专利名称：透平机燃烧室的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种透平机的环形燃烧室，所述透平机例如航空器的涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机。
背景技术：
这种燃烧室具有同轴的并且呈环向对称的壁，所述的其中一个壁在另一个壁内侧延伸，并且它们在上游末端处通过一个环状的腔室端壁连通，所述端壁上具有用于设置空气供应以及燃料输送部件的开口。
燃烧室的内壁和外壁上都具有进气开口用于一次空气和掺混空气，为了使空气更好地进入燃烧室，并且将上述空气引导进入到燃烧室燃烧区域的核心，上述开口具有伸入到上述燃烧室内部的边缘。
这些进气口通常是圆形的，并且通过冲压成形，这种成形方法会在进气口的边缘制造出高应力集中的区域。
当透平机运转时，燃烧室的内壁和外壁会产生热膨胀，并且承受了较大的振动，因此会在开口的边缘产生较大的应力，这将会导致在所述开口处形成裂缝，最终缩短了燃烧室的寿命。
燃烧室的壁上还具有倾斜的多个穿孔，所述穿孔用于使冷却空气通过，所述的冷却空气与所述的开口伸出的边缘部分间隔一定距离形成，并且不能为紧靠所述开口的区域提供足够的冷却。在这些区域中，温度将达到使所处位置的金属燃烧或熔蚀的程度，因此导致裂缝的发生。
发明内容
本发明的一个特定目的在于提供解决这些问题的简单、有效并且成本较低的方法。
为此，本发明提供了一种燃烧室，用于透平机例如航空器的涡轮喷气发动机或涡轮风扇发动机，所述燃烧室包括同轴的环向对称壁，其中一个在另一个内侧延伸，并且两者在它们的上游末端通过一环形燃烧室端壁连接在一起，内壁和外壁包括一次空气进气口和掺混空气进气口，所述开口通过冲压成形并且具有伸入燃烧室内部的边缘，所述燃烧室的特征在于，在至少一些所述开口的边缘处，或靠近边缘的区域具有应力缓解或减轻装置，所述的应力缓解或减轻装置包括，对于每个开口而言，具有在所述开口边缘或绕边缘的一部分形成的一个、两个或三个槽，每个槽的至少一个末端都连接至裂缝扩展截止孔。
本发明的应力缓解或减轻装置避免了一次空气和掺混空气进气口的边缘处裂缝的形成，延长了燃烧室的寿命。这些装置位于开口的边缘区域，所述边缘区域是运行中应力最集中的区域，也就是说，这些区域无法形成多个穿孔，并且在这些区域裂缝最可能发生。
在本发明的第一个实施例中，应力缓解或减轻装置包括从空气进气口的边缘延伸至截止孔的槽，用来防止裂缝扩展。这些截止孔是圆形的，其直径大于所述槽的宽度以局部减轻并分散槽末端处的应力，并且防止在所述的末端处产生裂缝扩展。
这些槽在承受应力的区域形成间断，使开口的边缘具有相对的柔性，并且使这些区域在透平机运转时能够相对自由地膨胀和变形。这就避免了在这些区域的裂缝形成和扩展，延长了燃烧室的寿命。
通过实施例可以看出，形成在空气进气口的槽可以是一个、两个或三个，其尺寸、形状以及每个槽的方向都被决定以使得开口的边缘具有足够的柔性，同时保持开口将空气引导进入燃烧室这一主要功能。
形成在开口边缘的槽优选为相对于包含开口轴线和燃烧室轴线的平面对称。这些槽规律地绕开口的轴线分布，所述槽为直线形或弯曲形。
在本发明的一个变形例中，槽形成在与开口边缘间隔一定距离的位置，并且环绕所述边缘的一部分，每个槽的末端都具有圆柱形的孔，所述孔的直径大于所述槽的宽度，用于防止裂缝从槽扩展。这些槽使环绕开口的燃烧室壁具有相对的柔性，因此在透平机运转时允许膨胀和变形自由地发生。
在这种情况下，槽的一部分优选为由以开口轴线为中心的圆弧形成。所述槽的末端部分有利地从开口轴线向外引导，也就是说，进入应力较小的区域。这些槽优选的为波状并具有三个曲率，中间的曲线环绕开口的一部分延伸。
燃烧室的槽以及裂缝扩展截止孔优选的与形成在燃烧室壁上，具有冷却用途的微孔方向平行。空气可以通过这些槽以及截止孔进入燃烧室，用来冷却燃烧室。举例说明，槽和/或截止孔可以通过激光切割形成。
空气进气口通过冲压成形，大致是卵形的，具有位于平行或垂直于透平机轴线的平面内的长轴，所述开口的长边位于最易于产生裂缝的区域。
本发明还提供了一种透平机，例如航空器的涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机，所述透平机的特征在于包括如上文所述的燃烧室。
通过阅读下面的说明书中非限制性的实施例并且参考附图，本发明能够被更好的理解，本发明的其它一些特征、细节以及优点也会更加清楚，其中图1是透平机燃烧室轴向部分的半视图；图2是燃烧室壁的部分视图；图3是本发明一实施例中燃烧室壁的一部分的放大图；图4-图6是与图3对应的放大图，示出了本发明的不同实施例；以及图7和图8是与图3对应的示出本发明其它实施例的视图。
具体实施例方式
图1中，一透平机燃烧室10位于扩散器12的出口处，所述的扩散器12位于压缩机(图中未示出)的出口处，所述的燃烧室具有环向对称的内壁14和外壁16，所述的内壁14和外壁16在上游处连接至一环状燃烧室端壁18，并且在下游处通过内环状凸缘20和外环状凸缘22分别与扩散器的内部截头圆锥体连接板24以及燃烧室外壳体26的一端相连，壳体26的上游端则与扩散器的外部截头圆锥体连接板28相连。
环状燃烧室端壁18上具有开口30(如图1和2)，所述开口30用于通过从扩散器12流出的空气，还用于通过从喷射器32供应的燃料，所述喷射器32固定于外壳体26上，并且绕相对于燃烧室的纵轴线34的圆周规律地布置。每个喷射器32都具有装在环状壁18的开口30内的燃料喷射头36，并且与所述开口30的轴线38对齐。
压缩机输送的离开扩散器12的一部分空气流(箭头40)通过开口30并进入燃烧室10(箭头42)，而剩余的空气流进入内部和外部环状通道44和46，环绕燃烧室10流动(箭头48)。
内部通道44在扩散器12的内部连接板24和燃烧室的内壁14之间形成，经过这一通道的空气分为多股，其中气流50通过内壁14上的开口52、54进入燃烧室10，气流56通过燃烧室内凸缘20上的孔58以冷却位于燃烧室下游的部件(图中未示出)。
外部通道46在外壳体26和燃烧室的外壁16之间形成，通过这一通道的空气也分为多股，其中气流60通过外壁16上的开口52、54进入燃烧室10，气流62经过外凸缘22上的孔64以冷却下游部件。
开口52是一次空气的进气口，所述开口52规律地沿内壁14和外壁16的圆周分布，所述的圆周以燃烧室的轴线34为中心，开口54是掺混空气进气口，所述开口54规律地沿内壁14和外壁16的圆周分布，所述的圆周以燃烧室的轴线34为中心并且位于开口52的下游处。
每个开口52和54都是圆形的，并通过冲压成形，具有折边，也就是说，边缘66具有向燃烧室10内部突出的环状的凸缘。每个开口52和54的轴线68垂直于壁14和16。
由于开口52和54是冲压成形的，在开口边缘66的附近产生了很大的残余应力，所述的残余应力是除了运行产生的应力之外的附加应力，将会导致在边缘处的裂缝发生。
根据本发明，应力减轻或缓解装置是通过在开口边缘66处，或绕开口的边缘66形成槽80、90、100和110(如图3-6所示)，和/或通过拉长所述的开口(如图7和8所示)而形成。
在图3-5所示的实施例中，这些装置包括在圆形开口52和54的边缘66的凸缘上形成槽80、90和100，每个槽终止在圆柱状孔82、92、102处，形成防止裂纹扩展的孔，所述圆柱孔82、92、102的直径大于所述槽80、90、100的宽度。
在图3中，每个掺混空气进气口54都具有三个直线槽80，所述的直线槽80相对于开口54大致径向延伸，并且绕所述开口的轴线68规律地分布。
一个槽80沿燃烧室的轴线平行地向上游延伸，另外两个槽80则向下游延伸。每个开口54的边缘66都分为三个相同的部分，当透平机运转时，所述的三个相同部分可以自由地相对于其它部分膨胀、变形。多个截止孔82在槽80的末端与轴线68等距地形成。
槽80也可以形成在外壁16上一次空气进气口52的边缘以及内壁14上开口52、54的边缘。
图4中，开口52、54的边缘66具有两个大致直线的槽90，所述的直线槽相对于开口的轴线68径向延伸，所述直线槽还相对于包含所述轴线68和燃烧室轴线的平面对称。截止孔92形成在槽90的末端，所述截止孔92相对于开口的轴线68等距。
在所示的实施例中，槽90从开口开始向下游延伸，并且相互成90度。槽90可以形成在位于燃烧室壁14和16上的一次空气进气口52的边缘和/或掺混空气进气口54的边缘。
图5中，开口52、54的边缘66具有两个槽100，所述的槽100与图4中的槽90不同之处在于槽100的形状是弯曲的。
槽100弯曲大约45度，每个槽100从开口的边缘开始的部分相对于开口的轴线68大致径向延伸，槽100的另一端朝向远离另一个槽100的方向。
槽100从开口向下游延伸，它们与开口的边缘相连的末端相互成大约90度。所述槽100可以形成在位于燃烧室壁上的一次空气进气口52的边缘和/或掺混空气进气口54的边缘。
在图6的变形例中，应力缓解或减轻装置包括波状槽110，所述槽110绕圆形开口52、54边缘66的一部分形成，在槽110的每个末端都具有一截止孔112，所述孔112的直径大于所述槽110的宽度。
在所示的实施例中，槽110具有三个曲率并形成在开口52、54的边缘66的上游，所述槽具有中间部分114，所述的中间部分114构成以开口的轴线68为中心的圆弧，所述槽110的末端118相对于开口的轴线68大致径向向外延伸。
位于开口边缘66上游侧的燃烧室壁部分因此将获得相对的柔性，使得这一部分可以在运行中更好地膨胀、变形。
燃烧室的壁14、16包括微孔88用于使冷却空气通过，这些微孔相对于相应壁的外表面的法线是倾斜的，例如，大约成60度(如图3至6)。
槽80、90、100、110以及截止孔82、92、102、112可以与微孔88排成一条直线，并且与这些微孔88相隔一定距离，这一距离足以避免降低位于所述槽和截止孔附近的燃烧室10壁的强度。所述的槽和截止孔因此也可以通过流过这些孔的空气来冷却燃烧室。
在一个实施例中，槽80、90、100、110具有小于大约1毫米(mm)的宽度，例如，等于0.5mm，而孔82、92、102、112的直径则在大约1mm至大约2mm的范围之内。
如图7和8所示的变形例中，燃烧室的开口52、54是卵形或椭圆形的，缓解或减轻应力的装置由这些开口边缘的长边70形成，并且位于卵形的主轴72的每一侧。这些边70具有大曲率半径，因此使得开口边缘的应力能够更好地被分配并减轻。
图7中，一次空气进气口52是圆形的，而掺混空气进气口54是卵形或椭圆形的，并且具有与燃烧室轴线平行延伸的主轴72，这使得开口边缘的长边70位于主轴的两侧，以防止在相对于燃烧室轴线横向延伸的方向上裂缝的产生。
图8中，一次空气进气口52与图7中的开口54相同，掺混空气进气口54则是卵形或椭圆形的，其主轴72相对于燃烧室的轴线横向延伸，开口边缘的长边70防止了在平行于燃烧室轴线方向上的裂缝产生。
当然，本发明不局限于上文结合附图展示所描述的实施例。例如，燃烧室的开口52、54可以是卵形的，也可以在其边缘或相邻其边缘的位置形成有槽80、90、100和110。
权利要求
1.一种燃烧室，用于透平机如航空器的涡轮喷气发动机或涡轮风扇发动机，所述燃烧室包括同轴的环向对称壁(14、16)，其中一个壁在另一个壁内侧延伸，并且它们在其上游端通过一环形燃烧室端壁(18)连接，内壁(14)和外壁(16)包括通过冲压成形的一次空气进气开口(52)和掺混空气进气开口(54)，并且具有伸入燃烧室(10)内部的边缘(66)，其特征在于，所述燃烧室(10)在至少一些所述开口的边缘(66)处，或靠近边缘的区域具有应力缓解或减轻装置，所述的应力缓解或减轻装置包括对于每个开口而言，在所述开口(52、54)边缘(66)或绕边缘的一部分形成的一个、两个或三个槽(80、90、100、110)，每个槽在其至少一个末端连接至裂缝扩展截止孔。
2.如权利要求1所述的燃烧室，其特征在于所述槽(80、90、100)从开口的边缘(66)延伸至裂缝扩展截止孔。
3.如权利要求2所述的燃烧室，其特征在于所述槽(80、90、100)形成于开口的边缘内，并且相对于包含所述开口轴线(68)以及燃烧室轴线(34)的平面对称。
4.如权利要求2或3所述的燃烧室，其特征在于所述槽(80)形成于开口的边缘(66)内，并且环绕开口轴线(68)规则分布。
5.如权利要求2-4任一所述的燃烧室，其特征在于所述槽(80、90、100)是直线形或弯曲形。
6.如权利要求1所述的燃烧室，其特征在于所述槽(110)环绕所述开口(52、54)边缘的一部分形成，并且在每端具有裂缝扩展截止孔(112)。
7.如权利要求6所述的燃烧室，其特征在于每个槽(110)的一部分是波状，并且具有三个曲率。
8.如权利要求6或7所述的燃烧室，其特征在于每个槽(110)的一部分由以开口轴线(68)为中心的圆弧构成。
9.如权利要求8所述的燃烧室，其特征在于所述槽(110)的端部环绕开口边缘(66)，并且远离所述开口轴线(68)向外指向。
10.根据上面任一项权利要求所述的燃烧室，其特征在于所述槽(80、90、100、110)以及截止孔(82、92、102、112)大致平行于形成于燃烧室中用于冷却的微孔(88)延伸。
11.根据上面任一项权利要求所述的燃烧室，其特征在于所述截止孔(82、92、102、112)的直径在大约1mm-2mm的范围内。
12.根据上面任一项权利要求所述的燃烧室，其特征在于所述槽(80、90、100、110)的宽度大约小于1mm，例如，等于0.5mm。
13.根据上面任一项权利要求所述的燃烧室，其特征在于所述槽和/或截止孔通过激光切割形成。
14.根据上面任一项权利要求所述的燃烧室，其特征在于至少一些空气进气开口(52、54)是卵形的，其长轴(72)位于平行或垂直于燃烧室轴线(34)的平面内。
15.如权利要求14所述的燃烧室，其特征在于开口(52、54)的长边位于最易于产生裂缝的区域。
16.一种透平机，如航空器的涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机，其特征在于所述透平机包括根据上面任一项权利要求所述的燃烧室(10)。
全文摘要
本发明涉及一种透平机燃烧室(10)，其具有一次空气和掺混空气进气开口(52、54)，所述开口通过冲压成形，并具有伸入燃烧室(10)内部的边缘(66)，还具有应力缓解和/或减轻装置，其位于所述开口(52、54)的边缘上或靠近边缘的区域，所述装置包括，对于每个开口，在所述开口(52、54)的边缘(66)上，或环绕边缘的一部分具有一个、两个或三个槽。
文档编号F23R3/42GK101016997SQ20071008790
公开日2007年8月15日 申请日期2007年2月8日 优先权日2006年2月8日
发明者弗洛里安·安德烈·弗朗索瓦·贝萨涅, 帕特里斯·安德烈·科马雷, 马里奥·塞萨尔·德苏泽, 迪迪埃·伊波利特·埃尔南德斯 申请人:斯奈克玛公司