专利名称：具有对转切向流的多穿孔燃烧室的制作方法
技术领域：
本发明涉及燃烧室，特别是涡轮发动机的燃烧室的领域。更准确地，本发明涉及燃烧室，特别是涡轮发动机的燃烧室，燃烧室具有围绕轴线的环形形状，内环形壁，外环形壁，及围绕所述轴线延伸的环形腔室端壁，该腔室端壁在内环形壁和外环形壁之间径向延伸并设置有至少一个用于容纳燃料喷射器的开口，该开口基本居中于线上，该圆形线限定第一腔室端壁部分和第二腔室端壁部分，第一腔室端壁部分在圆形线和内环形壁之间径向延伸，第二腔室端壁部分在圆形线和外环形壁之间径向延伸，在燃烧室中，多个第一通道形成于第一腔室端壁部分中，多个第二通道形成于第二腔室端壁部分中。·
背景技术：
这种类型的燃烧室是公知的，文件FR 2 733 582描述了这样的一个例子。已知可以用多个通道对腔室端壁进行刺穿，以向燃烧室中提供冷却流体流。冷却流体通常为来自压缩机的空气，其扫过内环形壁和外环形壁的内表面，形成保护性的空气膜。在已知实施方式中，第一通道径向定向为使得冷却流体扫过内环形壁的内表面，而第二通道径向定向为使得冷却流体扫过外环形壁的内表面。这种通道配置对冷却内环形壁和外环形壁是最为有利的。然而，燃料喷射器通常与旋流器相关，该旋流器产生中心位于开口上的空气涡流。因此可以理解，来自旋流器的空气的旋转运动受到来自通道的径向流的极大干扰。此外，上述配置需要第一通道和第二通道在圆形线上，S卩，共同直径上交替设置。沿该圆形线设置的通道之间的微小材料桥在制造时要求极大的精度，导致产生不良品的高风险，并且弱化腔室端壁的机械强度。
发明内容
本发明的一个目的是提供消除上述缺陷的燃烧室。通过以下事实，本发明得以实现上述目的第一通道和第二通道切向延伸并同时相对于垂直于腔室端壁的法向矢量倾斜，第一通道设置为使得空气沿第一旋转方向围绕燃烧室的轴线流动，第二通道设置为使得空气沿与第一旋转方向相反的第二旋转方向围绕燃烧室的轴线流动。换句话说，第一通道和第二通道相对于与所述轴线正交的平面倾斜。因此可以理解，第一通道和第二通道能够产生两个围绕燃烧室的轴线沿相反方向旋转的旋转空气流。借助本发明，不再需要在圆形线上交替设置第一通道和第二通道，由此改善燃烧室的机械强度。在优选实施方式中，燃烧室包括至少一个旋流器，该旋流器与开口配合以与燃料喷射器一起安装，旋流器设置为产生围绕开口以及喷射器的旋转空气流，该旋转空气流与第一和第二旋转方向同相。也就是说，与现有技术不同，由第一通道和第二通道产生的旋转空气流与旋流器产生的回旋空气流同相。由此可以理解，旋转流伴随着旋流器产生的空气流是有益的。一个益处是改善了燃烧室的每个喷射器的效率，由此，对于给定的燃烧室，能够减少喷射器的数量。这样就降低了燃烧室的成本和重量。有益地，第一通道和第二通道相对于上述法向矢量(或相对于垂直于轴线的平面)以绝对值在10°到40°范围之间的角度倾斜。在一变型中，在第一端壁部分中设置有多个第三通道，所述第三通道径向延伸并同时相对于法向矢量(或相对于垂直于轴线的平面)倾斜。优选地，第三通道设置为提供 基本向心的径向空气流。另外，优选地，第三通道在内环形壁附近设置。在该变型中，在第二端壁部分中设置有多个第四通道，所述第四通道径向延伸并同时相对于法向矢量(或相对于垂直于轴线的平面)倾斜。优选地，第四通道设置为提供基本离心的径向空气流。另外，优选地，第四通道在外环形壁附近设置本发明还提供涡轮发动机，特别是用于航空器的涡轮发动机，该发动机具有本发明的燃烧室。通过阅读以下对作为非限制性例子提供的两个实施方式进行的描述，可以更好地理解本发明及其优点。
图I为具有本发明环形燃烧室的航空器涡轮发动机的不完全截面图；图IA为图I的细节图，其示出了未安装喷射器的燃烧室的一部分；图2示出了图IA所示燃烧室的端壁，其中第一通道和第二通道形成于端壁中，第一通道和第二通道产生的空气流与旋流器产生的回旋流一起在图中示出；图3A为与腔室端壁相切并垂直的平面IIIA上的不完全截面图，其示出了在腔室端壁的第一部分的厚度上形成的两个第一通道；图3B为与腔室端壁相切并垂直的平面IIIB上的不完全截面图，其示出了在腔室端壁的第二部分的厚度上形成的两个第二通道；和图4示出了图2所示腔室端壁的变型，还示出了形成于腔室端壁中以产生径向空气流的第三通道和第四通道。
具体实施例方式下面参照具体的非限制性实施方式对本发明的燃烧室进行描述，在该实施方式中，所述燃烧室安装于航空器涡轮发动机10，特别是直升机发动机中。公知地，发动机10具有气体发生器12，该气体发生器12包括产生压缩空气流的离心压缩机轮14。该空气流输送至本发明的燃烧室100，并在燃烧室100中与燃料混合。混合物然后在燃烧室内燃烧，产生的燃烧气体流用于驱动高压涡轮机16和自由涡轮机18旋转。
如图I所示，燃烧室100围绕轴线A具有环形的形状，该轴线基本上对应于涡轮机16和18的旋转轴。参照图1A，可见燃烧室100具有内环形壁102，外环形壁104，及腔室端壁106，这些部件限定燃烧室100的内部体积。此外，燃烧室100还具有出口 108，燃烧气体通过出口108排出。还可见燃烧室100为“逆流”型，进入燃烧室的压缩空气特别是通过腔室端壁进入。相对于轴线A，外环形壁104的径向高度大于内环形壁102的径向高度。此外，夕卜环形壁和内环形壁基本上是同轴的。从图IA可见，腔室端壁106在内环形壁102和外环形壁104之间径向延伸。燃料使用公知的燃料喷射器(在此未示出)通过腔室端壁106喷射进燃烧室100中。这些燃料
喷射器安装在轴向穿过腔室端壁106的开口 110中。在该实施方式中，开口 110安装有公知的旋流器112，旋流器112用于产生围绕燃料喷射器打旋的空气流，以促进空气和燃料的混合。以下参照图2，其为从燃烧室100的外部轴向查看的腔室端壁106的细节图。为帮助理解本发明，定义了相对于燃烧室的轴线A的参照系(^，ue，z)，其中为径向轴线，U0为圆周轴线，z为平行于轴线A的轴线。在本发明中，开口 110居中于圆形线113上，该圆形线113中心位于轴线A上并径向地限定第一腔室端壁部分106a和第二腔室端壁部106b分,该第一腔室端壁部分106a在所述圆形线113和内环形壁102之间径向延伸，第二腔室端壁部分在圆形线113和外环形壁104之间径向延伸，第一腔室端壁部分和第二腔室端壁部分由此围绕轴线A环状延伸。由图2可见，优选地，圆形线114位于外环形壁104和内环形壁102之间径向长度一半处。第一腔室端壁部分106a被穿过腔室端壁106的厚度g的多个第一通道114刺穿，同样，第二腔室端壁部分106b被穿过腔室端壁106的厚度￡的多个第二通道116刺穿。如上所述，这些第一通道和第二通道有助于冷却外环形壁和内环形壁，并冷却燃烧室100的端壁106。根据本发明，第一通道114和第二通道116相对于垂直于腔室端壁106的外表面的矢量n倾斜。再次，第一通道114和第二通道116在切线(方位)方向，即，与圆周轴线U0平行的方向延伸。因此，在本发明的含义中，第一通道和第二通道中的每一个在与轴线A正交的平面上的投影同居中于轴线A上的圆相切。参照图3A，其为第一腔室端壁部分106a的轴向厚度截面图，可见第一通道114相对于矢量n以角度a倾斜，并用于将冷却空气引导至燃烧室100内部。由箭头g表示的气流扫过燃烧室端的内表面107，以在所述内表面上形成保护膜。举例来说，倾斜的角度可选自10°到40°范围之间。此外，如图3A所示，可以看出第一通道114设置为使得气流g定向为沿着轴线110的方向，由此，一组第一通道114适于产生第一旋转方向SGl的气流。在该实施例中，第一旋转方向SGl为顺时针方向。气流g围绕轴线A，并由此围绕涡轮机16和18的旋转轴旋转。
参照图3B，其为第一腔室端壁部分106b的轴向厚度截面图，可见第二通道114相对于矢量n以角度3倾斜，并用于将冷却空气引导至燃烧室100内部。同样地，可以从20°到40°的范围选择倾斜的角度P。优选地，0 = - a。也就是说,角度a和0的绝对值相等。此外，根据图3B，可以理解第二通道116设置为使得气流h的方向同轴线ue的方向相反，由此，一组第二通道116适于产生与第一旋转方向SGl相反的第二旋转方向SG2的气流。在该实施例中，第二旋转方向SG2为逆时针方向。气流h围绕轴线A，并由此围绕涡轮机16和18的旋转轴旋转。因此，第一旋转方向SGl的气流的径向宽度基本上等于第一通道114所分布的径向高度，在该实施例中，该径向宽度基本上对应于第一端壁部分106a的径向宽度。相似地，第二旋转方向SG2的气流的径向宽度基本上等于第二通道116所分布的径向高度，在该实施例中，该径向宽度基本上对应于第二端壁部分106b的径向宽度。
第一通道和第二通道围绕燃烧室的轴线环状地分布，优选地，所述分布为绕圆形线113的径向局部分布，即，基本上位于环形腔室端壁的中部。在图2中也示出了箭头Tl和T2，它们表示旋流器112产生的回旋气流的旋转方向。该回旋气流是中心位于轴线z上的涡流，方向为逆时针方向。箭头Tl表示与第一端壁部分106a同水平的回旋流，箭头T2表示与第二端壁部分106b同水平的回旋流。参照图2，可以理解第一旋转方向SGl的气流与回旋流Tl同相，而第二旋转方向SG2的气流与回旋流Tl同相。因此可以理解，在本发明中，由第一通道114和第二通道116产生的冷却空气流与旋流器112产生的回旋流方向T1/T2同相。由此，由第一通道和第二通道产生的气流有益地对回旋流进行辅助和增强。喷射器/旋流器的效率由此得到改善。一个益处是能够减少喷射器和旋流器的数量，由此降低燃烧系统的重量和成本。图4示出了本发明的变型燃烧室200。该燃烧室200与图2所示燃烧室100的区别在于其还包括多个第三通道118和多个第四通道120。第三通道118形成于第一腔室端壁部分106a的轴向厚度上，相对于法向矢量n倾斜，但是与第一通道不同，第三通道径向延伸以提供向心的径向空气流。换句话说，第三通道118设置为在与轴线的方向相反的径向方向SG3上产生朝向燃烧室内部的气流。在该实施例中，第三通道118设置于内环形壁附近。更精确地，它们分布成和内环形壁102相邻的至少一个环形排。第三通道产生的径向空气流用于改善对内环形壁102的内表面的冷却。此外，由于该径向空气流SG3同旋流器112相隔一定距离产生，其不干扰回旋流Tl。第四通道120形成于第二腔室端壁部分106b的轴向厚度上，相对于法向矢量n倾斜，但是与第二通道不同，第四通道径向延伸以提供离心的径向空气流。换句话说，第四通道120设置为在与轴线&的方向相对应的径向方向SG4上在燃烧室内部产生气流。在该实施例中，第四通道120设置于外环形壁104附近。更精确地，它们分布成和外环形壁104相邻的至少一个环形排。第四通道产生的径向空气流用于改善对外环形壁104的内表面的冷却。此外，由于该径向空气流SG4同旋流器112相隔一定距 离产生，其不干扰回旋流T2。
权利要求
1.一种燃烧室(100、200)，特别是涡轮发动机的燃烧室，所述燃烧室具有围绕轴线(A)的环形形状，内环形壁(102)，外环形壁(104)，及围绕所述轴线延伸的环形腔室端壁(106)，该腔室端壁在所述内环形壁和所述外环形壁之间径向延伸并设置有至少ー个用于容纳燃料喷射器的开ロ(110)，该开ロ基本上居中于圆形线(113)上，该圆形线限定第一腔室端壁部分(106a)和第二腔室端壁部分(106b)，所述第一腔室端壁部分在所述圆形线和所述内环形壁之间径向延伸，所述第二腔室端壁部分在所述圆形线和所述外环形壁之间径向延伸，在燃烧室中，多个第一通道(114)形成于所述第一腔室端壁部分中，多个第二通道(116)形成于第二腔室端壁部分中，所述燃烧室特征在于所述第一通道和第二通道切向延伸并同时相对于垂直于腔室端壁的法向矢量(η)倾斜，还在于所述第一通道设置为使得空气沿第一旋转方向(SGl)围绕燃烧室的所述轴线流动，所述第二通道设置为使得空气沿与所述第一旋转方向相反的第二旋转方向(SG2)围绕燃烧室的所述轴线流动。
2.如权利要求I所述的燃烧室，其特征在于其还包括与所述开ロ配合的至少ー个旋流器(112)，该旋流器设置为产生围绕所述开ロ的旋转气流(Tl、Τ2)，所述旋转气流与所述第一旋转方向和第二旋转方向同相。
3.如权利要求I或2所述的燃烧室，其特征在于所述第一和第二通道(114、116)相对于矢量以10°到40°范围之间的角度(α，β)傾斜。
4.如权利要求I至3任意一项所述的燃烧室，其特征在于在所述第一端壁部分中形成有多个第三通道(118)，所述第三通道径向延伸并相对于矢量傾斜。
5.如权利要求4所述的燃烧室，其特征在干所述第三通道(118)设置为提供基本上向心的径向空气流(SG3)。
6.如权利要求4或5所述的燃烧室，其特征在干所述第三通道(118)设置于所述内环形壁附近。
7.如权利要求I至6任意一项所述的燃烧室，其特征在于在所述第二端壁部分(106b)中形成有多个第四通道(120)，所述第四通道径向延伸并相对于矢量傾斜。
8.如权利要求7所述的燃烧室，其特征在干所述第四通道(120)设置为提供基本上离心的径向空气流。
9.如权利要求7或8所述的燃烧室，其特征在干所述第四通道(120)设置于所述外环形壁(104)附近。
10.ー种航空器发动机(10)，特征在于其包括如利要求I至9中任ー权利要求所述的燃烧室(100、200)。
全文摘要
本发明涉及燃烧室(100)，特别是涡轮发动机的燃烧室。该燃烧室具有内环形壁(102)，外环形壁(104)，及围绕轴线延伸的刺穿的环形腔室端壁(106)，该腔室端壁设置有至少一个用于容纳燃料喷射器的开口(110)，该开口基本上居中于圆形线(113)上，该圆形线限定第一腔室端壁部分(106a)和第二腔室端壁部分(106b)，第一腔室端壁部分在圆形线和内环形壁之间径向延伸，第二腔室端壁部分在圆形线和外环形壁之间径向延伸。本发明特征在于其还包括切向延伸并同时相对于垂直于腔室端壁的法向矢量倾斜的第一和第二通道(114，116)，第一通道设置为提供第一旋转方向(SG1)上的空气流，第二通道设置为提供与第一旋转方向相反的第二旋转方向(SG2)上的空气流。
文档编号F23R3/54GK102713439SQ201180005981
公开日2012年10月3日 申请日期2011年1月11日 优先权日2010年1月15日
发明者伯纳德·约瑟夫·吉恩-皮埃尔·卡雷尔, 劳伦佐·哈瓦坎·埃尔南德斯, 吉恩-马克·都鲍迪奥-雷洛特, 罗伯特·瑟洛特-格雷西 申请人:涡轮梅坎公司