CN110542119A - 带有燃烧室底止挡的燃气涡轮发动机的燃烧模块 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及用于航空燃气涡轮发动机的燃烧模块，包括内壳体，外壳体，燃烧室；第一止挡部件和第二止挡部件分别地固定于外壳体和燃烧室，第一和第二止挡部件适于通过形成止挡对，两个两个地基本上轴向地止挡，在至少在一些止挡对中：第一止挡部件是存在于外壳体上的内突起，具有分别地轴向和径向的表面，以及第二止挡部件具有带有轴向构件的周向外表面，第一止挡部件的径向表面抵靠的该外部径向突起部与第一止挡部件相对地从所述带有轴向构件的周向外表面突出。

Description

带有燃烧室底止挡的燃气涡轮发动机的燃烧模块
技术领域
本发明涉及一种航空燃气涡轮发动机的燃烧模块，精确地是位于涡轮发动机燃烧室环境中的燃烧模块，该涡轮发动机通常是航空涡轮发动机，例如双流涡轮喷气发动机。
背景技术
在这种涡轮发动机中，从上游到下游，在入口处吸入的总空气的一部分穿过至少一个压气机，并且扩散到燃烧室中，在燃烧室中空气与喷射的燃料混合。当点火时，混合物在燃烧室中燃烧，然后在至少一个涡轮机中循环，然后向下游喷射。
实际上，已知具有纵轴的燃气涡轮发动机(也称为涡轮发动机)的燃烧模块，其包括：
-内壳体，
-外壳体，其径向布置在内壳体的外侧，
-燃烧室：
--沿轴向方向伸长，与所述纵向轴线重合(或同轴)，
--其中空气和燃料的混合物可以从上游到下游流动，和
第一和第二止挡部件分别地固定于外壳体和燃烧室，所述第一和第二止挡部件适于通过形成止挡对，两个两个地达到基本上轴向止挡，以及在至少一些止挡对中：
--第一止挡部件是存在于外壳体上的内突出部，具有分别地基本上轴向和基本上径向的表面
--第二止挡部件，其具有带轴向构件的周向外表面。
在本文中，表述：
-用于方向或轴线的“基本上”(诸如，基本上轴向或基本上径向)具有“多5°或少5°”的含义，
-力的分量(其包括“轴向分量”)是根据给定的轴线系统，将力投射到正交矢量中，并且
-上游(侧)是经由喷射系统，空气和燃料的混合物到达环形燃烧室的一侧。
图1和图2示出了这种涡轮发动机的燃烧模块1的当前实施方式，图2示出了燃烧室组件的示意图。
在燃烧模块1的上游(US)，涡轮发动机包括压气机3，其可以是轴向布置的高压压气机，接着是低压压气机，其下游部分(图中可见)包括离心级5，以及连接在压气机3下游的环形扩压器7。压气器7开口通向围绕环形燃烧室10的空间9。除了燃烧室10之外，燃烧模块1在其周围包括限定空间9的外壳体12和内壳体14。燃烧室10通过连接到壳体12和14的固定凸缘保持在下游(DS)。保持燃烧室的方式可能不同；参见例如EP2003399或FR2989426。
压气机3是离心的并且包括旋转叶轮11，旋转叶轮11设计成加速流过它的空气，从而增加空气的动能。
扩压器7环形地围绕叶轮。扩压器7用于降低离开叶轮的空气的速度，从而增加其静压。
燃烧室10包括外旋转壁16和内旋转壁18，它们在上游连接环形横向壁20或燃烧室底壁，并且在下游固定到分别地在燃烧室的外壳体12的下游端上和内壳体14上的径向外环形凸缘22和径向内环形凸缘24。可以认为沿着燃烧室10的内壳体14由扩压器套圈26和在上游连接套圈26以及在下游连接内部凸缘24的内部中间壁28所限定或者包括扩压器套圈26以及在上游连接套圈26和在下游连接内部凸缘24的内部中间壁28。
燃烧室底壁20具有开口30，用于使燃烧室10中的空气和燃料的混合物通过，其中空气来自扩压器7，燃料由喷射器32供应。喷射器32在其径向外端固定到外壳体12，并围绕燃烧室的旋转轴线34均匀地分布在圆周上。每个喷射器32在其径向内端具有燃料喷射头36，该燃料喷射头36与燃烧室壁20的相应孔口30中一个的轴线38对准，该轴线38在图中与所示燃烧室部分的纵向轴线同轴。
在本申请中，径向方面将相对于轴线34和38进行评估，因此轴向方面参考所述轴线34和38中的一个或另一个进行评估，燃烧室10的旋转轴线34本身与涡轮发动机的纵向轴线平行(同轴)。
盖40，其可以是环形的并且向上游弯曲，附接到燃烧室壁16、18和20的上游端，并且包括与端口30对准的空气通道端口42。注入燃烧室10的空气和燃料的混合物由在燃烧室外径向延伸的至少一个火花塞44点燃。火花塞44在其径向内端处被引导到外燃烧室壁16的孔口46中。
在当前技术中，并且如在图2中的实施例中，燃烧室10的上游固定可以通过围绕轴线34周向分布的至少三个固定销48来实现。
优选地，有四个这种固定销48并且它们围绕轴线34均匀地分布。
然而，如果温度和压力增加到某一阈值(500至700℃和25至35×105Pa)以上，则发生显著的变形。在一些地方，特别地底部燃烧室壁20在固定销48之间轴向地过度变形。这些变形导致：
-喷射系统33围绕喷射器32的运动，引起后者的燃烧，并降低可操作性，特别是在重新点火时，
-燃烧室出口的椭圆度(图1中的区域52)，其引起燃烧室下游(图1、图3中DS)的高压分配器(HPD)的燃烧，并导致性能下降。
这些后果是不可接受的。此外，寻求一种避免在制造周期中增加大量额外时间并且允许现有部件(尽可能多地)保持相同的解决方案是这里寻求的方法。
发明内容
首先，如上所述，因此建议上述燃烧模块应该也包括分别固定于外壳体和燃烧室的第一和第二止挡部件，所述第一和第二止挡部件适于通过形成止挡对，两个两个地达到基本上轴向止挡。
因此，将使相对位置起作用，以便在预期的温度和压力下调节可能的轴向间隙，或者相反地，施加预应力，而不必修改周围的部件。
在这方面，先验地规划所述止挡对将补充上游燃烧室的固定装置，例如销48。
还先验地规划固定到燃烧室的第二止挡部件与第一止挡部件一起达到从上游到下游的止挡。这可以在室温下进行规划，此时涡轮发动机处于空转状态。
因此，预期在室温下并且在涡轮发动机空转时，在至少一些止挡部件中，第二止挡部件将轴向地抵靠第一止挡部件。
通过抵靠止挡的解决方案的目的在于，取决于第一和第二止挡部件的相对位置，可以在一个方向上或反向地起作用。
还可以提供在每个止挡对的第一和第二止挡部件之间建立的至少一个基本上径向的间隙。
以这种方式，可以建立径向间隙或授权径向间隙在没有过度应力的情况下，允许吸收由外壳体和燃烧室之间的膨胀差异以及每个部件的公差所引起的间隙。这将仅允许吸收被轴向位移。
为了鼓励相关地考虑将出现的等压问题，并且鼓励燃烧室精确的，特别地轴向定位，还提出了在至少一些止挡对中，并且如已经部分地提到的：
-第一止挡部件是外壳体的内突出部(其可以固定到其上)，具有分别地基本上轴向和基本上径向的表面，以及
-第二止挡部件具有周向外表面，该周向外表面具有轴向构件，基本上径向的外突出部将从该轴向构件局部地突出，紧接着第一止挡部件，第一止挡部件的基本上径向表面可以接触抵靠它。
以常规方式，表述“分量”指取向的分量是根据给定的轴线系统，这里分别地沿着下面提到的轴线134并且与它呈径向地在正交矢量中的其投影的事实。
在该阶段，应注意，这里提出的解决方案描述了具有径向间隙的轴向止挡。它不用于将燃烧室保持在适当位置，而是用于保持燃烧室相对于燃料喷射器(下面的附图标记32)的精确轴向定位，以及当涡轮发动机运转时，吸收压力相关的力。
美国专利6 216 442以不同的方式公开了一种用于将管状燃烧室保持在壳体中的系统；因此，与此处提出的解决方案不同，它提供了用于保持燃烧室的完整系统。因此，在美国专利6 216 442中，保持系统必须用于轴向地但也径向地阻挡燃烧室，导致计划的表面区域以45°的角度倾斜。
在该解决方案中，为了在受限环境中组合止挡部件的安全保持以及简单且快速的安装/拆卸(用于更换)，它还提出：
-因此，设置至少一个燃料喷射器通过外壳体的至少一个开口，以将燃料带入燃烧室，和
-至少所述一对的止挡部件，
--通过形成环的部件，第一止挡部件安装在外壳体的所述开口中，并且
--第二止挡部件属于局部带肩的板，固定在燃烧室的外周上。
出于同样的原因，甚至提出了：
-外部旋转壁通过螺钉连接到燃烧室的底壁，
-并且第二止挡部件通过一些所述螺钉径向向外固定到燃烧室。
考虑到所涉及的力，维持第一止挡部件也是重点。
已经特别考虑了两种解决方案：
在第一种解决方案中，内突出部具有停靠在外壳体的内表面上的指状物。
在保持在外壳体的尺寸内的同时，力路径因此可以朝向该壳体，并且指状物可以用于操纵该第一止挡部件并将其定向在最佳角度。
在第二种解决方案中，所述环形部分在(该环的)径向外径的位置处具有凸缘，然后内突出部没有支撑抵靠于外壳体。
第一种解决方案允许第一止挡部件从外壳体的内部定位，而第二种解决方案通过允许第一止挡部件从外壳体的外部定位来方便该组装。凸缘还允许第一止挡部件保持在壳体开口中，这使得第一种解决方案中存在的指状物无用。
还应该注意的是，至少在12小时(上垂直区域)和6小时(下垂直区域；参见下面图5的区域50a，50b)的方位上放置所述止挡对在期望的轴线上有效地稳定了燃烧室，发现在该期望的轴线上应力最高，而不会带来任何其他过载。
就具有一些或所有上述特征而总体获得的益处而言，可以注意到：
-克服受限环境的不利的可能性，
-无需修改外壳或燃烧室的可能性，
-能够回收已经制造的部件，
-为一系列几台涡轮喷气发动机使用可认证技术，
-吸收数百daN的应变的可能性，
-避免繁重时间限制的可能性(停止组装)。
除了上述之外，还涉及涡轮发动机的部件，其包括：
-至少一个压气机和位于所述至少一个压气机的出口处的空气扩压器，和
-具有所有或一些上述特征的燃烧模块，并且其中内壳(下面的114)包括固定有扩散器(下面的107)的套圈(下面的126)的中间壁(下面的128)。
如果需要，将更好地理解本发明，并且通过阅读参考附图以非限制性实施例给出的以下描述时，本发明的其他细节，特征和优点将显现。
附图说明
图1是涡轮发动机部件的轴向截面(下面的轴线34/134)的示意图，该涡轮发动机部件包括根据现有技术的扩压器和燃烧模块，
图2是相同的示意图，但是围绕所述轴线34/134更加局部化和有角度地移位；也可以认为它在视觉上是图5的II-II截面，
图3也是与图1相同的示意图，但是在与根据本发明的解决方案一致的“高级”版本中。
图4是图3的细节IV，对应于图6的IV-IV截面，
图5是在由燃烧室的外壁(下方的轴线116)围绕的其部件中燃烧室内部下游(DS)的示意图；以下元件58、148由成角度布置的圆圈在可能是它们的位置实现，
图6和图7是所述第二和第一止挡部件(下面的56、54)分别地在其结构环境中的两个局部透视图，以及
图8示出了图7中的解决方案的替代方案，其位置抵靠外壳。
具体实施方式
参考图3和随后的附图，与根据本发明的解决方案一致的实施方式的实施例的不同细节。
在该解决方案中，与关于图1-2中所示的现有技术的解决方案已经提出的元件在结构上和/或功能上相同的元件在下面不再描述；它们的附图标记仅增加了100，因此在图3-7的所有或部分上标识它们。
因此，燃烧模块已经变为101，并且已经变为110的燃烧室仍然包括在模块101中，具有外壳体112和内壳体114。模块101仍然安装在至少一个压气机103的下游，并且如在示例性形式中那样，安装在环形扩压器107的出口处。
在该解决方案中，通过提供(如图4中特别示出的)分别固定到外壳体112和环形燃烧室110的第一止挡部件54和第二止挡部件56，可以限制/避免燃烧室底壁120处的显著轴向变形。
这些第一和第二止挡部件54、56适于两个两个地达到基本上轴向(即，基本上沿轴线134)的止挡，形成止挡对58。
图4示出了两个这样的部件54、56，这些部件54、56彼此轴向抵接，这里是以12小时的形式。
可能优选的是，止挡对58不替换上述上游固定销，而是补充它们，固定销在图5中标识为148，以继续利用它们的稳定效果。应当理解，燃烧室110上游的这些固定装置可以对应于销48/148，具有诸如图2和5的安装。因此，销48和148可以是相同的。
一旦温度恢复到环境温度(20℃)，并且涡轮发动机空转时，也可以提供部件54、56的(基本上)的轴向止挡，或甚至它们之间的(基本上)轴向预应力，以预测基本上轴向力和相对位移的可能性，一旦涡轮发动机投入运行，这些可能迅速变得非常高。
因此，预期在室温下，并且在涡轮发动机空转的情况下，在至少一些止挡对58中，第二止挡部件56可以轴向地抵靠第一止挡部件54。
考虑到部分预期的约束，还选择固定到燃烧室的第二止挡部件56从上游(US)到下游(DS)开始抵靠第一止挡部件54。
这将限制/避免高于某一阈值(例如500-700℃和25-35×105Pa)，燃烧室120的底壁的至少一部分在下游过度移动。
为了仅吸收轴向位移，同时在涡轮发动机运转时吸收由外壳体112和燃烧室110之间的膨胀差异引起的间隙以及每个部件的制造公差，提供在每个止档对的第一止挡部件54和第二止挡部件56之间建立的至少一个基本上径向的间隙J(轴线Z，图4)是有利的。
假设间隙J从不被消耗，因此推测下面的表面541/560应该彼此不接触。
关于这些止档对58，它们将被放置在燃烧室110的圆周周围的所有区域中，以便吸收观察到的位移。可能优选的是至少在12小时(上垂直区域)和6小时(下垂直区域)的方位这样做；区域50a和50b分别在图5上。因此，燃烧室110可以保持在四个固定销148之间，这四个固定销148均匀地围绕轴线34分布(可能的保持，一方面，特别是在135°和225°的销148之间，另一方面，在315°和45°的销148之间)。
为了避免超误差控制(hyper-statism)，在所选择的优选实施例中也提出了：
-如图7所示，第一止挡部件54构成内突出部540，其分别具有基本上轴向的表面541和基本上径向的表面542，并且
-如图6所示，第二止挡部件56具有圆周外表面560，圆周外表面560具有轴向分量，基本上径向的外突出部561从该轴向分量局部地突出，与第一止挡部件54相对，第一止挡部件54的基本径向表面542可以接触抵靠该外突出部。
内突出部540径向向内延伸，部件544形成第一止挡部件54的环。
在图4至7的解决方案中，轴向止挡位于面向上游的内突出部540的径向表面542和面向下游的突出部561的径向表面567之间。
关于径向止挡部件，它们可以在表面541和560之间操作，其中可以永久地提供间隙J，因此在室温下存在先验并且涡轮发动机空转。
径向表面542和567应该优选地各自是平坦的，以便然后确保平面到平面的接触。
为了将燃料带入燃烧室110内，图3和图4示出了至少一个燃料喷射器132的存在，该燃料喷射器132穿过外壳体112的至少一个孔口60，该喷射器然后通过其头部136开口通向燃烧室110的底部(因此上游区域)，这基本上沿着轴线138，这里通过盖子140的孔口142和同轴的燃烧室底壁120的130。
为了在受限的环境中组合止挡部件54、56的安全保持以及实际安装和更换，所提出的解决方案提出在每个止挡对58上：
-通过形成环的所述部件544，第一止挡部件54紧密地、径向向内地、局部地安装在外壳体112的相关孔口60中(参见图7)，并且
-第二止挡部件56属于固定在燃烧室的外周边1160上的局部带肩的板563(在该实施例中，存在基本上径向的外突出部561)(参见图6)。
在这种情况下，燃烧室110的外周边1160由燃烧室110的外壁116的外周形成。
出于同样的原因，所提出的解决方案甚至提供：
-外壁116在燃烧室的底部通过围绕轴线138周向分布的螺钉62连接到盖子或整流罩140，
-并且第二止挡部件56通过这些螺钉62中的一些径向地固定在燃烧室110的外部。
螺钉62是径向的。它们穿过盖子140的轴向凸缘，外壁116的上游端和面向燃烧室110的底壁120上游的轴向凸缘。它们的头部突出到外壁116和外壳体112之间的空间中。。
然后，第二止挡部件56的板563将弯曲，并且将周向延伸超出突出部561，如图6中的实施例所示。在下游，与突出部561轴向相对，该止挡部件56的周向外表面560可以看起来是局部平坦的(图6中的区域565)，可以如相对的表面541那样。
图3和6分别示出了穿过外壁116和内壁118的洞64、66(也称为主洞和稀释洞)的存在。因此，喷射器132在其中开口并且在外壁116和内壁118之间轴向延伸的燃烧室110的内环形容积68可以通过例如，环形扩压器107从压气机103供应稀释空气。
图3示出了分别在外旋转壁116和外壳体112之间以及内旋转壁118和内壳体114之间存在的下游紧固件122、124或凸缘，这些连接/紧固件是直接或间接的。
在图7所示的形式中，第一止挡部件54的内突出部540具有指状物543，指状物543靠在外壳体112的内表面112a上。因此，指状物543径向向外弯曲。它阻挡第一止挡部件54并分配/吸收由面向它的第二止挡部件56所径向向外施加的径向力(表面560；力F1，图4)。在孔口60周围，成角度地，指状物543也应该优选地在主轴向力的方向上被定向，该力将要施加在该第一止挡部件54上(力F2，图4)。因此，在所呈现的解决方案中，指状物543位于表面542的下游。
指状物543还便于这组止挡件的定位，因此形成壳体止挡件。
为了便于喷射器132通过端口60定位，第一止挡部件54具有斜面545。如图4、7中所示，斜面545定位在环544其内径上，斜面545引导喷射器132朝向孔口60的轴线。斜面545基本上在其斜面的连续性中可以有利地跟随第二斜面569，然后第二斜面569在上游侧具有与第一止挡部件54相关联的第二止挡部件56。事实上，由于喷射器132通过孔口60的接合从外向内径向操作(箭头F3，图4)，第二斜面569优选地将比第一斜面545更靠近孔口60的轴线60a，并且相对于该轴线比第一斜面的倾斜度更小。
在刚刚提出的解决方案中，第一止挡部件54因此从内部紧密地接合在孔口60中，直到指状物543的自由端阻挡抵靠外壳体112的内表面112a。
结合图8给出第二种解决方案。
在这种情况下，第二止挡部件56不变，但是第一止挡部件54被修改。在该解决方案中，下面不再描述与有关图3至7中的解决方案已经提出的元件在结构上和/或功能上相同的元件；它们的附图标记仅增加了100，因此在图8上标识它们。
因此，第一止挡部件标记为154。它包括在其环644上其径向外径处的凸缘70。这限制了操作期间冷缩装配的风险。
另外，凸缘可用于省去对支撑指状物(上面543)的需要。实际上，抵靠壳体112的这种支撑指状物可能需要两次加工操作(车削+铣削)。没有这种支撑指状物，第一止挡部件154的制造可以更容易和更便宜。
在该第二种解决方案中，径向止挡将位于轴向表面641和560之间，其中仍可永久地提供间隙J。轴向止挡将位于面向上游的径向表面642和面向第一止挡部件54的下游的径向表面567之间。第二止挡部件156的表面641和642存在于该止挡部件的径向内突出部72上，该突出部延伸环644。成角度地，围绕环644的轴线，突出部72将如针对指状物543所选择的那样被放置，并且面向第一止挡部件54的上述表面。
这种构造方法允许从外部径向定位，这对于组装者来说更容易：突出部72接合在孔口60之外，其中环644在孔口中并且凸缘70径向地在外侧。

Claims (12)

1.一种用于航空燃气涡轮发动机的燃烧模块，该燃烧模块具有纵轴线，
-内壳体(114)，
-外壳体(112)，其径向布置在内壳体的外侧，
-燃烧室(110)：
--沿轴向(134)伸长，与所述纵轴线同轴，
--其中空气和燃料的混合物从上游流向下游流动，和
--设置在内壳体和外壳体之间，燃烧室包括在上游连接燃烧室底壁(120)的内旋转壁(118)和外旋转壁(116)，和
-第一止挡部件(54,154)和第二止挡部件(56)分别地固定于外壳体和燃烧室，第一和第二止挡部件适于通过形成止挡对，两个两个地基本上轴向地止挡(58)，并且，在至少在一些止挡对中：
-第一止挡部件(54,154)是存在于外壳体(112)上的内突起，具有分别地轴向和径向的表面(541,542；641,642)，以及
-第二止挡部件(56)，具有带有轴向构件的周向外表面(560)，
其特征在于，第一止挡部件的径向表面(542)抵靠的该外部径向突起部(561)与第一止挡部件相对地从所述带有轴向构件的周向外表面(560)突出。
2.根据权利要求1所述的燃烧模块，其中固定在燃烧室上的第二止挡部件(56)从上游到下游与第一止挡部件(54)接触。
3.根据权利要求1或2所述的燃烧模块，其中在每个止挡对的第一止挡部件(54,154)和第二止挡部件(56)之间建立至少一个基本上径向的间隙(J)。
4.根据前述任一权利要求所述的燃烧模块，其中所述突起部(561)和第一止挡部件的基本径向表面(542)之间的止挡发生在两个平面(542,567)之间，以确保平面对平面的接触。
5.根据前述任一权利要求所述的燃烧模块，其中在室温下并且涡轮发动机空转时，在至少一些止挡对(58)中，第二止挡部件(56)轴向地抵靠第一止挡部件(54,154)。
6.根据前述任一权利要求所述的燃烧模块，其还包括至少一个燃料喷射器(132)，燃料喷射器(132)穿过外壳体的至少一个孔口(60)，以将燃料带入燃烧室，以及
-其中，在至少一个所述止挡对(58)上：
--通过形成环的部件(544,644)，第一止挡部件(54,154)安装在外壳体(112)的孔口(60)中，并且
--第二止挡部件(56)属于局部带肩的板(560)，固定在燃烧室的外周边(1160)上。
7.根据前述任一权利要求所述的燃烧模块，其中在第一止挡部件(54)上，内突起部具有指状物(543)，该指状物靠在外壳体(112)的内表面(112a)上。
8.根据权利要求5所述的燃烧模块，其中环形部分(644)在径向外径的位置处具有凸缘(70)，内突起部没有支撑抵靠外壳体(112)。
9.根据前述任一权利要求所述的燃烧模块，其中：
-外旋转壁(116)通过螺钉(62)连接到燃烧室底壁(120)，
-并且第二止挡部件(56)通过一些所述螺钉(62)径向向外固定到燃烧室。
10.根据前述任一权利要求所述的燃烧模块，其中以至少12小时和6小时的方位布置止挡对(58)。
11.根据前述任一权利要求所述的燃烧模块，其中还包括在燃烧室(110)上的上游固定装置(148)，用于将所述燃烧室固定到外壳体(112)。
12.航空涡轮发动机的部件，包括：
-至少一个压气机(103)和位于所述至少一个压气机(103)的出口处的空气扩压器(107)，
-根据前述权利要求中任一项所述的燃烧模块，其中所述内壳体(114)包括固定有所述空气扩压器(107)的套圈(126)的中间壁(128)。
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