CN116490729A

CN116490729A - 用于涡轮机的燃烧模块

Info

Publication number: CN116490729A
Application number: CN202180079498.3A
Authority: CN
Inventors: 朱利安·安德雷·罗杰·马蒂奥
Original assignee: Safran Ceramics SA
Current assignee: Safran Ceramics SA
Priority date: 2020-11-30
Filing date: 2021-11-26
Publication date: 2023-07-25
Also published as: FR3117152A1; EP4251925A1; FR3116862B1; WO2022112726A1; US20240053016A1; FR3117152B1; FR3116862A1

Abstract

本发明涉及一种用于涡轮机(10)的燃烧模块(1)，该燃烧模块包括：‑环形壳体(3)，该环形壳体围绕纵向轴线(X)延伸；‑环形燃烧室(2)，该环形燃烧室位于壳体(3)内，并且包括同轴的环形内壁(4)和环形外壁(5)，该环形内壁和该环形外壁通过环形底部腔室(6)彼此连接，壁(4、5)和底部腔室(6)由至少两个环形封壳(50、60)构成，至少两个环形封壳由陶瓷基复合材料制成，并且包括环形边缘(52、62)，环形边缘一个嵌套在另一个的内部并且彼此轴向地压靠，模块(1)还包括：‑防脱离装置(8)，该防脱离装置被构造成保持环形边缘(52、62)彼此轴向地压靠，这些装置(8)由燃烧室(2)和/或壳体(3)承载；‑以及燃料喷射器(7)，该燃料喷射器由壳体(3)承载并接合在封壳中的一个封壳(50)的孔(54)中，所述防脱离装置(8)包括垫圈(86)，垫圈围绕喷射器(7)安装并径向地夹紧在封壳上，并且防脱离装置包括凸耳(862)，凸耳被构造成通过压靠和/或钩接到封壳中的另一个封壳(60)上与该另一个封壳配合。

Description

用于涡轮机的燃烧模块

技术领域

本发明涉及一种用于涡轮机的燃烧模块，更具体地，涉及燃烧模块的燃烧室的陶瓷基复合材料(compositeàmatrice céramique，CMC)壁的构型和安装。

背景技术

现有技术特别包括文献US-A1-2018/238232、JP-B2-3331826以及US-A1-2010/139283。

一般而言，特别是飞行器的涡轮机包括气体发生器，该气体发生器包括一个或多个压缩机(例如低压压缩机和高压压缩机)，一个或多个压缩机被布置在燃烧模块的上游。

参照图1，特别是飞行器的涡轮机10的燃烧模块1具有纵向轴线X，该纵向轴线可以与涡轮机10的纵向轴线重合。模块1包括燃烧室2，该燃烧室具有环形形状。在示例中，燃烧室2围绕轴线X延伸，并且被环形壳体3包围，该环形壳体也围绕轴线X延伸。

燃烧室2由同轴的环形内壁4和环形外壁5界定，环形内壁和环形外壁通过底部腔室6连接。外壁5附接到壳体3，该壳体承载环形排的燃料喷射器7，以向燃烧室2供应燃料。在示例中，每个喷射器7穿过与轴线X垂直的轴线A。

来自离心式压缩机90的压缩空气的一部分经由环形扩散器92进入燃烧室2中，并且与由喷射器7供应的燃料混合。该空气的另一部分围绕燃烧室循环，如图1中的箭头所示。空气/燃料混合物的燃烧在燃烧室2中通过点火装置(未示出)启动，并且在底部腔室6中产生燃烧。

图1示出了回流燃烧室2，底部腔室6位于该回流燃烧室的下游。此外，燃烧室2的环形内壁4和环形外壁5通过转弯部4a、5a朝向模块1的内部(相对于轴线X)径向地延伸，以将燃烧气体从燃烧室2供给到涡轮定子94。转弯部4a、5a包括连接到内壁4的内弯曲部4a和连接到外壁5的外弯曲部5a。

应当注意，直流式的(即正常流)燃烧室包括位于上游的底部腔室和位于下游的出口，该出口通向涡轮机的涡轮定子。

图1示出了回流燃烧室，在该回流燃烧室中，底部腔室位于下游侧，并且设置在燃烧室的出口处的转弯部使得燃烧气体能够被重新引导到涡轮定子中。

在燃烧模块的设计和集成的框架中，燃烧室的架构可以被分成多个部分，以特别是便于燃烧模块的制造和/或可操作性。这会导致在极热和机械约束的环境中组装单独制造的不同部件的问题。

燃烧室通常由金属材料制成，这使得能够通过机械连接(诸如螺栓)、焊接或钎焊来组装单独制造的部件。

燃烧室还可以由复合材料(诸如CMC陶瓷基复合材料)制成，复合材料包括具有被称为“混合”(即由金属材料制成的部件连接到由复合材料制成的部件，该由金属材料制成的部件和该由复合材料制成的部件可以经受不同的膨胀)的连接和两个由复合材料制成的部件之间的连接的部件的组件。

复合材料的使用在涡轮机领域中是特别有利的，因为这些材料相对较轻并且具有更好的耐温性，这使得这些材料能够节省冷却空气或在更高的温度下工作。

在由CMC材料制成的燃烧室的情况下，由CMC材料制成的部件的组装通常通过螺栓型附接件进行。这种螺栓组装相对笨重，并且在燃烧模块的具有机械应力、热机械应力和化学应力的环境中实施起来会很复杂。例如，有必要确保在所有操作点处的可靠紧固，并且为螺栓设置防旋转装置。组装CMC材料部件的这些困难通常会影响燃烧室的性能或完整性(并且因此影响涡轮机的性能或完整性)。

在这种情况下，通过提出在涡轮机的燃烧模块中组装至少两个由CMC型复合材料制成的部件的更简单的解决方案来至少部分地克服上述缺点是有用的。

发明内容

为此，本发明提出了一种用于涡轮机，特别是用于飞行器的涡轮机的燃烧模块，该燃烧模块包括：

-环形壳体，该环形壳体围绕纵向轴线X延伸，

-环形燃烧室，该环形燃烧室位于壳体内，并且包括同轴的环形内壁和环形外壁，该环形内壁和该环形外壁通过环形底部腔室彼此连接，所述壁和所述底部腔室由至少两个环形封壳形成，至少两个环形封壳由陶瓷基复合材料制成，并且至少两个环形封壳包括环形边缘，环形边缘一个在另一个的内部装配在一起并且彼此轴向抵靠。

根据本发明，燃烧模块还包括防脱离装置，该防脱离装置被构造成保持环形边缘彼此轴向抵靠，这些装置由燃烧室和/或壳体承载。

根据本发明的防脱离装置具有多个优点。特别地，防脱离装置使得CMC材料的封壳(形成环形壁和底部腔室)能够以简单有效的方式定位和组装在一起，同时防止封壳在工作期间分离。

在燃烧模块的热运行阶段(例如高于1000℃)，燃烧室的外部和内部之间存在压力差，该压力差使两个组装的元件(即CMC材料封壳)保持接触。

在压力差不足以保持元件接触的情况下，诸如当涡轮处于静止时，防脱离装置防止连接的拆卸。

这种类型的连接体积较小，并且几乎不需要或根本不需要在燃烧模块中进行调整。

总的来说，使用压力差来保持元件接触并辅以防脱离装置是刚性连接(诸如螺栓)和不可拆卸连接(诸如焊接或钎焊)的替代解决方案。

根据本发明的燃烧室可包括以下被单独采用或被彼此结合采用的特征中的一个或多个：

-模块包括第一封壳和第二封壳，该第一封壳限定内壁和底部腔室，该第二封壳限定外壁，所述边缘位于外壁与底部腔室的连接处；

-第一封壳的环形边缘包括圆齿状的形状；

-模块还包括燃料喷射器，该燃料喷射器由壳体承载并接合在封壳中的一个封壳的孔中，所述防脱离装置由垫圈形成，垫圈围绕喷射器安装并径向地紧固在该封壳上，并且垫圈包括凸耳，凸耳被构造成通过抵靠和/或钩接与封壳中的另一个封壳配合；

-垫圈中的每一个垫圈被插入在封壳和螺母之间，该螺母用于将垫圈紧固在封壳上；

-垫圈中的每一个垫圈具有热膨胀系数，因此该热膨胀系数能够补偿紧固螺母和CMC封壳之间的膨胀空隙；

-螺母被拧紧到管状套管的管体上，该管状套管围绕喷射器安装，该套管包括环形抵靠套环，该环形抵靠套环在孔的周向边缘上，喷射器接合在该孔中；

-垫圈中的每一个垫圈包括两个凸耳，优选地，两个凸耳沿大致平行的方向定向；

-凸耳各自具有与另一个封壳的边缘的形状互补的形状，和/或各自具有用于接合在另一个封壳中的开口中的钩形状，以防止两个元件沿轴向定向的相对位移；

-防脱离装置是抵靠构件，抵靠构件可突出地形成在涡轮的壳体上，并且包括自由端部，自由端部被构造成抵靠在燃烧室上，特别是抵靠在底部腔室上；

-所述构件中的每一个构件呈细长的臂的形式，该细长的臂可以相对于发动机轴线倾斜，该臂的自由端部包括燃烧室上的抵靠表面，该抵靠表面在大致垂直于底部腔室的表面的平面中延伸；

-所述抵靠构件的数量为三个至八个，抵靠构件围绕轴线X周向地分布；

-模块包括所述抵靠构件中的每一个抵靠构件(特别是臂的自由端部)和燃烧室之间的间隙，例如所述间隙为毫米量级；

-所述抵靠构件由复合材料、金属或金属合金材料制成；

-所述抵靠构件和壳体是一体件；

-燃烧室是逆流式的；

-壳体承载环形排的燃料喷射器，该环形排的燃料喷射器围绕轴线X成角度地分布；

-喷射器中的每一个喷射器沿垂直于轴线X的轴线A延伸；

-第一封壳和第二封壳通过转弯部向上游延伸，该转弯部朝向模块的内部径向地延伸；

-所述抵靠构件中的每一个抵靠构件被构造成以具有间隙或具有预载荷的方式安装；

-所述抵靠构件的自由端部由与抵靠构件的材料不同的材料制成，以确保例如化学相容性或热相容性。

有利地，防脱离装置可以由垫圈和抵靠构件两者形成，如本发明的特殊性中的至少一个特殊性所述。

本发明还涉及一种涡轮机，特别是用于飞行器的涡轮机，该涡轮机包括如上所述的燃烧模块。

本发明还涉及一种飞行器，该飞行器包括机身，并且由至少一个涡轮机提供动力，至少一个涡轮机包括如前所述的燃烧模块。

附图说明

通过以下以非限制性示例的方式做出的描述并且参照附图，本发明将被更好地理解，并且本发明的其他细节、特征和优点将变得更加清楚，在附图中：

[图1]图1是根据现有技术的涡轮机的包括回流燃烧室的燃烧模块的轴向横截面的示意性半视图；

[图2]图2是根据本发明的燃烧模块组件的第一实施例的轴向横截面的局部示意性半视图；

[图3]图3是图2中的防脱离装置的示意性透视图；

[图4]图4是沿图3的平面C-C的示意性横截面图；

[图5]图5是沿图3的平面D-D的示意性横截面图；

[图6]图6是根据本发明的第二实施例的防脱离装置的示意性透视图；

[图7]图7是根据本发明的第三实施例的防脱离装置的轴向横截面的局部示意图；以及

[图8]图8是配备了根据本发明的燃烧模块的防脱离装置的第四实施例的轴向横截面的示意性半视图。

具体实施方式

按照惯例，在以下描述中，术语“纵向”和“轴向”指的是沿纵向轴线(诸如燃烧模块的纵向轴线)的方向延伸的结构元件的定向。术语“径向”或“竖直”指的是沿垂直于纵向轴线的方向延伸的结构元件的定向。术语“内部”和“外部”以及“内”和“外”是指相对于纵向轴线的定位。因此，沿纵向轴线延伸的结构元件包括面向纵向轴线的内部表面和与结构元件的内部表面相对的外部表面。术语“上游”和“下游”是根据涡轮机中气体流通的定向来限定的。

图1已经在上面描述过，并且示出了根据背景技术的涡轮机10的燃烧模块1。

图2至图8示出了根据本发明的燃烧模块1的多个实施例。

在以下描述中，本发明通常应用于涡轮机10，特别是应用于飞行器的涡轮机，诸如涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机。

涡轮机10通常包括：压缩机模块，该压缩机模块包括至少一个压缩机；涡轮模块，该涡轮模块包括至少一个涡轮；以及燃烧模块1，该燃烧模块插入在压缩机模块和涡轮模块之间。

如上所述，燃烧模块1包括环形壳体3，该环形壳体围绕纵向轴线X延伸并包围环形燃烧室2。该轴线X可以与涡轮机10的纵向轴线(诸如转子的旋转轴线)重合。燃烧室2和壳体3围绕轴线X延伸。燃烧室2可以相对于轴线X平行或成角度地延伸。

图2示意性地示出了燃烧室2，该燃烧室包括环形内壁4和环形外壁5。这些壁4、5同轴并通过环形底部腔室6连接。该燃烧室2是逆流式的。因此，底部腔室6被布置在涡轮机的下游侧，燃烧室2朝向涡轮模块通向涡轮机的上游侧。替代性地，当燃烧室是直流式的时，底部腔室6被布置在涡轮机的上游侧。底部腔室6可包括横向环形壁，该横向环形壁大致穿过垂直于轴线X的第一平面P1。

外壁5附接到壳体3，该壳体承载环形排的燃料喷射器7，该环形排的燃料喷射器围绕轴线X成角度地分布，以向燃烧室2供应燃料。特别地，外壁5包括环形排的孔54，该环形排的孔围绕轴线X延伸。孔54中的每一个孔具有内直径D₅₄。孔54中的每一个孔包括周向边缘56。孔54中的每一个孔适于接纳燃料喷射器7。在图2所示的示例中，喷射器7穿过大致垂直于轴线X的轴线A。替代性地，孔54和喷射器7可以倾斜或平行于轴线X。

在本发明的框架中，燃烧室2由CMC陶瓷基复合材料制成。内壁4和外壁5以及底部腔室6由至少两个由陶瓷基复合材料CMC制成的环形封壳50、60形成。

在图2所示的示例中，环形内壁4和底部腔室6由第一封壳60形成为单个一体件。在示例中，第一封壳60具有大致反向的“S”形状，在该形状中，两个环中的一个环大致对应于底部腔室，而环中的另一个环大致对应于燃烧室的内壁4和内弯曲部4a。环形外壁5由第二封壳50形成为单个一体件。在示例中，第二封壳50具有大致的“C”形状，在该形状中，上部部分大致对应于外壁5，而下部部分大致对应于外弯曲部5a。

在示例中，第一封壳50和第二封壳60在下游侧彼此连接。这些封壳50、60在上游侧以转弯部4a、5a继续延伸，以通向涡轮模块的分配器94，转弯部朝向模块1的内部(相对于轴线X)径向地延伸。

第一封壳50和第二封壳60各自分别包括被称为内环形边缘的环形边缘62和被称为外环形边缘的环形边缘52。环形边缘52、62一个在另一个的内部，特别是在外壁5和底部腔室6之间的连接处装配在一起。特别地，内边缘62径向地(或大致径向地)抵靠在外边缘52上。“径向抵靠”是指由内边缘62在横向平面(相对于轴线X)中施加在外边缘52的圆柱形表面上的抵靠力。“大致径向抵靠”是指由内边缘62沿倾斜的平面(相对于轴线X)，特别是当燃烧室2相对于轴线X倾斜时施加在外边缘52的截头圆锥形表面上的抵靠力。

此外，第一封壳60的边缘62(在示例中对应于底部腔室6)特别是在喷射器7附近可包括圆齿状的形状(在附图中未示出)。这使得特别是燃烧室2能够被轴向地压实。圆齿状的形状可以由一系列突出或凹入的弧形段(诸如波纹)制成。

本发明的特殊性之一是，燃烧模块1包括防脱离装置8，该防脱离装置由燃烧室2承载(如图2至图7所示)，或者由模块1的壳体3承载(如图8所示)。装置8中的每一个装置用于保持环形边缘52、62彼此轴向(或大致轴向)抵靠，或者保持环形边缘具有有限的间隙。以这种方式，防止燃烧室2的封壳50、60在工作期间和处于静止时分离(从而防止与外壁5和底部腔室6连接)，同时使得能够在燃烧模块1的可用总体尺寸内简单而有效地组装和拆卸装置8。

“轴向抵靠”是指由外边缘52沿轴线X施加在内边缘62的圆柱形表面上的抵靠力或接触。“大致轴向抵靠”是指由外边缘52沿倾斜的平面(相对于轴线X)，特别是当燃烧室2相对于轴线X倾斜时施加在内边缘62的截头圆锥形表面上的抵靠力或接触；或者相反地，由内边缘62沿倾斜的平面(相对于轴线X)施加在外边缘52的截头圆锥形表面上的抵靠力。

根据本发明的第一实施例，如图2至图5所示，防脱离装置8可以安装在燃烧室2上。特别地，在这些示例附图中，装置8围绕燃料喷射器7安装。

装置8各自形成有垫圈86，该垫圈被构造成围绕喷射器7装配。

参照图3，垫圈86因此具有大致环形且平坦的形状。该垫圈86包括第一中心开口860和凸耳862。开口860具有内直径D₈₆₀。

垫圈86可包括一个或多个凸耳862。每个垫圈86的凸耳862的数量和尺寸(形状、长度、厚度等)可根据构成燃烧模块1的部件的尺寸和材料而变化。在图3所示的示例中，垫圈86包括两个凸耳862，这两个凸耳彼此平行地定向。这些凸耳862各自具有钩形状。

每个垫圈86的厚度可以确定垫圈特别是在涡轮机的飞行阶段期间有助于保持紧固力的程度。

垫圈86可由CMC型复合材料或金属合金制成。优选地，垫圈86由不锈钢(例如A286型)制成。不锈钢A286的优点在于不锈钢A286与燃烧室2的热环境兼容，并且具有高热膨胀系数，以在燃烧模块1的极端工作温度下最佳地保持部件之间的连接。

垫圈86被构造成通过紧固螺母84和套管82来径向地(即大致垂直于轴线X)抵靠外壁5的第二封壳50紧固。

参照图5，套管82具有管状的形状，因此包括第二中心开口820和管体822。第二开口820具有内直径D₈₂₀。管体822可包括外螺纹。

套管82还包括环形套环824。套环824和管体822可由管状部分826界定。在图5所示的示例中，环形套环824包括具有平坦形状的第一侧部824a和具有截头圆锥形形状的第二侧部824b。第二侧部824b朝向管状部分826逐渐变细。

在热操作中，套管82的环形套环824的第二侧部824b的截头圆锥形形状可以膨胀。这可能导致相对于封壳50的位移。第二侧部824b的该截头圆锥形形状可以返回相对于轴向位移的径向位移，从而使得紧固套管82、螺母84和封壳50之间的连接。垫圈86可由具有热膨胀系数的材料制成，该材料使得能够补偿封壳50和螺母84之间的膨胀空隙。

此外，在图5所示的示例中，套环824具有外直径D₈₂₄，该外直径大于管状部分826和管体822的外直径D₈₂₆、D₈₂₂。管状部分826的外直径D₈₂₆大于管体822的外直径D₈₂₂。

现在参照图3至图5描述第一实施例的垫圈86在燃烧室2上的组装，特别是围绕喷射器7以及在封壳50、60的边缘52、62上的组装。

为此，套管82特别地通过第二开口820围绕喷射器7安装。因此，该第二开口820围绕喷射器7的轴线A延伸。因此，在图5所示的示例中，套管的第二开口820的内直径D₈₂₀与喷射器7的外直径D₇大致相同。

接下来，第二封壳50的环形边缘52包括孔54，喷射器7旨在接合到孔中。边缘52特别地通过孔54围绕套管82的套环824安装。这使得孔54的周向边缘56抵靠在套环824的第二侧部824b上。在图5所示的示例中，周向边缘56沿相对于轴线X和轴线A倾斜的位置抵靠在第二侧部824b上。此外，套管82的管状部分826的外直径D₈₂₆与第二封壳50的孔54的内直径D₅₄大致相同。

然后，垫圈86特别地通过第一开口860围绕套管82安装。该第一开口860还围绕轴线A延伸。在图5所示的示例中，垫圈的第一开口860的内直径D₈₆₀因此与套管的管状部分826的外直径D₈₂₆以及第二封壳50的孔54的内直径D₅₄大致相同。此外，在示例中，第一封壳60的环形边缘62包括与垫圈86的凸耳862形状互补的开口64。这使得钩形的凸耳862能够接合到第一封壳60的开口64中，如图4所示。

最后，螺母84特别地通过螺母84的第三开口840围绕套管82的管体822拧紧。这使得能够确保垫圈86和第二封壳50的边缘52保持在套管82上。在图5所示的示例中，第三开口840的内直径D₈₄₀与套管82的管体822的外直径D₈₂₂大致相同。该第三开口840可包括内螺纹，该内螺纹与套管82的管体822的外螺纹互补。

图6示出了根据第二实施例的防脱离装置8中的一个防脱离装置和该防脱离装置的组件，在第二实施例中，防脱离装置8也可以安装在燃烧室2上。

第二实施例的防脱离装置8与第一实施例的装置8的区别在于垫圈86的凸耳862和第一封壳60的边缘62。

参照图6，垫圈86的凸耳862具有细长且弯曲的形状。第一封壳60的边缘62包括凸台66，该凸台大致穿过第二平面P2。该平面P2大致垂直于模块1的轴线X，并且位于底部腔室6的第一平面P1的上游。替代性地，边缘62可包括在平面P2处的封壳60的余量。

在图6中，凸耳862和凸台66具有互补的形状。这使得凸耳862能够通过直接的抵靠来附接到凸台66，使得径向地紧固在边缘52上的凸耳862抵靠边缘62的凸台66。因此，这种构型还使得封壳50、60的边缘52、62能够彼此保持轴向地抵靠。

优选地，凸耳862是细长的，使得凸耳的自由且弯曲的端部面对大致对应于底部腔室6的横向壁的平面P1。特别地，这使得能够在燃烧模块1的工作期间补偿边缘52、62的组件的轴向位移。

此外，凸耳862的细长形状使得凸耳862和凸台66之间的连接能够具有灵活性。以这种方式，(壁5、6的和底部腔室6的)封壳50、60之间的组件是刚性的，特别是凸耳862和凸台66之间具有永久接触，并且封壳50、60的边缘52、62之间具有很小的组装间隙或没有组装间隙。

该第二实施例特别地具有避免在第一封壳60的边缘62上进行复杂加工的优点。

图7示出了根据第三实施例的防脱离装置8中的一个防脱离装置和该防脱离装置的组件，其中，这些装置8也可以安装在燃烧室2上。

第三实施例的防脱离装置8与第一实施例的装置8的区别在于垫圈86的凸耳862和第一封壳60的边缘62。

参照图7，第一封壳60的边缘62包括至少一个肩部68，以形成用于垫圈86的凸耳862中的一个凸耳的轴向抵靠表面。优选地，肩部68形成在大致位于平面P2处的封壳60的余量上。凸耳862和肩部68可具有互补的形状。

在图7中，凸耳862包括弯曲自由端部864，该弯曲自由端部接合在边缘62的肩部68中。以这种方式，凸耳862还通过直接轴向抵靠的方式附接在肩部68中。因此，该构型还使得边缘52、62能够保持在一起。

该第三实施例是为了防止封壳50、60的连接分离而执行和实施的简单替代解决方案。

根据本发明的第四实施例，如图8所示，防脱离装置8可以由壳体3承载。特别地，在图8中的该示例中，装置8和壳体3是一体件(即，由一种材料制成)。

有利地，这些装置8是可突出地形成在壳体3上的抵靠构件。这些抵靠构件可包括自由端部880，自由端部适用于抵靠燃烧室2，特别是抵靠底部腔室6。该构型使得能够防止底部腔室6相对于外壁5发生任何位移。

这些抵靠构件可以由刚性或柔性材料制成。例如，抵靠构件由复合材料、金属或金属合金材料制成。

优选地，抵靠构件可以由与壳体3相同的材料制成，但是与壳体3的第二厚度相比，抵靠构件具有减小的第一厚度。特别地，这使得抵靠构件能够是柔性的，同时仍能够在燃烧室2上施加足够的压力，以保持边缘52、62彼此轴向抵靠。

在抵靠构件由柔性材料制成的情况下，自由端部880可与底部腔室6发生直接接触。在抵靠构件由刚性或柔性材料制成的情况下，可以在抵靠构件和底部腔室之间增加安装间隙和/或用于补偿在工作期间膨胀的间隙。这些安装间隙和膨胀间隙可根据用于封壳和抵靠构件的材料或尺寸(诸如厚度)而变化。例如，该安装间隙和/或膨胀补偿间隙为毫米量级。

抵靠构件和壳体3可以制成一体件(即，由一种材料制成)。

在图8中，抵靠构件呈臂88的形式。臂88沿底部腔室6的方向具有细长的形状。臂88的端部880可相对于轴线X倾斜。该端部880包括底部腔室6上的抵靠表面882。在图8所示的示例中，抵靠表面882大致穿过第一平面P1。

壳体3可包括围绕轴线X周向地分布的介于三个至八个臂88，使得来自压缩机模块的扩散器92的空气流可以流通到模块1中。

此外，臂88的自由端部880可包括热保护涂层。这使得能够降低特别是臂88的温度。该涂层可以与用于制造抵靠构件的材料不同的材料结合。这使得抵靠构件和燃烧室之间能够具有化学相容性或热相容性。

装置8的该第四实施例具有特别的优点，即有利于装配在一起的边缘52、62的超静定(即使边缘不可移动)，并且因此限制移动和/或变形。

根据另一实施例(在附图中未示出)，图8的第四实施例的抵靠构件可以与图2至图7的实施例中的至少一个实施例的垫圈结合。实际上，装置8可以由垫圈86和抵靠构件两者形成。

本发明的燃烧模块配备的防脱离装置是有利的，特别是由于以下原因：

-防脱离装置加强了燃烧模块中由CMC型的复合材料制成的部件之间的组装，

-防脱离装置消除了在工作期间燃烧模块中组装的部件的分离，

-提出了在燃烧室上可拆装地组装和拆卸防脱离装置，

-提出了使用螺栓型附接件的替代方案，

-防脱离装置限制了燃烧室的维护成本，以及

-防脱离装置很容易适用于现有的涡轮机。

总的来说，所提出的解决方案在涡轮机和飞行器上实施和组装是简单、有效和经济的，同时确保了涡轮机中燃烧室(由复合材料部件制成的)的安全组装和拆卸。

Claims

1.一种用于涡轮机，特别是用于飞行器(10)的涡轮机的燃烧模块(1)，所述燃烧模块包括：

-环形壳体(3)，所述环形壳体围绕纵向轴线(X)延伸，

-环形燃烧室(2)，所述环形燃烧室位于所述壳体(3)内，并且包括同轴的环形内壁(4)和环形外壁(5)，所述环形内壁和所述环形外壁通过环形底部腔室(6)彼此连接，所述壁(4、5)和所述底部腔室(6)由至少两个环形封壳(50、60)形成，所述至少两个环形封壳由陶瓷基复合材料制成，并且所述至少两个环形封壳包括环形边缘(52、62)，所述环形边缘一个在另一个的内部装配在一起并且彼此轴向抵靠，

其特征在于，所述燃烧模块(1)还包括防脱离装置(8)，所述防脱离装置被构造成保持所述环形边缘(52、62)彼此轴向抵靠，这些装置(8)由所述燃烧室(2)和/或所述壳体(3)承载，

所述模块(1)还包括燃料喷射器(7)，所述燃料喷射器由所述壳体(3)承载并接合在所述封壳中的一个封壳(50)的孔(54)中，所述防脱离装置(8)包括垫圈(86)，所述垫圈围绕所述喷射器(7)安装并径向地紧固在所述封壳(50)上，并且所述垫圈包括凸耳(862)，所述凸耳被构造成通过抵靠和/或钩接与所述封壳中的另一个封壳(60)配合。

2.根据权利要求1所述的燃烧模块，其特征在于，所述燃烧模块包括第一封壳(60)和第二封壳(50)，所述第一封壳限定所述内壁(4)和所述底部腔室(6)，所述第二封壳限定所述外壁(5)，所述边缘(52、62)位于所述外壁(5)与所述底部腔室(6)的连接处。

3.根据权利要求1或2所述的燃烧模块，其特征在于，所述第一封壳(60)的所述环形边缘(62)包括圆齿状的形状。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的燃烧模块，其特征在于，所述垫圈(86)中的每一个垫圈被插入在所述封壳(50)和螺母(84)之间，所述螺母用于将所述垫圈紧固在所述封壳(50)上。

5.根据权利要求4所述的燃烧模块，其特征在于，所述螺母(84)被拧紧到管状套管(82)的管体(822)上，所述管状套管围绕所述喷射器(7)安装，所述套管(82)包括环形抵靠套环(824)，所述环形抵靠套环在所述孔(54)的周向边缘(52)上，所述喷射器(7)接合在所述孔中。

6.根据权利要求1至5中任一项所述的燃烧模块，其特征在于，所述垫圈(86)中的每一个垫圈包括两个凸耳(862)，优选地，所述两个凸耳沿大致平行的方向定向。

7.根据权利要求1至6中任一项所述的燃烧模块，其特征在于，所述凸耳(862)各自具有与所述另一个封壳(60)的所述边缘(62)的形状互补的形状，和/或各自具有用于接合在所述另一个封壳(60)中的开口(62)中的钩形状。

8.根据权利要求1至7中任一项所述的燃烧模块，其特征在于，所述垫圈(86)由例如A286型的不锈钢制成。

9.根据权利要求1至8中任一项所述的燃烧模块，其特征在于，所述燃烧室(2)是逆流式的。

10.一种涡轮机(10)，特别是用于飞行器的涡轮机，所述涡轮机包括根据前述权利要求中任一项所述的燃烧模块(1)。