CN110998189B - 飞行器涡轮发动机的包括在燃烧室的内窥镜检查期间帮助识别的标记的燃烧室模块 - Google Patents

飞行器涡轮发动机的包括在燃烧室的内窥镜检查期间帮助识别的标记的燃烧室模块 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种用于飞行器涡轮发动机的燃烧室模块，该燃烧室模块包括由内环形壁(12)和外环形壁限定的燃烧室(8)，该内环形壁和外环形壁设置有进气开口(32，34)，模块进一步包括内壳体(22)和外壳体。根据本发明，内壳体和外壳体(22)中的至少一个在其面向燃烧室的表面上具有标记系统，该标记系统包括彼此成角度地间隔开的多个不同的标记(Mi)，每个标记(Mi)面向进气开口(32，34)中的一个形成，以便从燃烧室(8)的内部可见，并且每个标记指示燃烧室的包括进气开口的区域(Zi)的角度位置。

Description

飞行器涡轮发动机的包括在燃烧室的内窥镜检查期间帮助识 别的标记的燃烧室模块
技术领域
本发明涉及飞行器涡轮发动机的领域，尤其涉及燃烧室的领域以及用于这些室的内窥镜检查的方法的领域。
背景技术
在用于燃烧室的内窥镜检查的方法期间，可能难以知道内窥镜的确切位置，特别是在记录图像期间。这导致对检查期间识别到的以及在内窥镜报告中再现的损坏的实际位置产生怀疑。这些怀疑可能会使该报告无法使用。
发明内容
为了克服有关现有技术的实现的上述问题，本发明的目的首先在于用于飞行器涡轮发动机的燃烧室模块，该燃烧室模块包括由内环形壁和外环形壁限定的燃烧室，该内环形壁和外环形壁设置有进气孔，所述模块还包括内壳体以及外壳体，内环形壁与外环形壁被布置在内壳体与外壳体之间。
根据本发明，内壳体和外壳体中的至少一个在其面向燃烧室的表面上具有标记系统，该标记系统包括彼此成角度地间隔开的多个不同的标记，每个标记被制成面向进气孔中的一个，以便从燃烧室的内部可见，并且每个标记告知燃烧室的包括所述进气孔的区域的角度位置。
因此，本发明的显著之处在于，本发明通过为通常被制成在燃烧室中的进气孔分配一种对被巧妙地定位在围绕燃烧室的一个或多个壳体上的标记进行视觉访问的新功能而利用进气孔。因此，在被制成在该室的外部、与敏感侵蚀区相距一距离处的同时，这些标记变得容易从室的内部可见。
因此，在用于内窥镜检查的方法期间，标记是可见的并且允许操作者知道在室的内部识别到的损坏的确切位置。因此，内窥镜报告可以报告这些标记，从而使这些标记更可靠和可以更好地使用。该解决方案还允许形成耐用的标记系统，该标记系统不仅可以由制造商在创建和检查室期间使用，还可以由维护涡轮发动机的任何第三方在涡轮发动机的使用寿命期间使用。
本发明还提供了单独地采用或组合地采用的以下可选的技术特征中的至少任何一项。
优选地，标记是数字和/或字母。然而，其他类型的标记也是可能的，而不超出本发明的范围。
室还由室端壁限定，该室端壁在室的周向方向上连续设置有多个燃料喷射装置，并且标记的数量与燃料喷射装置的数量相同。
标记被制成径向地面向进气孔，优选地面向主孔和/或稀释孔。
本发明的目的还在于一种包括这种燃烧室模块的飞行器涡轮发动机。
最后，本发明的目的在于一种用于这种燃烧室模块的燃烧室的内窥镜检查的方法，该方法包括以下连续的步骤：
-将内窥镜插入燃烧室中；
-使用内窥镜对燃烧室进行间接的视觉检查；以及
-记录燃烧室的至少一个图像，同时将该图像与使用存在于燃烧室模块的内壳体和外壳体上的标记中的至少一个的角度位置关联。
优选地，通过如下方式进行标记与图像的所述关联：
-通过使标记在所记录的图像上可见，和/或
-通过使用内窥镜在记录图像之前或之后对燃烧室的与所述图像相对应的区域的标记进行识别。
本发明的其他优点和特征将在下面的非限制性的详细描述中显现。
附图说明
将参考附图进行该描述，在附图中：
-图1以纵向截面示出了根据本发明的涡轮发动机的示意图；
-图2示出了被设置在先前附图中示出的涡轮发动机中的燃烧室模块的纵向半截面的视图；
-图3是从先前附图的模块的燃烧室的内部径向地截取的视图；
-图4是沿室端壁的方向从室的内部截取的另一视图；以及
-图5是在先前附图中示出的燃烧室模块的一部分的展平图。
具体实施方式
首先参考图1，示出了根据本发明的飞行器涡轮发动机100。在此，这是双流双体涡轮喷气发动机。然而，这可以是另一种类型的涡轮发动机，例如涡轮螺旋桨发动机，而不超出本发明的范围。
涡轮发动机100具有纵向轴线3，该涡轮发动机的各个部件围绕该纵向轴线延伸。该涡轮发动机沿通过该涡轮发动机的气体的主要流动方向5从上游到下游包括风扇2、低压压缩机4、高压压缩机6、被集成到燃烧室模块7中的燃烧室8、高压涡轮10以及低压涡轮11。这些元件限定了被主流14’横穿的主管道14，而次级管道16围绕主管道，同时由风扇壳体18部分地限定并且被旁路空气流16’横穿。
在以下描述中，术语“前部”和“后部”是在与涡轮发动机中的气体的主要流动方向5相反的并且平行于轴线3的方向15上被考虑的。然而，术语“上游”和“下游”是在该相同的主要流动方向5上被考虑。
现在参考图2至图4，将以更详细的方式对特定于本发明的燃烧室模块7进行描述。
首先应当注意的是，模块7的芯部由燃烧室8本身形成，该燃烧室具有以轴线3为中心的环形形状。该室由以轴线3为中心的内环形壁12和外环形壁14径向地限定。在前部处，该室由室端壁16限定，该室端壁设置有沿着端壁16周向地分布的多个燃料喷射装置18，周向方向在此相对于涡轮发动机的纵向轴线3。每个喷射装置18与燃料喷射器19相关联，该燃料喷射器的阀20穿过该装置的一部分，旨在确保空气与燃料的混合。
燃烧室8被容纳在由喷嘴21在上游限定的空间中。该喷嘴于是在下游分成内壳体22和外壳体24，室的两个环形壁12、14被径向地布置在该内壳体与外壳体之间。喷嘴21在下游限定了扩散器26，该扩散器于是分成用于空气循环的内环形空间28和用于空气循环的外环形空间30。
以已知的方式，空间28允许空气经由穿过内环形壁12设置的进气孔进入燃烧室8。这些进气孔是主孔32以及位于更下游的稀释孔34。这同样适用于空间30，该空间30允许空气经由穿过外环形壁14设置的主孔32和稀释孔34进入燃烧室8。
本发明的特征之一在于在两个壳体22、24中的至少一个上存在标记系统。在这方面，应当注意的是，将在下面进行描述的标记系统通过被制成在内壳体22的外表面36上而与室的内环形壁12相关联。替代地或同时，另一相同或相似的标记系统可以通过被制成在外壳体24的内表面38上而与室的外环形壁14相关联。
如在从室8的内部径向地朝向内部截取的图3中可以更好地看到的，标记系统包括在周向方向40上彼此成角度地间隔开的多个不同的标记Mi。在该图3中，两个标记Mi可见，这两个标记呈数字“6”和“7”的形式，以比与本发明的元件相关的附图标记的那些线条更粗的线条示出。因此，通过例如经由蚀刻而被制成在内壳体22的外表面36上，这些数字Mi形成参考标记或参考点。在此，这些标记被分别制成径向地面向稀释孔34中的一个。然而，替代地或同时，主孔32可以用于利用对标记Mi进行视觉访问，而不超出本发明的范围。
因此，每个标记Mi告知燃烧室的包括与该标记Mi相关联的稀释孔的区域Zi的角度位置。实际上，当将内窥镜50插入室8中以对内环形壁12和/或室端壁和该室端壁的喷射装置18进行间接的视觉检查时，通过使内窥镜的光轴径向地穿过稀释孔34以观察在该稀释孔中的标记Mi，该内窥镜可以容易地识别所讨论的区域Zi。
因此，在用于使用内窥镜50对室进行检查的方法期间，可以执行对该室的至少一个图像的记录，同时将该图像与使用存在于内壳体22的外表面36上的标记Mi中的至少一个的角度位置关联。这种关联可以通过使标记Mi在所记录的图像上可见和/或通过使用内窥镜50在记录图像之前或之后对与图像相对应的区域Zi的标记Mi进行识别来进行。在后一种情况下，标记Mi不一定在图像中可见，但是该标记可以在内窥镜报告中被指定，以便后续更好地使用该报告。
在图5的展平图中，示出了标记Mi的数量优选地对应于喷射装置的数量。实际上，稀释孔34在每个喷射装置上轴向地对中，并且相同的角度参考点被联接到稀释孔上。换句话说，第六喷射装置186被定位成在轴向上与稀释孔34对准，与室的区域Z6相对应的标记M6(指示为数字“6”)与该稀释孔相关联，正如第七喷射装置187被定位成在轴向上与稀释孔34对准，与室的区域Z7相对应的标记M7(指示为数字“7”)与该稀释孔相关联，对于标记M8、M9等也是如此。
当然，本领域技术人员可以对刚刚描述的、仅作为非限制性示例的本发明进行各种修改。

Claims (8)

1.用于飞行器涡轮发动机的燃烧室模块(7)，所述燃烧室模块包括由内环形壁(12)和外环形壁(14)限定的燃烧室(8)，所述内环形壁和所述外环形壁设置有进气孔(32，34)，所述模块还包括内壳体(22)以及外壳体(24)，所述内环形壁和外环形壁(12，14)被布置在所述内壳体与所述外壳体之间，
其特征在于，所述内壳体和外壳体(22，24)中的至少一个在其面向所述燃烧室的表面上具有标记系统，所述标记系统包括彼此成角度地间隔开的多个不同的标记(Mi)，每个标记(Mi)被制成面向所述进气孔(32，34)中的一个，以便从所述燃烧室(8)的内部可见，并且每个标记告知所述燃烧室的包括所述进气孔的区域(Zi)的角度位置。
2.根据权利要求1所述的燃烧室模块，其特征在于，所述标记(Mi)是数字和/或字母。
3.根据权利要求1或权利要求2所述的燃烧室模块，其特征在于，所述室(8)还由室端壁(16)限定，所述室端壁在所述室的周向方向(40)上连续设置有多个燃料喷射装置(18)，并且，标记(Mi)的数量与燃料喷射装置(18)的数量相同。
4.根据权利要求1或权利要求2所述的燃烧室模块，其特征在于，所述标记(Mi)被制成径向地面向所述进气孔(32，34)。
5.根据权利要求4所述的燃烧室模块，其特征在于，所述进气孔包括主孔(32)和稀释孔(34)，其中，所述标记(Mi)被制成径向地面向所述主孔(32)和/或所述稀释孔(34)。
6.飞行器涡轮发动机(100)，所述飞行器涡轮发动机包括根据权利要求1至5中任一项所述的燃烧室模块(7)。
7.用于根据权利要求1至5中任一项所述的模块(7)的燃烧室(8)的内窥镜检查的方法，其特征在于，所述方法包括以下连续的步骤：
-将内窥镜(50)插入所述燃烧室(8)中；
-使用所述内窥镜(50)对所述燃烧室进行间接的视觉检查；以及
-记录所述燃烧室的至少一个图像，同时将该图像与使用存在于所述燃烧室模块的所述内壳体和外壳体(22，24)上的所述标记(Mi)中的至少一个的角度位置关联。
8.根据权利要求7所述的检查方法，其特征在于，通过如下方式执行所述标记(Mi)与所述图像的所述关联：
-通过使所述标记(Mi)在所记录的图像上可见，和/或
-通过使用所述内窥镜在记录所述图像之前或之后对所述燃烧室的与所述图像相对应的区域(Zi)的所述标记(Mi)进行识别。
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