igniter tubes
CN1490563A (zh) * 2002-03-04 2004-04-21 通用电气公司 用于将点火器安置在燃气轮机的衬套端口内的装置
CN1573051A (zh) * 2003-06-20 2005-02-02 Snecma发动机公司 一种未焊接在室壁上的火花塞密封装置
CN101818910A (zh) * 2010-03-24 2010-09-01 北京航空航天大学 一种微型燃气轮机燃烧室
CN102200047A (zh) * 2010-03-23 2011-09-28 本田技研工业株式会社 车辆用发动机中的火花塞冷却装置
CN102695918A (zh) * 2009-12-16 2012-09-26 斯奈克玛 引导涡轮发动机燃烧室中的火花塞的方法
CN103354890A (zh) * 2011-02-02 2013-10-16 涡轮梅坎公司 用于燃气涡轮机燃烧室的具有双燃料回路的喷射器及具有至少一个该喷射器的燃烧室
CN103998864A (zh) * 2011-08-11 2014-08-20 贝克特瓦斯公司 燃烧器
FR3009747A1 (fr) * 2013-08-19 2015-02-20 Snecma Chambre de combustion de turbomachine pourvue d'un passage d'entree d'air ameliore en aval d'un orifice de passage de bougie
CN105593601A (zh) * 2013-10-04 2016-05-18 斯奈克玛 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
CN106594801A (zh) * 2015-10-16 2017-04-26 中航商用航空发动机有限责任公司 主燃级出口采用强制导流的低污染燃烧室
CN106895440A (zh) * 2015-12-15 2017-06-27 通用电气公司 带有具有非共线冷却通道的点火器堆或管道镜支架的燃气涡轮发动机
CN106988789A (zh) * 2015-12-11 2017-07-28 通用电气公司 具有膜冷却的发动机构件
CN113669161A (zh) * 2021-08-24 2021-11-19 中国航发贵阳发动机设计研究所 一种带补氧结构的点火器

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2017827B (en) * 1978-04-04 1983-02-02 Gen Electric Combustor liner cooling
US6314739B1 (en) * 2000-01-13 2001-11-13 General Electric Company Brazeless combustor dome assembly
US7244104B2 (en) * 2005-05-31 2007-07-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Deflectors for controlling entry of fluid leakage into the working fluid flowpath of a gas turbine engine
US7546739B2 (en) * 2005-07-05 2009-06-16 General Electric Company Igniter tube and method of assembling same
FR2899314B1 (fr) * 2006-03-30 2008-05-09 Snecma Sa Dispositif d'injection d'un melange d'air et de carburant, chambre de combustion et turbomachine munies d'un tel dispositif
FR2926329B1 (fr) * 2008-01-15 2013-01-04 Snecma Agencement d'une bougie du type a semi-conducteur dans une chambre de combustion de moteur a turbine a gaz.
FR2952698B1 (fr) * 2009-11-17 2013-09-20 Snecma Chambre de combustion avec bougie d'allumage ventilee
FR2952703B1 (fr) * 2009-11-19 2011-10-28 Snecma Guide d'une bougie d'allumage dans une chambre de combustion d'une turbomachine
US8726631B2 (en) * 2009-11-23 2014-05-20 Honeywell International Inc. Dual walled combustors with impingement cooled igniters
RU2519014C2 (ru) * 2010-03-02 2014-06-10 Дженерал Электрик Компани Диффузор для камеры сгорания турбины (варианты) и камера сгорания турбины
US9249978B2 (en) * 2012-07-03 2016-02-02 Alstom Technology Ltd Retaining collar for a gas turbine combustion liner
US9739201B2 (en) * 2013-05-08 2017-08-22 General Electric Company Wake reducing structure for a turbine system and method of reducing wake
US10344978B2 (en) * 2016-03-15 2019-07-09 General Electric Company Combustion liner cooling
FR3055950B1 (fr) * 2016-09-14 2019-09-27 Safran Helicopter Engines Chambre de combustion pour turbomachine comprenant des moyens pour ameliorer le refroidissement d'une paroi annulaire dans le sillage d'un obstacle

Patent Citations (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1258682A2 (en) * 2001-05-17 2002-11-20 General Electric Company Methods and systems for cooling gas turbine engine igniter tubes
CN1490563A (zh) * 2002-03-04 2004-04-21 通用电气公司 用于将点火器安置在燃气轮机的衬套端口内的装置
CN1573051A (zh) * 2003-06-20 2005-02-02 Snecma发动机公司 一种未焊接在室壁上的火花塞密封装置
CN102695918A (zh) * 2009-12-16 2012-09-26 斯奈克玛 引导涡轮发动机燃烧室中的火花塞的方法
CN102200047A (zh) * 2010-03-23 2011-09-28 本田技研工业株式会社 车辆用发动机中的火花塞冷却装置
CN101818910A (zh) * 2010-03-24 2010-09-01 北京航空航天大学 一种微型燃气轮机燃烧室
CN103354890A (zh) * 2011-02-02 2013-10-16 涡轮梅坎公司 用于燃气涡轮机燃烧室的具有双燃料回路的喷射器及具有至少一个该喷射器的燃烧室
CN103998864A (zh) * 2011-08-11 2014-08-20 贝克特瓦斯公司 燃烧器
FR3009747A1 (fr) * 2013-08-19 2015-02-20 Snecma Chambre de combustion de turbomachine pourvue d'un passage d'entree d'air ameliore en aval d'un orifice de passage de bougie
CN105593601A (zh) * 2013-10-04 2016-05-18 斯奈克玛 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
CN106594801A (zh) * 2015-10-16 2017-04-26 中航商用航空发动机有限责任公司 主燃级出口采用强制导流的低污染燃烧室
CN106988789A (zh) * 2015-12-11 2017-07-28 通用电气公司 具有膜冷却的发动机构件
CN106895440A (zh) * 2015-12-15 2017-06-27 通用电气公司 带有具有非共线冷却通道的点火器堆或管道镜支架的燃气涡轮发动机
CN113669161A (zh) * 2021-08-24 2021-11-19 中国航发贵阳发动机设计研究所 一种带补氧结构的点火器

Also Published As

Publication number Publication date
US20190353351A1 (en) 2019-11-21
EP3569929B1 (fr) 2021-07-28
US11280494B2 (en) 2022-03-22
EP3569929A1 (fr) 2019-11-20
FR3081211A1 (fr) 2019-11-22
CN110500611A (zh) 2019-11-26
FR3081211B1 (fr) 2021-02-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110500611B (zh) 用于涡轮发动机燃烧室的组件
RU2457400C2 (ru) Камера сгорания для газотурбинного двигателя
US10591164B2 (en) Fuel nozzle for a gas turbine engine
US8181440B2 (en) Arrangement of a semiconductor-type igniter plug in a gas turbine engine combustion chamber
US10451282B2 (en) Fuel nozzle structure for air assist injection
EP2864707B1 (en) Turbine engine combustor wall with non-uniform distribution of effusion apertures
US9080771B2 (en) Combustion chamber having a ventilated spark plug
JP4540792B2 (ja) 内部水噴射を行うガスタービン燃焼器のスワールカップパッケージに使用するベンチュリ管
US11242994B2 (en) Combustion chamber for a turbomachine
CA2914292A1 (en) Fuel nozzle structure
US9746184B2 (en) Combustor dome heat shield
CN104781610A (zh) 燃料喷嘴热防护件
EP3312508B1 (en) Gas turbine combustor
JP3826196B2 (ja) プレフィルマー式エアブラスト微粒化ノズル
US10704517B2 (en) Combustion chamber and a combustion chamber fuel injector seal
CA2936200C (en) Combustor cooling system
EP3026345B1 (en) Nozzle guide with internal cooling for a gas turbine engine combustor
US10982856B2 (en) Fuel nozzle with sleeves for thermal protection
EP4348027A1 (en) Pre-chamber and internal combustion engine

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant