具有可变空气供应的涡轮引擎燃烧组件的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明通常涉及涡轮引擎领域，更具体说是涉及在涡轮引擎壳体上的燃料喷射装置与燃烧室的安装。
【背景技术】
[0002]参考图1，涡轮引擎I通常包括燃烧室10和容纳在壳体30中的分配器20，燃烧室由两个回转壁限定，即内壁14和外壁12，所述内壁14和外壁12在彼此内侧延伸并由环形室底壁16相连，
[0003]该壳体还具有内壁32和外壁31，燃烧室的内壁12和外壁14分别固定到所述内壁32和外壁31。
[0004]空气和燃料的混合物经由安装在室底壁上的多个喷射器18被喷射到燃烧室中，并被分配在所述壁的整个周边。
[0005]几种类型的喷射器设置在燃烧室中，其中的启动喷射器包括喷射空气和燃料混合物的喷雾嘴以及点燃所述混合物的火花塞。
[0006]为了表征喷射器，使用已知为流量数(FN)的数量，所述数量等于喷射器的流速(L/h)除以所喷射的混合物的压力(以巴表示)。启动喷射器的流量数通常包括在1.2与1.5之间。
[0007]其他喷射器专用于后启动阶段:在飞行中的过渡加速或减速阶段和稳态阶段。这些喷射器具有包括在9与10之间的非常高的流量数，也就是说，它们的燃料喷射流速较高。
[0008]然而，无论现有的喷射器是什么，它们确保燃料燃烧的空气要求均根据涡轮引擎的阶段而变化。
[0009]特别是，当涡轮引擎启动时，喷射器需要吸收大量的空气以点燃燃料。
[0010]相反，在启动后阶段，特别是在稳态飞行阶段，空气需求降低，针对启动吸收大量的空气是无用的。在另外一方面，更有利的是，吸取较小量的空气以使没有被喷射器吸收的空气流可以用于其他用途，特别是例如用于引擎的冷却。
【发明内容】
[0011]本发明的目的是提出一种涡轮引擎燃烧组件，所述燃烧组件包括由燃料喷射器提供的燃烧室，所述燃烧组件的空气供应根据引擎阶段而变化。
[0012]在这方面，本发明涉及涡轮引擎燃烧组件，其包括壳体、燃烧室和至少一个用于启动涡轮引擎的燃料喷射器，
[0013]燃烧室由两个回转壁限定，即内壁和外壁，所述内壁和外壁在彼此内侧延伸并由环形室底壁相连，室的外壁固定到所壳体的环形外壁，
[0014]喷射器与壳体的环形外壁连接，并包括燃料点燃罩，所述燃料点燃罩在张开到室之前在壳体内侧依次地延伸穿过在壳体壁中的开口和在燃烧室的外壁中的开口，在壳体壁与燃烧室壁之间延伸的点燃罩的至少一个壁设置有至少一个进气口，
[0015]该燃烧组件的特征在于，燃烧室的外壁与用于根据燃烧室的热膨胀状态来堵塞进气口的装置牢固地连接。
[0016]有利地，但可选择地，根据本发明的涡轮引擎可以进一步包括至少一个以下特征:
[0017]堵塞装置抵靠点燃罩的壁设置，并与其成滑动关系。
[0018]其中该堵塞装置被成形为对应于涡轮引擎的后启动阶段，在被称为燃烧室的“热状态”的热膨胀状态下，堵塞至少某些进气口。
[0019]该堵塞装置被形成为对应于涡轮引擎的停止阶段，在被称为燃烧室的“热状态”的热膨胀状态下，堵塞至少某些进气口。
[0020]用于堵塞进气口的装置是围绕点燃罩的壁的护套。
[0021]点燃罩的壁设置有一三角形进气口，护套设置有矩形窗口，所述矩形窗口的宽度大于或等于三角形进气口的基底的宽度，且其高度大于或等于三角形进气口的高度。
[0022]点燃罩的壁设置有多个进气口，所述进气口是圆形或椭圆形，护套设置有规律地分隔开的狭缝，在两个相邻狭缝之间的间隙的宽度大于或等于进气口的直径或高度。
[0023]护套的狭缝的宽度大于或等于进气口的直径或高度。
[0024]进气口是沿着在点燃罩的壁上的多条平行线分布的圆形口或是椭圆形平行通风孔，狭缝和在护套的两个相邻狭缝之间的间隙沿着平行于由圆形口或椭圆形通风孔形成的线的方向的方向延伸。
[0025]进气口是沿着在点燃罩的壁上的多条平行线分布的圆形口或是椭圆形平行通风孔，其中狭缝和在护套的两个相邻狭缝之间的间隙沿着相对于由圆形口或椭圆形通风孔所形成的线的方向以严格地包括在O与90°之间的角度倾斜的一个方向延伸。
[0026]燃烧室是倒转的类型。
[0027]每个燃料喷射器均进一步地适于在涡轮引擎的后启动阶段的过程中供应燃烧室。
[0028]本发明还涉及一种包括根据本发明的燃烧组件的涡轮引擎。
[0029]本发明由于用于堵塞喷射器的进气口的装置而达到上述目的，所述装置对应于涡轮引擎的运转状态，根据燃烧室的热膨胀状态而移动以堵塞所述进气口或开通所述进气
□ O
【附图说明】
[0030]从纯粹地示例性的和非限制性的以及比较于附图来阅读的以下描述，本发明的其他特征、目标和优点将变得显而易见，其中，
[0031]图1已经被描述为表示在燃烧室的水平处的涡轮引擎的截面视图。
[0032]图2表示根据本发明的使用在燃烧组件中的类型的喷射器。
[0033]图3a和3b表示根据本发明的实施例，在涡轮引擎的两个运转状态下的燃烧组件。
[0034]图4a和4b表示在涡轮引擎的两个运转状态下的，在横截面视图中的，图3a和3b的燃烧组件。
[0035]图5表示根据本发明的另外实施例的燃烧组件。
[0036]图6a和6b示意性地表示在涡轮引擎的两个运转状态下的燃烧组件的另外实施例。
[0037]图6c表示根据涡轮引擎的膨胀状态的图6a和6b的排气口的非堵塞截面。
[0038]图7a和7b示意性地表示在涡轮引擎的两个运转状态下的图6a和6b的实施例的变型。
[0039]图7c表示根据涡轮引擎的膨胀状态的图7a和6b的排气口的非堵塞截面。
【具体实施方式】
[0040]根据已经描述的图1，涡轮引擎I包括容纳在壳体30中的燃烧室10，该燃烧室由两个回转壁限定，即外壁14和内壁12，所述外壁14和内壁12在彼此内侧延伸，并由一环形室底壁16相连。
[0041]壳体30具有环形内壁32和环形外壁31，燃烧室的内壁12和外壁14分别固定到环形内壁32和环形外壁31上。
[0042]燃烧室10优选为倒转型，也就是说，该类型的室通常具有U形截面，所述U形截面用于沿着涡轮的方向，相对于涡轮引擎的轴线，朝向涡轮引擎的上游排放空气和燃烧产物。
[0043]优选地，燃烧室10包括多个启动喷射器100，所述启动喷射器100在燃烧室的环形外壁14的水平处，如下文中所描述的那样。
[0044]参考图2，燃烧室的此启动喷射器100已经被表示。此喷射器包括用于点燃燃料的火花塞101以及燃料供应入口 102。
[0045]火花塞101和燃料供应入口 102穿入喷射器的盖103中，所述喷射器被固定到涡轮引擎的壳体的外壁31上。
[0046]罩104从盖103突出延伸，燃料在穿进燃烧室之前的点燃发生在所述罩中。
[0047]如在图3a和3b中可以看到的那样，罩经由形成在壳体30的外壁31中的开口 33穿进壳体30中。罩104延伸进包含在壳体30与燃烧室10之间的间隙40中，其中空气流可以在涡轮引擎的运转过程中流动。
[0048]该罩也经由形成在室的外壁14中的开口 13穿进燃烧室10中。
[0049]喷射器100可以以不是本发明的主题的不同方式形成，但其优选包括具有燃料喷射器的至少一个隔间，火花塞的一个端部穿进所述隔间中，以点燃燃料。一开口 105在位于燃烧室(在图3a和3b中是可见的)内的罩的底部形成，以使点燃的燃料可排放到燃烧室中。
[0050]根据一具体实施例，喷射器100可包括在罩104中如之前的燃料点燃回路，以及第二回路，该第二回路适于点燃较高流速的燃料，并供应在室的启动后阶段过程中所包括的涡轮引擎的燃烧室。
[0051]罩104包括至少一个进气口 107，所述进气口 107远离排气口 105，位于间隙40中的罩104的壁106的部分上。
[0052]所述口可以采取如在图2或图5中所示的椭圆形通风孔或如图3a和3b中可见的均匀分布并沿所述壁排列的圆形通风孔。
[0053]可选择地，壁106可具有单一的进气口 107，如图6a，6b和7a，7b所示，此进气口的开口宽度随着其相对于燃烧壁的外壁14的距离是可变化的，例如增加或减小。
[0054]所采取的宽度指的是横向于轴线测量的尺寸，罩104沿着所述轴线延伸。其后，所采用的高度指的是沿着所述轴线测量的尺寸。
[0055]作为非限制性实施例，此口可采取三角形的形状，所述三角形的顶部朝向燃烧室的外壁14，如图6a和6b中所示，或者，所述三角形的顶部以相对于所述壁的方式定向，如图7a和7b中所示。
[0056]返回到图3a和3b，用于堵塞进气口 107的装置50与燃烧室的外壁14牢固地连接，并相对于罩104成滑动连接。
[0057]其优选但以非限制的方式在开口 13的周边上与燃烧室的外壁14连接，所述开口13以相同的方式制成，以接收罩104的底部。可选择地，该堵塞装置可以与燃烧室的壁14整体形成。
[0058]堵塞装置50优选为护套51，所述护套51从燃烧室的壁14突出至外壳体壁31，并围绕罩104，同时在包括在间隙40中的罩104的壁106的部分上与罩接触。
[0059]该护套进一步包括至少一个狭缝，优选为多个狭缝52，使得可开通或堵塞壁104的所有或部分进气口 107。
[0060]该护套可以不同的方式形成。
[0061]在图3a和3b中，壁的进气口 107是沿着罩的壁，沿着多个平行线排列的圆形开口。护套的狭缝52的形状可设置为根据进气口 107与狭缝52的相对位置而完全地堵塞或开通进气口 107。
[0062]例如，该护套的狭缝52的方向可平行于进气口 107的直线排列，其宽度大于或等于进气口 107的直径。这样，如图3a中所示，如果狭缝与进气口相对，则相同直线排列的所有进气口 107均打开并展开到间隙40上。
[0063]在护套的两个连续狭缝52之间的间隙53的宽度也大于或等于进气口的直径，以当狭缝不与所