CN114174723B - 包括用于在烟囱下游冷却环形壳体区域的设备的燃烧室 - Google Patents

包括用于在烟囱下游冷却环形壳体区域的设备的燃烧室 Download PDF

Info

Publication number
CN114174723B
CN114174723B CN202080034991.9A CN202080034991A CN114174723B CN 114174723 B CN114174723 B CN 114174723B CN 202080034991 A CN202080034991 A CN 202080034991A CN 114174723 B CN114174723 B CN 114174723B
Authority
CN
China
Prior art keywords
chimney
combustion chamber
plenum
annular
annular housing
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
CN202080034991.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN114174723A (zh
Inventor
朱利安·马克·马修·勒帕鲁
克里斯托夫·皮尔瑟格斯
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 CN114174723A publication Critical patent/CN114174723A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN114174723B publication Critical patent/CN114174723B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

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
    • F23R3/02—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
    • 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
    • F23R3/42—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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling
    • 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
    • F23R2900/03042—Film cooled combustion chamber walls or domes
    • 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
    • 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)
  • Combustion Of Fluid Fuel (AREA)
  • Incineration Of Waste (AREA)

Abstract

本发明涉及一种涡轮机的燃烧室(18)，包括环形壳体(32)，所述环形壳体界定燃烧室的内部容积(47)并设置有烟囱(64)以及浮动地安装在烟囱上的衬套(90)，所述烟囱延伸到所述内部容积的外侧并界定用于一穿透部件的通道(68)，还包括：主集气室(100)，所述主集气室向上游敞开，并与烟囱的下游部(102A)相对；以及将内部容积(47)连接到主集气室(100)的环形壳体的贯穿开口(106)。由主集气室(100)收集的空气经由贯穿开口(106)喷射到内部容积(47)内并且可冷却烟囱(64)下游的环形壳体区域(32)。

Description

包括用于在烟囱下游冷却环形壳体区域的设备的燃烧室
技术领域
本发明涉及涡轮机的燃烧室领域，具体涉及用于飞行器推进的涡轮机。
本发明更具体地涉及一种燃烧室，其包括至少一个环形壳体，所述环形壳体界定燃烧室的内部容积并设置有烟囱，所述烟囱延伸到内部容积的外部并界定一种用于穿透部件通过该环形壳体的通道，以及可能界定一种浮动地安装在烟囱上的衬套。
现有技术
燃烧室的内部温度是如此，使得通常需要冷却界定这些燃烧室的内部容积的环形壳体。
一种用于限制这种环形壳体的加热的常见解决方案包括在燃烧室的内部容积内使相对较冷的空气膜沿环形壳体循环。
这种腔壁空气膜通常通过在环形壳体中形成的许多微穿孔形成，通过这些微穿孔，来自燃烧室的旁通空间的相对较冷的空气被引入燃烧室的内部容积。
然而，如果环形壳体设置有用于，使穿透部件(例如火花塞)通过环形壳体的烟囱，则烟囱和穿透部件会降低直接位于该烟囱下游的环形壳体的区域的冷却效率。
事实上，在燃烧室的内部空间内，穿透部件构成了一种中断腔壁空气膜的障碍。
此外，烟囱在环形壳体中的定位区域以及由烟囱界定的通道本身构成了一种没有微穿孔的区域。
最后，在燃烧室外部，烟囱也构成了在燃烧室的旁通空间中循环并供给微穿孔的冷空气流的障碍。可能定位在烟囱尾迹中的微穿孔因此未供给冷却空气。
文献WO2015/049468A1公开了一种燃烧室的环形壳体的烟囱，其设置有横向导管以能够使在燃烧室的旁通空间中环绕烟囱循环的空气偏离到烟囱的中间轴向平面。本文献还公开了一种导流板，其被紧固在被布置在燃烧室周围的外壳体上，从而使在燃烧室的旁通空间中循环的空气偏离到燃烧室的外环形壳体。
然而，这些解决方案对于直接定位在烟囱下游的区域的冷却并非最佳。
文献WO2018/050999A1公开了一种设置有导流板的烟囱，所述导流板布置有相对的微穿孔，从而形成腔壁冷却空气膜。
然而，由于烟囱关于在燃烧室的旁通空间中循环的气流遮蔽了微穿孔，因此对这些微穿孔供给空气并非最佳。
发明内容
本发明具体是为该问题提供一种可以至少部分地避免上述缺点的简单、经济和有效的解决方案。
为此，燃烧室进一步包括主集气室，所述主集气室向上游敞开且向下游封闭，并且面对烟囱的下游部布置；以及至少一个贯穿开口，所述贯穿开口在环形壳体中形成，并且使燃烧室的内部容积和主集气室直接地连通。
主集气室可以捕获来自烟囱上游的空气，并经由贯穿开口将其喷射到燃烧室的内部空间内，在所述内部空间，该空气允许冷却环形壳体。
在本发明的优选实施例中，燃烧室进一步包括导流板，所述导流板布置在燃烧室的内部容积中，连接到与所述贯穿开口或每个贯穿开口相比更接近烟囱的中心轴线的环形壳体的区域，并且面对和超出所述贯穿开口或每个贯穿开口延伸，由此在环形壳体和导流板之间界定一种形成腔壁冷却空气膜的空间，所述空间向上游封闭且向下游敞开。
导流板可以使预先喷射的空气经由开口偏转到燃烧室的内部容积。因此，导流板与贯穿开口结合有利于形成沿环形壳体循环的腔壁冷却空气膜。
根据本发明的其他有利方面，燃烧室具有单独地或根据任何技术上允许的组合获取的以下一个或多个特征：
-导流板包括呈环形部形式的近端部，导流板通过所述近端部连接到环形壳体的所述区域，以及面对并超出所述贯穿开口或每个贯穿开口延伸的自由远端部；
-所述主集气室呈环形部的形式，并且具有向上游敞开的两个相对的相应圆周端；
-主集气室在与环形壳体相对的侧面上封闭；
-燃烧室此外包括次集气室，所述次集气室向上游敞开且向下游封闭，并且面对烟囱的下游部布置，并且烟囱的下游部包括使通道和次集气室直接连通的气道孔；
-次集气室呈环形部的形式，并且具有向上游敞开的两个相对的相应圆周端；
-次集气室布置在烟囱和主集气室的至少一部分之间；
-环形壳体至少由设置有小孔的环形壁以及容纳在环形壁的小孔中的附加部件的环形凸缘形成；并且附加部件进一步包括管状壁，所述管状壁形成烟囱，并且环形凸缘通过移动远离烟囱的中心轴线而从所述管状壁延伸，所述环形凸缘包括所述贯穿开口或每个贯穿开口；附加部件进一步包括主集气室；
-附加部件进一步包括与导流板连接的环形壳体的所述区域，以及导流板；
-附加部件进一步包括次集气室。
本发明还涉及一种飞行器的涡轮机，包括如上所述类型的燃烧室，以及延伸通过烟囱的穿透部件。
在本发明的实施例中，穿透部件是火花塞。
附图简要说明
当阅读通过非限制性示例并参考附图给出的以下说明书时，将更好地理解本发明，并且本发明的其他细节、优点和特征将显而易见，其中：
-图1是飞行器的涡轮机的轴向横截面的局部示意图；
-图2是已知类型涡轮机的燃烧室的轴向横截面的局部示意半视图；
-图3是图2的燃烧室的外环形壳体顶部的局部示意图；
-图4是根据本发明的优选实施例，涡轮机的燃烧室的轴向横截面的局部示意透视图；
-图5是作为图4燃烧室的一部分的附加部件的轴向横截面的示意透视图；
-图6是图5的附加部件底部的示意图；
-图7是图5的附加部件的示意透视图。
在所有这些附图中，相同的附图标记可以表示相同或相似的元件。
具体实施方式
图1显示一飞行器的涡轮机10，其通常包括用于吸入在风扇下游被划分成初级流和次级流的气流的风扇12，所述初级流在气体发生器内的初级流的流道(以下称为初级管道PF)中循环，所述次级流在次级流的流道(以下称为次级管道SF)中旁通该气体发生器。
例如，涡轮机为旁通涡轮发动机。气体发生器因此通常包括低压压缩机14、高压压缩机16、燃烧室18、高压涡轮20和低压涡轮22。高压压缩机和高压涡轮的相应转子通过一种称为“高压轴”的轴以本身已知的方式连接，而低压压缩机和低压涡轮的相应转子通过一种称为“低压轴”的轴以本身已知的方式连接。涡轮机此外由机舱24遮蔽。不同的转子环绕涡轮机的纵轴28旋转地安装。
在所有的该说明书中，轴向方向X为纵轴28的方向。除非另有规定，否则径向方向R位于沿与纵轴28正交并穿过纵轴28的方向的任何点，周向或切向方向C位于沿与径向方向R和纵轴28正交的方向的任何点。除非另有规定，术语“内”和“外”分别是指元件相对于纵轴28的相对接近和相对分离。最后，通过参考涡轮机的初级管道PF和次级管道SF中的气体流方向D限定了限定词“上游”和“下游”。
图2在现有技术的已知构造中，以更大的比例示出了燃烧室18及其周围环境。
燃烧室18包括相对于燃烧室的纵轴居中(换句话说纵轴与涡轮机的纵轴28重合)的两个同轴环形壳体，分别为内壳体30和外壳体32。
这两个环形壳体30和32紧固在燃烧室的内壳体34和外壳体36的下游，并通过燃烧室底部38的环形壳体在它们的上游端彼此连接，其中喷射系统40分别与一排环形喷射器42相关联地安装。每个喷射系统40包括用于在燃烧室中喷射来自安装在涡轮机的高压压缩机16出口处的扩散器46的气流44的中间部的开口。
因此，环形壳体30、32和38界定了燃烧室18的内部容积47。
此外，燃烧室的内环形壳体30和外环形壳体32例如在其上游端连接到环形护罩48，所述环形护罩可以保护燃烧室底部38的环形壳体以及喷射系统40，并且分别沿内环形壳体30和外环形壳体32在内旁通空间54和外旁通空间56内可以在下游引导气流44(以下称为内旁通气流)的径向内部50，以及气流44的径向外部52(以下称为外旁通气流)。
例如，燃烧室的内环形壳体30和外环形壳体32包括用于将一部分内旁通气流50和一部分外旁通气流52喷射到燃烧室内的点火气体内的进气小孔58和60的每一个。
同轴的环形壳体30和32此外设置有许多微穿孔，这些微穿孔基本分布在这些壁的整体表面上，并且用于在燃烧室18内沿这些壁的每个都形成腔壁冷却空气膜。出于比例的原因，这些微穿孔在图2中未示出但在图3中示出，其中由附图标记62表示的这些微穿孔被更大地示出，并且根据与实际相比更小的密度分布。通常，微穿孔62的直径在大致0.3mm到0.6mm之间，并且在任何情况下都明显小于进气小孔58和60。
此外，环形壳体30和32的至少一个包括界定使穿透部件(例如火花塞)通过所述壳体的通道的至少一个烟囱。
例如，外环形壳体32因此包括根据例如与环形壳体32局部正交的中心轴线66延伸并界定通道68的烟囱64，所述通道68通向燃烧室18并且安装在外壳体36上的火花塞70通过所述通道延伸。这种火花塞70旨在当起动涡轮机时开始燃烧燃烧室18内的空气和燃油混合物。以其本身已知的方式，优选地通过一种浮动地安装在烟囱中的衬套提供在火花塞70(或类似的贯穿部件)和烟囱64之间的密封。
通常，在于烟囱64及其外围对应的区域内没有微穿孔会影响有关的环形壳体32的该区域的冷却。
此外，火花塞70在燃烧室的内部容积47中构成一种具有阻断来自上游的腔壁空气膜的性质的障碍。
此外，如图3示意性地示出的，烟囱64在燃烧室的外部构成相应内旁通气流50或外旁通气流52流动的局部障碍，在该气流中产生尾迹72。
这种尾迹72往往减少对位于尾迹72右侧、直接在烟囱下游的环形壳体32的区域73中的微穿孔的空气供给，并且因此防止该区域的良好冷却。
烟囱64和火花塞70(如适用的话)的存在是由于这在环形壳体32内能够在非常短的距离上导致几百摄氏度量级、几毫米量级的高热梯度。这种热梯度通常导致环形壳体32的使用寿命缩短。
其他类型的穿透部件(例如启动喷射器)可能导致类似的问题。
将参考图4至7描述的本发明可以至少部分地克服上述的问题。
图4至7在根据本发明的优选实施例的构造中部分地示出了燃烧室18。
图4具体显示设置有烟囱64的外环形壳体32，通过界定穿透部件的通道68(为了提高清晰度，该穿透部件在图4-7中不可见)，所述烟囱64从环形壳体32朝燃烧室18的外部延伸。以下的描述涉及一种示例，其中穿透部件是火花塞。然而，该描述可直接地转置为其他类型的穿透部件，如上文所述的这些。
在示出的示例中，烟囱64在如图5-7单独示出的附加部件74中形成。
该附加部件具体包括形成烟囱64的管状壁76，以及通过移动远离中心轴线66(例如与管状壁76横向地移动)而从管状壁76延伸的环形凸缘78(图4-7)。
因此，环形壳体32由环形壁80以及由环形凸缘78形成，附加部件74通过所述环形凸缘78被紧固在环形壁80上。该环形凸缘78特别地具有与环形壁80的小孔的内边缘84相连的外围边缘82(图4)。
烟囱64有利地设置有衬套90(图4和5)，所述衬套90浮动地安装在烟囱64中(例如在烟囱64的径向外端)，并旨在通过避免烟囱64和火花塞之间的空气泄漏来提供与火花塞的接触。为此，烟囱64例如包括布置在烟囱的径向外端的轴环92，并且例如与垫圈93一起界定一种通向烟囱的中心轴线66的环形凹槽94。此外，衬套90包括一种在中心轴线66处具有横向间隙地接合在环形凹槽94中的端部凸缘95。
附加部件74进一步包括主集气室100(图4和5)，其布置在烟囱64的下游部102A周围(图5)，并被构造成从上游收集烟囱64上的入射气流F1(图4)，并将该空气喷射到燃烧室的内部容积47，使得该空气形成腔壁膜F1(图5)允许冷却直接位于烟囱64下游的环形壳体32的区域(即位于尾迹72右侧的区域73，参考图3)，入将在下文中更清楚地呈现的。
为此，主集气室100向上游敞开。例如，主集气室100呈环形部的形式，所述环形部具有向上游敞开的两个相对的相应圆周端104A(图4)和104B(图7)的。主集气室100具有相对于烟囱的中心轴线66的如图6中由角度θ所示的角度范围，所述角度范围优选地介于120度到240度之间。在所示的优选示例中，该角度范围等于180度，由此主集气室100的相应圆周端104A、104B直径上相对。然后，在平面P1中界定相应的圆周端104A、104B，所述平面包括烟囱的中心轴线66，并且与也包括烟囱的中心轴线66的燃烧室的轴向平面P2正交(轴向平面P2对应于图2的平面)。
此外，环形凸缘78包括使燃烧室18的内部容积47(图4)和主集气室100(图4和5)直接连通的至少一个贯穿开口106(图5和7)。因此，更通常地，所述贯穿开口106或每个贯穿开口106在环形壳体32中形成。
换句话说，主集气室100由包括所述贯穿开口106或每个贯穿开口106的环形凸缘78的一部分界定。
在所示出的示例中，环形凸缘78包括呈现环绕烟囱的中心轴线66的弯曲狭槽形式的单个贯穿开口106。作为替代方案，环形凸缘78可包括彼此分离的多个贯穿开口，例如每个贯穿开口都呈具有圆形截面的小孔形式。
此外，主集气室100由固体外壁108(图4、5和7)界定，所述固体外壁面对烟囱64并与烟囱64的下游部102A具有一定距离(图4和5)。该外壁108因此在下游封闭主集气室100。
在示出的示例中，外壁108将环形凸缘78连接到轴环92，由此主集气室100延伸到轴环92。因此，主集气室100在与环形壳体32相对的侧面(即径向外部)上封闭。在示出的示例中，通过轴环92封闭与环形壳体32相对的侧面的主集气室100。
在本发明的优选实施例中，附加部件74进一步包括在燃烧室的内部容积47中延伸的导流板110(图4)。更准确地，导流板110从环形凸缘78(以及因此环形壳体32)的区域112，面对贯穿开口106并超出贯穿开口106延伸(图5)，所述区域112与贯穿开口106(图4和5)相比更接近烟囱64的中心轴线66。因此，在环形凸缘78(以及因此环形壳体32)和导流板110之间界定了一种形成腔壁冷却空气膜的空间114(图5和7)，所述空间向上游封闭并向下游敞开。
导流板110包括呈环形部形式的近端部110A(图5和7)，导流板110通过所述近端部110A连接到环形凸缘78的区域112(或更通常地，环形壳体32)，以及面对贯穿开口106并超出贯穿开口106延伸的自由远端部110B(图5、6和7)。
在示出的优选示例中，自由远端部110B基本平行于环形凸缘78(以及因此平行于环形壳体32)延伸。更通常地，在沿轴向平面P2的横截面视图中，自由远端部110B有利地与环形壳体32一起形成小于30度的角度。
此外，在所示的优选示例中，导流板110包括一种将自由远端部110B连接到导流板的近端部110A的向下游弯曲的中间部110C。
导流板的近端部110A具有优选地小于或等于180度的相对于中心轴线66的角度范围α(图6)。
在示出的示例中，贯穿开口106具有相对于中心轴线66界定的角度范围，所述角度范围小于导流板的近端部110A的角度范围，如图7所示。这可以使通过导流板110向下游偏离的来自贯穿开口106的空气的比例最大化。
例如，导流板110的自由远端部110B具有自由端，相对于中心轴线66界定的其角度范围φ小于近端部110A的角度范围α(图6)。
因此，导流板110的自由远端部110B基本面对位于烟囱64下游的环形壳体32的区域(即位于尾迹72右侧的区域73，如图2可见)布置，这可以使通过在空间114中形成的腔壁冷却空气膜最大限度地冷却该区域。
在示出的实施例中，附加部件74还包括次集气室120，其面对烟囱64的下游端口102A(图4和5)布置并被构造成从上游收集烟囱64上的入射气流F3(图4)。此外，烟囱64的下游部102A包括使由烟囱界定的通道68和次集气室120直接连通的气道孔121A(图4)，从而允许来自次集气室120的空气穿透到通道68内(图5：F4)，并且因此允许冷却火花塞的下游侧122A(图2和3)。
为了供给有空气，次集气室120向上游敞开。为此，例如，次集气室120呈环形部的形式，所述环形部具有向上游敞开的两个相对的相应圆周端120A、120B(图4和5)。
次集气室120的相应圆周端120A、120B有利地位于与主集气室100的相应圆周端104A、104B相同的平面这，并且因此也直径上相对。
在示出的示例中，因此在平面P1中界定次集气室120的两个相应圆周端120A、120B。
在替代实施例中，次集气室120的相应圆周端120A、120B在主集气室100外部向上游偏移。
在其他替代实施例中，次集气室120的相应圆周端120A、120B在主集气室100内部向下游偏移。
更通常地，次集气室120优选地具有相对于烟囱的中心轴线66的如图6通过角度Ω所示的角度范围，所述角度范围介于120度到240度之间。
次集气室120布置在烟囱64和主集气室100的一部分之间。
更准确地，参考图4和5，主集气室100包括从外壁108延伸到管状壁76(或更通常地，延伸到烟囱64)并由环形凸缘78(或更通常地，由环形壳体32)界定的内部100i，以及从外壁108延伸到隔板124并由轴环92界定的外部100e。隔板124布置在外壁108和烟囱64之间，并且次集气室120在烟囱64和隔板124之间形成。因此，隔板124在下游封闭次集气室120。
例如，隔板124包括沿环形凸缘78的方向从轴环92同轴地延伸到管状壁76的外部124e，以及将外部连接到管状壁76的内部124i。
该特定布置允许贯穿开口106沿烟囱的中心轴线66方向尽可能接近烟囱64地布置到次集气室120的右侧，这可以防止直接在烟囱64的下游存在环形壳体32的非冷却区域。
此外，烟囱64例如包括在烟囱64的上游部102B中形成，在图6的角度θ和角度Ω外部界定(即，面对主集气室100和次集气室120定位的烟囱64的区域上游)的其他气道孔121B(图4-6)。因此，这些小孔121B允许通过在烟囱64的上游部102B上的入射空气冷却火花塞的上游侧122B(图3)。在示出的示例中，小孔121A和其他小孔121B一起形成环绕中心轴线66规则地分布的一排环形小孔。
在运行中，来自上游的相对冷气流F1(图4)由主集气室100的相应圆周端104A、104B捕获，并通过在该主集气室100内循环来旁通烟囱64，然后通过贯穿开口106从烟囱64逸出，空气通过所述贯穿开口106穿透到空间114内。然后通过导流板110在下游使空气偏离，由此空气形成一种沿环形壳体32的内表面在下游循环的腔壁冷却空气膜F2(图5)。因此，空气可以有效地冷却直接位于烟囱64下游的环形壳体32的区域(即，位于尾迹72右侧的区域73)。
此外，来自上游的相对冷气流F3(图4)由次集气室120的相应圆周端120A、120B捕获，并通过在该次集气室120内循环来旁通烟囱64，然后经由气道孔121A穿透到通道68内。来自这些小孔的向心气流F4(图5)允许冷却火花塞的下游侧122A(图2和3)。
通过隔板124使气流F1和F3分离可以确保对气道孔121A的均匀供给，同时仍控制用于形成腔壁冷却空气膜F2的气流F1的流速。
作为替代方案，环形壁80和属于附加部件74的如上所述元件可以在单件中实施。这些元件特别地为烟囱64、环形凸缘78、主集气室100，以及(如果适用的话)导流板110，和次集气室120。
此外，作为替代方案或以补充方式，与在外部界定燃烧室的内部容积47的外环形壳体32相关的如上描述的构造可应用于冷却在内部界定该内部容积47的内壳体30。
类似地，在腔室底部38的环形壳体包括向下游弯曲的径向端的情况下，可以在腔室底部38的该环形壳体的小孔中添加附加部件74，或者作为替代方案，属于附加部件74的如上所述元件可被集成到腔室底部38的该环形壳体中。
在所示的实施例中，主集气室100和贯穿开口106相对于轴向平面P2居中。这同样适用于导流板110和次集气室120。
当来自扩散器46的气流44为轴向气流时(即缺乏旋转部件)，这种构造是最佳的，由此尾迹72相对于轴向平面P2居中。
作为替代方案，在气流44在扩散器46的出口处具有旋转部件的情况下，由此尾迹72相对于轴向平面P2倾斜，主集气室100、贯穿开口106，以及(如果适用的话)导流板110、形成腔壁冷却空气膜的空间114，和次集气室120可相对于如下平面居中，所述平面相对于轴向平面P2倾斜并包括烟囱64的中心轴线66。在这种情况下，气流44的流动关于轴向方向X局部地倾斜，通过参考气流44的局部倾斜的流动方向来限定修饰词“上游”和“下游”，所述修饰词“上游”和“下游”适用于限定集气室100，以及(如果适用的话)形成腔壁冷却空气膜的空间114和次集气室120。
在前述内容中，术语“包括一个”必须理解为“包含至少一个”的同义词，除非另有规定。

Claims (13)

1.一种涡轮机的燃烧室(18)，包括相对于所述燃烧室的纵轴(28)对中的至少一个环形壳体(32)，所述环形壳体(32)界定所述燃烧室的内部容积(47)，并设置有：
烟囱(64)，所述烟囱(64)延伸到所述内部容积的外侧，并界定一用于一穿透部件通过该环形壳体的通道(68)，所述烟囱(64)具有中心轴线(66)，以及
衬套(90)，所述衬套(90)浮动地安装在所述烟囱(64)上，
其特征在于，该燃烧室包括：
-主集气室(100)，所述主集气室(100)向上游敞开，向下游封闭，相对于所述中心轴线(66)沿径向面对所述烟囱的下游部(102A)布置；以及
-至少一个贯穿开口(106)，所述贯穿开口(106)在所述环形壳体(32)的一个部分中形成，界定所述主集气室(100)相对于所述纵轴(28)的径向内端，以使所述燃烧室的内部容积(47)与所述主集气室(100)直接连通；
其中，所述主集气室(100)相对于所述纵轴(28)的径向外端通过一轴环(92)封闭，所述轴环(92)从所述烟囱(64)相对于所述中心轴线(66)沿径向向外延伸；
其中，所述主集气室(100)的下游端通过一外壁(108)封闭，所述外壁相对于所述中心轴线(66)与所述烟囱(64)的下游部(102A)具有一距离延伸，并沿径向面对所述下游部(102A)，所述外壁(108)将所述环形壳体(32)连接到所述轴环(92)。
2.根据权利要求1所述的燃烧室，还包括一导流板(110)，所述导流板(110)布置在所述燃烧室的内部容积(47)中，连接到比所述贯穿开口(106)或每个贯穿开口更接近所述烟囱(64)的中心轴线(66)的所述环形壳体的一个区域(112)，所述导流板(110)面对和超出所述贯穿开口(106)或每个贯穿开口延伸，由此在所述环形壳体(32)与所述导流板(110)之间限定一形成腔壁冷却空气膜的向上游封闭并向下游敞开的空间(114)。
3.根据权利要求2所述的燃烧室，其中，所述导流板(110)包括环部形式的近端部(110A)，以及面对并超出所述贯穿开口(106)或每个贯穿开口延伸的自由远端部(110B)，所述导流板通过所述近端部连接到环形壳体(32)的所述区域(112)。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的燃烧室，其中，所述主集气室(100)为环部的形式，并且具有向上游敞开的两个相对的单独的圆周端(104A、104B)。
5.根据权利要求1至3中任一项所述的燃烧室，其中，所述主集气室(100)在与所述环形壳体(32)相对的那侧封闭。
6.根据权利要求1至3中任一项所述的燃烧室，还包括次集气室(120)，所述次集气室(120)向上游敞开，向下游封闭，面对所述烟囱(64)的下游部(102A)布置，其中，所述烟囱的下游部(102A)包括使所述通道(68)与所述次集气室(120)直接连通的气道孔(121A)。
7.根据权利要求6所述的燃烧室，其中，所述次集气室(120)为环的一部分的形式，并且具有向上游敞开的两个相对的单独的圆周端(120A、120B)。
8.根据权利要求6所述的燃烧室，其中，所述次集气室(120)布置在所述烟囱(64)与所述主集气室(100)的至少一部分之间。
9.根据权利要求2或3所述的燃烧室，其中，所述环形壳体(32)至少由以下形成：
-设置有小孔的环形壁(80)，以及
-容纳在所述环形壁(80)的小孔中的一附加部件(74)的环形凸缘(78)，以及
其中，所述附加部件(74)至少还包括：
-管状壁(76)，所述管状壁(76)形成所述烟囱(64)，并且所述环形凸缘(78)从所述管状壁进一步远离所述烟囱的中心轴线(66)延伸，所述环形凸缘(78)包括所述贯穿开口(106)或每个贯穿开口；以及
-主集气室(100)。
10.根据权利要求9所述的燃烧室，其中，所述附加部件(74)还包括所述环形壳体的与所述导流板(110)相连的所述区域(112)，以及导流板(110)。
11.根据权利要求9所述的燃烧室，还包括次集气室(120)，所述次集气室(120)向上游敞开，向下游封闭，面对所述烟囱(64)的下游部(102A)布置，其中，所述烟囱的下游部(102A)包括使所述通道(68)与所述次集气室(120)直接连通的气道孔(121A)，其中，所述附加部件(74)还包括所述次集气室(120)。
12.一种飞行器的涡轮机，包括根据权利要求1至11中任一项所述的燃烧室(18)，以及穿过所述烟囱(64)延伸的穿透部件。
13.根据权利要求12所述的涡轮机，其中，所述穿透部件是火花塞(70)。
CN202080034991.9A 2019-05-13 2020-05-12 包括用于在烟囱下游冷却环形壳体区域的设备的燃烧室 Active CN114174723B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FRFR1904934 2019-05-13
FR1904934A FR3096114B1 (fr) 2019-05-13 2019-05-13 Chambre de combustion comprenant des moyens de refroidissement d’une zone d’enveloppe annulaire en aval d’une cheminée
PCT/EP2020/063202 WO2020229476A1 (fr) 2019-05-13 2020-05-12 Chambre de combustion comprenant des moyens de refroidissement d'une zone d'enveloppe annulaire en aval d'une cheminee

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN114174723A CN114174723A (zh) 2022-03-11
CN114174723B true CN114174723B (zh) 2024-02-20

Family

ID=67660320

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202080034991.9A Active CN114174723B (zh) 2019-05-13 2020-05-12 包括用于在烟囱下游冷却环形壳体区域的设备的燃烧室

Country Status (5)

Country Link
US (1) US11846420B2 (zh)
EP (1) EP3969813B1 (zh)
CN (1) CN114174723B (zh)
FR (1) FR3096114B1 (zh)
WO (1) WO2020229476A1 (zh)

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1398352A (fr) * 1963-06-18 1965-05-07 United Aircraft Corp Dispositif de refroidissement pour des tubes de jonction dans une chambre de combustion
CN106968798A (zh) * 2015-11-09 2017-07-21 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机的点火器

Family Cites Families (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4622821A (en) * 1985-01-07 1986-11-18 United Technologies Corporation Combustion liner for a gas turbine engine
US6557350B2 (en) * 2001-05-17 2003-05-06 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine engine igniter tubes
GB0227842D0 (en) * 2002-11-29 2003-01-08 Rolls Royce Plc Sealing Arrangement
US7546739B2 (en) * 2005-07-05 2009-06-16 General Electric Company Igniter tube and method of assembling same
US8479490B2 (en) * 2007-03-30 2013-07-09 Honeywell International Inc. Combustors with impingement cooled igniters and igniter tubes for improved cooling of igniters
FR2939171B1 (fr) 2008-11-28 2010-12-31 Snecma Turbomachine a systemes d'injection de carburant distincts, utilisant des joints d'etancheite identiques.
US20100212324A1 (en) * 2009-02-26 2010-08-26 Honeywell International Inc. Dual walled combustors with impingement cooled igniters
US8726631B2 (en) * 2009-11-23 2014-05-20 Honeywell International Inc. Dual walled combustors with impingement cooled igniters
FR2953908A1 (fr) * 2009-12-16 2011-06-17 Snecma Guidage d'une bougie dans une chambre de combustion de turbomachine
FR2975172B1 (fr) * 2011-05-10 2013-05-31 Snecma Dispositif pour le montage d'une bougie d'allumage dans une chambre de combustion de moteur a turbine a gaz
US9249978B2 (en) * 2012-07-03 2016-02-02 Alstom Technology Ltd Retaining collar for a gas turbine combustion liner
US9587831B2 (en) * 2012-11-27 2017-03-07 United Technologies Corporation Cooled combustor seal
FR3011620B1 (fr) 2013-10-04 2018-03-09 Snecma Chambre de combustion de turbomachine pourvue d'un passage d'entree d'air ameliore en aval d'un orifice de passage de bougie
JP6521283B2 (ja) * 2014-09-25 2019-05-29 三菱日立パワーシステムズ株式会社 燃焼器、ガスタービン
FR3031798B1 (fr) 2015-01-20 2018-08-10 Safran Aircraft Engines Systeme d'injection de carburant pour turbomachine d'aeronef, comprenant un canal de traversee d'air a section variable
FR3043173B1 (fr) 2015-10-29 2017-12-22 Snecma Systeme d'injection aerodynamique pour turbomachine d'aeronef, a melange air/carburant ameliore
US10145559B2 (en) * 2015-12-15 2018-12-04 General Electric Company Gas turbine engine with igniter stack or borescope mount having noncollinear cooling passages
FR3050806B1 (fr) 2016-04-28 2020-02-21 Safran Aircraft Engines Vrille d'admission d'air pour systeme d'injection de turbomachine comprenant un deflecteur aerodynamique a son entree
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
US20180283689A1 (en) * 2017-04-03 2018-10-04 General Electric Company Film starters in combustors of gas turbine engines
FR3071908B1 (fr) * 2017-09-29 2019-09-20 Safran Aircraft Engines Chambre de combustion de turbomachine a geometrie de cheminee fixe
FR3081211B1 (fr) * 2018-05-16 2021-02-26 Safran Aircraft Engines Ensemble pour une chambre de combustion de turbomachine

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1398352A (fr) * 1963-06-18 1965-05-07 United Aircraft Corp Dispositif de refroidissement pour des tubes de jonction dans une chambre de combustion
US3184918A (en) * 1963-06-18 1965-05-25 United Aircraft Corp Cooling arrangement for crossover tubes
CN106968798A (zh) * 2015-11-09 2017-07-21 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机的点火器

Also Published As

Publication number Publication date
FR3096114B1 (fr) 2022-10-28
EP3969813A1 (fr) 2022-03-23
EP3969813B1 (fr) 2023-08-16
US20220235936A1 (en) 2022-07-28
WO2020229476A1 (fr) 2020-11-19
FR3096114A1 (fr) 2020-11-20
CN114174723A (zh) 2022-03-11
US11846420B2 (en) 2023-12-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8726631B2 (en) Dual walled combustors with impingement cooled igniters
US8683806B2 (en) Chamber-bottom baffle, combustion chamber comprising same and gas turbine engine fitted therewith
JP4998920B2 (ja) 遠心圧縮機のインペラの下流側面を冷却するシステムを備えるターボ機械
US5746047A (en) Infrared suppressor
US6735956B2 (en) High pressure turbine blade cooling scoop
US6253540B1 (en) Removable baffle infrared suppressor
US20100212324A1 (en) Dual walled combustors with impingement cooled igniters
CN1683772B (zh) 涡轮环
US3362681A (en) Turbine cooling
RU2667849C2 (ru) Камера сгорания газотурбинного двигателя, оснащенная средствами отклонения воздуха для уменьшения следа, создаваемого свечой зажигания
US10907487B2 (en) Turbine shroud assemblies for gas turbine engines
WO2015147938A2 (en) A cooled grommet for a combustor wall assembly
US20170191664A1 (en) Cooled combustor for a gas turbine engine
CA2936582C (en) Turbine vane rear insert scheme
EP3267023B1 (en) Gas turbine engine tail cone
US9127841B2 (en) Turbomachine combustion chamber comprising improved means of air supply
US7823387B2 (en) Gas turbine engine diffuser and combustion chamber and gas turbine engine comprising same
US8813501B2 (en) Combustor assemblies for use in turbine engines and methods of assembling same
US10684018B2 (en) Combustion chamber of a turbine engine
CN114174723B (zh) 包括用于在烟囱下游冷却环形壳体区域的设备的燃烧室
US20200284432A1 (en) Combustor for gas turbine engine
EP2045527A2 (en) Faceted dome assemblies for gas turbine engine combustors
US11300296B2 (en) Combustion chamber of a turbomachine
US10808623B2 (en) Combustion chamber assembly with burner seal and nozzle as well as guiding flow generating equipment
US20200103113A1 (en) Combustion chamber assembly for an engine having heat shields and/or burner seals of at least two different types

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