CN112513530B - 用于涡轮机的组合件 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于涡轮机的组合件，其包括：‑燃烧室(1)，其在其下游端处包括径向延伸的下游凸缘(6)，‑分配器(2)，其安置于所述燃烧室(1)的下游，且包括平台(11、12)，至少一个轮叶(13)从所述平台径向延伸，所述平台(11、12)包括上游边缘，所述上游边缘径向延伸且与相对安置的所述下游凸缘(6)一起限定间隙(15)，所述间隙在其径向内端处通向所述燃烧室(1)且在其径向外端处通过固定到所述分配器(2)的密封构件(17、18)封闭，其特征在于，所述燃烧室(1)的所述下游凸缘(6)包括至少一个直线冷却孔口(27a、27b、27c、27d)，所述至少一个直线冷却孔口(27a、27b、27c、27d)与所述分配器(2)的所述平台(11、12)相对穿过所述凸缘(6)且通向所述间隙(15)。

Description

用于涡轮机的组合件
技术领域
本发明涉及一种用于例如飞机涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机等涡轮机的组合件。
背景技术
从代表申请人的文献FR 3 004 518已知此组合件，且此组合件在图1和2中示出。此组合件包括布置在压缩机和扩散器(未图示)的下游且在高压涡轮机的入口分配器2的上游的环形燃烧室1。
燃烧室1包括内和外绕转壁，分别称为内壳3和外壳4，其在彼此内延伸且向上游连接到环形室底壁(未图示)。
为了限制内壳3和外壳4的变形，使它们在其下游端处装备有内部和外部凸缘6。每一凸缘6为环形，且具有U形或销形区段。每一凸缘6径向朝内或朝外延伸，且具有附接到燃烧室1的内壳3或外壳4的径向部分7a。此外，每一凸缘6的自由端6a既定与室1的内部壳体8或外部壳体9协作。圆柱形部分7b从凸缘6的径向部分7a向下游延伸。
分配器2通过合适的手段附接到室1的下游，且由内部平台11和外部平台12组成，所述内部平台11和外部平台12通过大体上径向叶片13彼此连接。分配器2的外部平台12与室1的外壳4的下游端部轴向对准，且其内部平台11与室1的内壳3的下游端部轴向对准。分配器2的每一平台11、12的上游端具有尺寸比燃烧室1的相应凸缘6的径向部分7a小的径向凸缘14。
分配器组合件2通常安装在燃烧室的下游，且包括若干分配器，这些分配器的平台为环形区段，其中分配器平台周向端到端安装以在燃烧室的下游形成流体流通道。
径向部分7a和凸缘14针对每一壳层3、4限定内部环形间隙15，所述内部环形间隙在一端处通向室1，且在其另一端处由密封构件16封闭。
如图2中可最佳所见，这些密封件16具有沿着每一分配器2区段径向和周向延伸的密封片层17。每一片层17可密封地支撑于分配器2的相应凸缘14的径向面上，以及燃烧室1的相应凸缘6的轴向部分7b的自由端上。片层17借助于弹性返回构件保持与所述部分7b、14接触。
这些弹性构件是例如安装在螺杆19周围的圆锥形螺旋弹簧18，所述螺杆被拧入到从分配器2的相应壳层11、12径向延伸的凸耳20中。内壳和外壳3、4的下游部分21可具有多个穿孔22。在涡轮机的操作期间，旁通空气23流到分别由(一方面)外部壳体9和外壳4以及(另一方面)内部壳体8和内壳3限定的空间24和25中。此旁通空气23穿过多个穿孔22，以便限制内壳和外壳3、4的下游部分21的加热。
分配器2的每一壳层11、12的上游端通常形成回退部(setback)26或台阶以避免从燃烧室1形成热流关断点。然而，此回退部形成热气体流的局部再循环，这可能致使分配器2的相应平台11、12过早降级。
更具体地说，本发明旨在提供一种简单高效且有成本效益的解决方案来解决此问题。
发明内容
本发明首先涉及一种用于涡轮机的组合件，其包括：
燃烧室，其在其下游端处包括径向延伸的下游凸缘，
分配器，其安置于所述燃烧室的下游，且包括平台，至少一个轮叶从所述平台径向延伸，所述平台包括上游边缘，所述上游边缘径向延伸且与相对安置的下游凸缘一起限定间隙，所述间隙在其径向内端处通向燃烧室且在其径向外端处通过固定到分配器的密封构件封闭，
特征在于，所述燃烧室的所述下游凸缘具有至少一个直线冷却孔口，至少一个直线冷却孔口穿过所述凸缘且朝向分配器平台通向所述间隙的至少一个直线冷却孔口。
绕过燃烧室的空气可接着穿过所述孔口，且影响分配器壳层以便使其有效地冷却，且避免由于热气体在燃烧室的下游再循环而导致的降级。流经所述孔口的冷却空气通向环形间隙，借此增加分配器壳层的冷却区的尺寸。在壳层冷却之后，所述环形间隙中的空气径向朝内引导，然后出现在燃烧室的下游端处，且形成适于冷却分配器平台的膜。
术语轴向和径向是相对于X轴定义的。术语上游和下游是相对于气流穿过涡轮机而定义的。
密封构件可包括至少一个片层，其径向和周向延伸，且轴向承载于燃烧室的下游凸缘上和分配器的上游边缘上。
借助于弹性返回构件，片层可返回以搁置在燃烧室的相应凸缘上以及相应分配器壳层上。
弹性返回构件可包括至少一个压缩弹簧，例如圆柱形或锥形螺旋弹簧。
燃烧室的下游凸缘的径向部分可具有穿过下游凸缘且通向间隙的至少两个冷却孔口，所述孔口中的两个在两个方向上彼此成角度地延伸。
组合件可具有在第一周向方向上倾斜的至少一个孔口，和在与第一周向方向相对的第二周向方向上倾斜的至少一个孔口。
因此，所述孔口中的每一个相对于径向平面倾斜。相对于径向平面的倾斜角例如在15和75°之间，举例来说约45°。
此组合件可具有至少一个轴向定向的孔。
这意味着，孔口不在周向方向上倾斜，而是平行于涡轮机的轴线定向。
组合件可包括至少一个第一轴向定向的孔口，以及周向位于第一孔口的任一侧上的至少一个第二和至少一个第三孔口，所述第二和第三孔口在两个相对周向方向上倾斜。
组合件可具有分别周向定位在第二和第三孔口的任一侧上(与第一孔口相对)的至少一个第四孔口和至少一个第五孔口，所述第四和第五孔口轴向定向。
孔口可具有多个周向倾斜。相比于在相同方向上倾斜的孔，这确保分配器平台的较均匀空气膜冷却。
组合件可具有彼此径向和周向偏移的至少两个孔口。
导向间隙的孔口的边缘可彼此偏移0.1和6mm之间的距离。
孔口可为圆柱形。孔口可具有0.1mm和6mm之间的直径，举例来说约1mm。
本发明还可涉及一种具有上文提及的类型的组合件的涡轮机，例如飞机涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机。
当参考附图阅读作为非限制性实例给出的以下描述时，将更好地理解本发明，并且本发明的其它细节、特性和优点将显而易见。
附图说明
图1是现有技术组合件部分的轴向横截面的示意半图；
图2是图1的详细视图；
图3是对应于图2的视图且示出本发明的一实施例；
图4是属于图3中的组合件的燃烧室的外壳的一部分的透视图。
具体实施方式
图3和4展示根据本发明的实施例的涡轮机的组合件。如先前，所述组合件包括例如飞机涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机等涡轮机的环形燃烧室1，其布置在压缩机和扩散器(未图示)的下游，以及高压涡轮机的入口分配器2的上游。
燃烧室1由内壳和外壳3、4组成，所述内壳和外壳3、4向上游连接到环形室底壁。
壳层3、4的下游端具有内部和外部凸缘6。每一凸缘6为环形，且具有U形或销形区段。每一凸缘6径向朝内或朝外延伸，且具有附接到燃烧室1的内壳3或外壳4的径向部分7a。此外，每一凸缘6的自由端6a既定与室1的内部壳体8或外部壳体9协作。圆柱形部分7b从凸缘6的径向部分7a向下游延伸。
分配器2通过合适的手段附接到室1的下游，且由内部平台11和外部平台12组成，所述内部平台11和外部平台12通过大体上径向叶片13彼此连接。分配器2的外部平台12与室1的外壳4的下游端部轴向对准，且其内部平台11与室1的内壳3的下游端部轴向对准。分配器2的每一平台11、12的上游端具有尺寸比燃烧室1的相应凸缘6的径向部分7a小的径向凸缘14。
分配器2的每一平台11、12的上游端通常形成回退部26或下降台阶以避免从燃烧室1形成热流关断点。作为替代方案，可形成上升台阶，其未展示。分配器组合件2安装在燃烧室的下游，且包括若干分配器，这些分配器的平台为环形区段，其中分配器平台周向端到端安装以在燃烧室的下游形成流体流通道。
径向部分7a和凸缘14针对每一壳层3、4限定内部环形间隙15，所述内部环形间隙在一端处通向室1，且在其另一端处由密封构件16封闭。
这些密封构件16具有沿着每一分配器2区段径向和周向延伸的密封片层17。每一片层17可密封地支撑于分配器2的相应凸缘14的径向面上，以及燃烧室1的相应凸缘6的轴向部分7b的自由端上。片层17借助于弹性返回构件保持与所述部分7b、14接触。
这些弹性构件为例如安装在螺杆19周围的圆锥形螺旋弹簧18，所述螺杆被拧入到从分配器2的相应平台11、12径向延伸的凸耳20中。内壳和外壳3、4的下游部分21可具有多个穿孔22。
凸缘的径向区段7a具有与分配器2相对的具有孔口27a、27b、27c、27d的区域。
确切地说，每一区包括在轴向方向上定向的周向中间孔口27a、周向位于中间孔口27a的任一侧上的孔口27b和27c，以及位于每一区的周向端处的孔口27d，所述孔口27d在轴向方向上定向。
孔口27b和27c在两个相对的周向方向上倾斜，且与轴向平面形成15和75°之间的角，例如约为±45°的角。角的正或负号取决于孔口的倾斜。
孔口27a到27d为圆柱形，且向上游通向间隙24和25，以及向下游通向环形间隙15。每一孔口具有0.1mm和6mm之间的直径，举例来说约为1mm。
每一区可具有单个中心孔口27a、十个孔口27b、十个孔口27c，以及两对三个或四个孔口27d，如图4中所展示。
通向环形间隙15的孔口27a到27d的下游端可在径向方向上和/或在周向方向上彼此间隔开0.1到6mm的距离。
孔口27b、27c和27d在此处布置成彼此径向偏移的两行，且交替地布置。孔口27a径向偏移离开来自孔口27b、27c和27d的气流路径。
在涡轮机的操作期间，旁通空气23流到分别由(一方面)外部壳体9和外壳4以及(另一方面)内部壳体8和内壳3限定的空间24和25中。此旁通空气23穿过多个穿孔22，以便限制内部和外部平台3、4的下游部分21的加热，且穿过孔口27a到27d，以便使高压分配器2的相应平台11、12冷却。

Claims (8)

1.一种用于涡轮机的组合件，其包括：
-燃烧室（1），在其下游端处包括径向延伸的下游凸缘（6），
分配器（2），其安置于所述燃烧室（1）的下游，且包括平台（11、12），至少一个轮叶（13）从所述平台径向延伸，所述平台（11、12）包括上游边缘，所述上游边缘径向延伸且与相对安置的所述下游凸缘（6）一起限定间隙（15），所述间隙（15）在其径向内端处通向所述燃烧室（1）且在其径向外端处通过固定到所述分配器（2）的密封构件（17、18）封闭，
所述燃烧室（1）的所述下游凸缘（6）包括至少一个直线冷却孔口，所述至少一个直线冷却孔口与所述分配器（2）的所述平台（11、12）相对穿过所述下游凸缘（6）且通向所述间隙（15），
其特征在于，所述燃烧室（1）的所述下游凸缘（6）的径向部分（7a）具有穿过所述下游凸缘（6）且通向所述间隙（15）的至少两个直线冷却孔口，所述直线冷却孔口中的两个在彼此形成角度的两个方向上延伸。
2.根据权利要求1所述的组合件，其特征在于，所述密封构件包括至少一个径向和周向延伸的片层，所述片层轴向承载在所述燃烧室（1）的所述下游凸缘（6）上以及所述分配器（2）的所述上游边缘上。
3.根据权利要求1所述的组合件，其特征在于，其包括在第一周向方向上倾斜的至少一个直线冷却孔口，以及在与所述第一周向方向相对的第二周向方向上倾斜的至少一个直线冷却孔口。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的组合件，其特征在于，其包括至少一个轴向定向的直线冷却孔口。
5.根据权利要求4所述的组合件，其特征在于，其包括至少一个第一轴向定向的直线冷却孔口，以及周向位于所述第一轴向定向的直线冷却孔口的任一侧上的至少一个第二轴向定向的直线冷却孔口和至少一个第三轴向定向的直线冷却孔口，所述第二轴向定向的直线冷却孔口和所述第三轴向定向的直线冷却孔口在两个相对的周向方向上倾斜。
6.根据权利要求5所述的组合件，其特征在于，其包括与所述第一轴向定向的直线冷却孔口相对分别周向位于所述第二轴向定向的直线冷却孔口和所述第三轴向定向的直线冷却孔口的任一侧上的至少一个第四轴向定向的直线冷却孔口和至少一个第五轴向定向的直线冷却孔口，所述第四轴向定向的直线冷却孔口和所述第五轴向定向的直线冷却孔口轴向定向。
7.根据权利要求1所述的组合件，其特征在于，其包括彼此径向和周向偏移的至少两个直线冷却孔口。
8.根据权利要求1所述的组合件，其特征在于，通向所述间隙（15）的所述直线冷却孔口的所述上游边缘彼此偏移0.1和6 mm之间的距离。
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Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP4108898A4 (en) * 2020-02-20 2024-03-13 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha FLANGE COOLING STRUCTURE FOR A GAS TURBINE ENGINE
CN115597090B (zh) * 2021-07-09 2024-07-19 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种火焰筒出口连接结构、燃烧室及燃气涡轮发动机

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5289677A (en) * 1992-12-16 1994-03-01 United Technologies Corporation Combined support and seal ring for a combustor
GB9305010D0 (en) * 1993-03-11 1993-04-28 Rolls Royce Plc A cooled turbine nozzle assembly and a method of calculating the diameters of cooling holes for use in such an assembly
US6286317B1 (en) * 1998-12-18 2001-09-11 General Electric Company Cooling nugget for a liner of a gas turbine engine combustor having trapped vortex cavity
US7036316B2 (en) * 2003-10-17 2006-05-02 General Electric Company Methods and apparatus for cooling turbine engine combustor exit temperatures
FR2881813B1 (fr) * 2005-02-09 2011-04-08 Snecma Moteurs Carenage de chambre de combustion de turbomachine
FR2887588B1 (fr) * 2005-06-24 2011-06-03 Snecma Moteurs Interface ventilee entre une chambre de combustion et un distributeur haute pression de turboreacteur et turboreacteur comportant cette interface
US7360988B2 (en) * 2005-12-08 2008-04-22 General Electric Company Methods and apparatus for assembling turbine engines
US7934382B2 (en) * 2005-12-22 2011-05-03 United Technologies Corporation Combustor turbine interface
FR2905166B1 (fr) * 2006-08-28 2008-11-14 Snecma Sa Chambre de combustion annulaire d'une turbomachine.
FR2921463B1 (fr) * 2007-09-26 2013-12-06 Snecma Chambre de combustion d'une turbomachine
US9650903B2 (en) * 2009-08-28 2017-05-16 United Technologies Corporation Combustor turbine interface for a gas turbine engine
FR2989426B1 (fr) * 2012-04-11 2014-03-28 Snecma Turbomachine, telle qu'un turboreacteur ou un turbopropulseur d'avion
FR3004518B1 (fr) * 2013-04-11 2017-12-08 Snecma Chambre de combustion annulaire d'une turbomachine
GB201603166D0 (en) * 2016-02-24 2016-04-06 Rolls Royce Plc A combustion chamber

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Publication number Publication date
EP3824221A1 (fr) 2021-05-26
US11221141B2 (en) 2022-01-11
FR3084141A1 (fr) 2020-01-24
EP3824221B1 (fr) 2022-09-28
WO2020016533A1 (fr) 2020-01-23
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