涡轮发动机燃烧室制造技术

本发明专利技术涉及一种用于涡轮发动机，尤其是用于飞机涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机的燃烧室(6)，包括：‑径向外环形罩(11)，‑与径向外罩(11)同轴的径向内环形罩(12)，‑连接径向外罩(11)与径向内罩(12)的端壁(13)，其特征在于，它包括与径向内罩(12)和径向外罩(11)同轴的第一环形密封构件(38a)，第一密封构件(38a)径向地插入在端壁(13)与径向外罩(11)之间。

Turbine Engine Combustor

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】涡轮发动机燃烧室
本专利技术涉及一种用于涡轮发动机，尤其是用于飞机涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机的组件。
技术介绍
涡轮发动机，具体为双轴涡轮发动机，通常包括沿下游方向的风扇、低压压缩机、高压压缩机、燃烧室、高压涡轮机和低压涡轮机。通常，在本申请中，相对于涡轮发动机中的气流方向限定“上游”和“下游”。常规地，在本申请中，相对于涡轮发动机的轴线类似地限定“内部”和“外部”、“下部”和“上部”以及“内部”和“外部”。燃烧室通常包括径向外环形罩、与径向外罩同轴的径向内环形罩，以及连接径向外罩和径向内罩的端壁。端壁具有径向外圆柱形部件和径向内圆柱形部件。此外，外罩和内罩在每个都其上游端具有一个圆柱形部件。端壁的外圆柱形部件被螺栓固定到外罩的圆柱形部件。端壁的内圆柱形部件被螺栓固定到内罩的圆柱形部件。为了使端壁能够安装在外罩和内罩之间，并且由于制造的尺寸公差，上述圆柱形部件之间存在径向的环形间隙。在拧紧螺栓后，并且由于上述间隙，在罩的圆柱形部件和端壁的圆柱形部件之间的接口界定瓣。上述圆柱形部件之间的这种瓣使得寄生空气可进入燃烧室或允许燃烧气体从其逸出。这会影响燃烧室的效率，并且可能产生污染现象。例如，这些开口可表示约300mm2的空气通道表面，或进入燃烧室的总空气流的3％。
技术实现思路
本专利技术更具体地旨在为该问题提供一种简单、高效和经济有效的解决方案。为此，本专利技术提供了一种用于涡轮发动机的燃烧室，尤其用于飞机涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机，包括：-径向外环形罩，-与所述径向外罩同轴的径向内环形罩，-连接所述径向外罩和所述径向内罩的端壁，其特征在于，所述燃烧室包括与所述径向内罩和所述径向外罩同轴的第一环形密封构件，所述第一密封构件径向地插入在所述端壁和所述径向外罩之间。所述燃烧室可包括与所述径向内罩和所述径向外罩同轴的第二环形密封构件，所述第二密封构件径向地插入在所述端壁和所述径向内罩之间。密封元件可以填充燃烧室的端壁和相应罩之间的径向间隙，以限制上述接口区域的空气通道。这提高了涡轮发动机的性能并限制了污染源。每个密封构件均可被分为扇区，并包括至少两个角扇区。这样，每个角扇区均可稍微地变形，以适配所考虑的接口区域的实际直径。每个角扇区然后可最佳地封闭所述接口区域。对于每个密封构件，所述角扇区可分布在圆周上，其中它们之间的总角度间隙在0与1°之间或0与5mm之间。例如，对于在500与650mm之间的植入直径，所述扇区之间的总间隙为在0与1°之间或0与5mm之间。特别是当扇区符合上述接口区域时，该间距使得这些角扇区可以变形。所述燃烧室的外罩可包括一个围绕所述端壁的径向外圆柱形部件的圆柱形部件，所述端壁可进一步包括围绕所述燃烧室的内罩的圆柱形部件的至少一个径向内圆柱形部件，所述第一密封构件可插入在所述外罩的圆柱形部件和所述端壁的外圆柱形部件之间，所述第二密封构件可插入在所述内罩的圆柱形部件和所述端壁的内圆柱形部件之间。所述燃烧室可包括在所述端壁下游定位的热保护元件。该热保护装置保护所述端壁以及定位在其上游的元件免受燃烧室内的高温影响。所述保护构件可以是一种具有径向延伸的环形部件的金属板，其内周边缘和外周边缘通过沿下游或上游方向轴向地延伸的环形凸缘延伸。所述热保护装置的径向外凸缘可靠近所述燃烧室的外罩定位，即在0.1至2.5毫米之间的距离。所述热保护装置的径向内凸缘可靠近所述燃烧室的内罩定位，即在0.1至2.5毫米之间的距离。所述保护构件的径向外凸缘和径向内凸缘可轴向地向上延伸，并且可以分别径向地插入在所述外罩和所述端壁之间以及在所述内罩和所述端壁之间。每个密封元件可由例如型的镍基合金，或钴基合金制成。这种材料能够承受操作中的热应力。每个密封构件可具有在0.8到3毫米之间的厚度。所述密封构件可设置有均匀地分布在圆周上的固定孔。每个密封构件可以通过例如螺钉这样的固定装置固定到所述端壁。所述螺钉或铆钉可插入相应密封构件的固定孔内。在本例中，所述螺钉或铆钉可首先接合到位于相应角扇区的圆周中间区域的孔内，然后逐渐接合到位于扇区的圆周端部附近的孔内。所述密封构件的每个扇区可以是弧形条带的形式。所述热保护元件可以是厚度在0.5到1.5毫米之间的金属板的形式。所述热保护元件可由例如型的镍基合金，或钴基合金制成。所述燃烧室的内罩和外罩的至少一个可具有沿上游方向的切口。所述燃烧室可包括上游盖部，所述上游盖部包括一个固定到所述燃烧室的外罩的径向外环形固定部件，所述盖部还包括一个固定到所述燃烧室的外罩的径向内环形固定部件。所述外罩的径向内表面可具有环形凹槽，所述环形凹槽的下游轴向端形成环形径向肩部，所述第一密封构件被至少部分地容纳在所述凹槽中，所述第一密封构件的每个角扇区的下游端能够停靠在所述肩部上。这种特性改进了该区域中的密封性能。本专利技术还涉及一种例如飞机涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机的涡轮发动机，包括在前一段落中所描述类型的燃烧室。附图说明在阅读参考附图经由非限制性实施例给出的以下描述时，可以更好地理解本专利技术，并且本专利技术的其他细节、特征和优点将变得显而易见，其中：图1示出了根据本专利技术的涡轮发动机的剖视图，图2是示出图1的涡轮发动机的燃烧室的详细剖视图，图3是根据第一实施例，在燃烧室的径向外罩和端壁之间接合处的详细视图，图4是可被径向地安装在燃烧室的径向外罩和端壁之间的密封构件的透视图，图5是图4的密封构件的详细视图；图6是在燃烧室的径向外罩和端壁之间接合处的第二替代实施例的详细视图，图7为以透视图示出根据本专利技术在燃烧室中添加的上游盖部的示意性俯视图；图8是根据本专利技术的第二实施例，示出密封构件径向地在端壁和径向外罩之间定位的剖视图。具体实施方式图1示出了根据本专利技术的涡轮发动机1的示意性剖视图。涡轮发动机1为双轴涡轮风扇类型，并沿纵轴线X延伸。涡轮发动机1包括一个吸入空气流的风扇2，所述空气流划分成初级流和次级流。初级流通过初级区段3，所述初级区段3沿下游方向AV依次包括低压压缩机4和高压压缩机5。在高压压缩机5的出口处，空气被喷射并与燃油混合到燃烧室6内。在燃烧室6的出口处，在从涡轮发动机1被喷射通过喷射器喷嘴9之前，热气体依次通过高压涡轮7和低压涡轮8。次级流横过围绕初级区段3的次级区段10。图2和7示出了根据本专利技术的涡轮发动机1的燃烧室6的几个实施例。参考图2，燃烧室6包括径向外环形罩11、径向内环形罩12，以及连接径向外罩11和径向内罩12的径向延伸的环形的端壁13。外罩11具有沿下游方向AV加宽的大致截锥形的形状。外罩11在其上游端包括一圆柱形部件14。所述圆柱形部件14具有分布在圆周周围的孔。该圆柱形部件14还包括分布在圆周上的切口15，所述切口15沿上游方向AM打开。外罩11还具有也称为主孔的进气孔16。内罩12具有沿下游方向AV加宽的大致截锥形的形状。内罩12在其上游端包括圆柱形部件17。所述圆柱形部件17具有分布在圆周周围的孔。该圆柱形部件17还包括分布在圆周上的切口，所述切口沿上游方向AM打开。内罩12还具有进气孔18。端壁13是环形的，并具有一个大致截锥形或沿径向延伸的部件19。该截锥形或径向的部件的径向外周通过一个沿上游方向AM延伸的圆柱形部件20延伸。该截锥形或径向的部件的径向内周通过一个沿上游方向AM本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种用于涡轮发动机(1)，尤其是用于飞机涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机的燃烧室(6)，包括：‑径向外环形罩(11)，‑与所述径向外罩(11)同轴的径向内环形罩(12)，‑连接所述径向外罩(11)与所述径向内罩(12)的端壁(13)，其特征在于，所述燃烧室包括与所述径向内罩(12)和所述径向外罩(11)同轴的第一环形密封构件(38a)，所述第一密封构件(38a)径向地插入在所述端壁(13)与所述径向外罩(11)之间，每个密封构件(38a、38b)被分为扇区，并包括至少两个角扇区(39a、39b)。

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】2017.01.10 FR 17502081.一种用于涡轮发动机(1)，尤其是用于飞机涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机的燃烧室(6)，包括：-径向外环形罩(11)，-与所述径向外罩(11)同轴的径向内环形罩(12)，-连接所述径向外罩(11)与所述径向内罩(12)的端壁(13)，其特征在于，所述燃烧室包括与所述径向内罩(12)和所述径向外罩(11)同轴的第一环形密封构件(38a)，所述第一密封构件(38a)径向地插入在所述端壁(13)与所述径向外罩(11)之间，每个密封构件(38a、38b)被分为扇区，并包括至少两个角扇区(39a、39b)。2.根据权利要求1所述的燃烧室(6)，其中，所述燃烧室包括与所述径向内罩(12)和径向外罩(11)同轴的第二环形密封构件(38b)，所述第二密封构件(38b)径向地插入在所述端壁(13)与所述径向内罩(12)之间。3.根据权利要求2所述的燃烧室(6)，其中，对于每个密封构件(38a、38b)，所述角扇区(39a、39b)分布在圆周上，它们之间的总角度间隙在0与1°之间或0与5mm之间。4.根据权利要求1至3中任何一项所述的燃烧室(6)，其中，所述燃烧室(6)的外罩(11)包括一个围绕所述端壁(13)的径向外圆柱形部件(20)的圆柱形部件(14)，所述端壁(13)还包括围绕所述燃烧室(6)的内罩(12)的圆柱形部件(17)的至少一个径向内圆柱形部件(21)，所述第一密封构件(38a)插入在所述外罩(11)的圆柱形部件(14)与所述端壁(13)的外圆柱形部件(20)之间，...

【专利技术属性】
技术研发人员：雅克·马塞尔·亚瑟·布奈尔，丹·兰吉夫·若利，帕特里斯·安德烈·康姆瑞特，罗曼·尼古拉斯·露奈儿，
申请(专利权)人：赛峰航空器发动机，
类型：发明
国别省市：法国,FR