【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】
本专利技术涉及一种涡轮发动机,特别是飞机推进组件的环形燃烧室。本专利技术特别(但不是唯一)适于装有环形排列的一排喷射器的燃烧室,每个喷射器都具有喷射头,喷射头上设置有一种喷射燃料的中央喷嘴和外围燃料喷射设备,例如,多点式燃油喷射设备。这种喷射器用在称之为具有“分级贫油燃烧(stagedleancombustion)”的燃烧室内。本专利技术还涉及一种燃烧室模块(combustionchambermodule),以及包括这种燃烧室模块的涡轮发动机。
技术介绍
图1示出了一种已知类型涡轮发动机1的典型事例,例如,飞机的双转子涡轮风扇发动机(twinspoolturbofanengine)。根据箭头2所示推力方向(该方向同时对应于涡轮发动机内气流的一般方向),涡轮发动机1依次包括:低压压缩器4、高压压缩器6、环形燃烧室8、高压涡轮10和低压涡轮11。在下面的专利技术说明中,上游方向和下游方向的定义均为相对于燃烧室的内部气流的一般方向,而且,一般来说,系指涡轮发动机的一般方向。按照已知方式,燃烧室8安装于向其提供增压空气的高压压缩器6的下游和高压涡轮10的上游,高压涡轮在来自燃烧室的燃气推力的作用下旋转高压压缩器6。图2以较大比例示出了燃烧室8及其封闭环境。燃烧室8包括两个分别为径向内同轴环形壁12和径向外同轴环形壁13,两个环形壁围绕燃烧室的纵轴14延伸。这两个环形壁12和13固定到燃烧室内套15 ...
【技术保护点】
用于涡轮发动机的环形燃烧室(8),包括:‑环形端壁(18),其设有多个喷射系统(20),每个喷射系统都以各自的轴线(24)为中心,且每个喷射系统都具有上游端部、下游端部(28)和环形进气口(30);该上游端部形成用于容纳喷射器(22)头(21)的衬套(26’),该下游端部通向所述燃烧室内,该环形进气口设在所述上游端部和下游端部之间,以便使经由所述环形进气口(30)进入的空气在喷射系统内部与来自喷射器(22)的燃料混合;以及‑环形罩(40’),其覆盖所述端壁(18)的上游侧并包括多个喷射器端口(42),这些喷射器端口分别设置为面向所述喷射系统(20),所述环形罩(40’)和所述端壁(18)一起形成环形空间(78),每个喷射系统(20)的环形进气口(30)通向该空间内;所述燃烧室的特征在于,所述环形罩(40’)包括独立于所述喷射器端口(42)的多个进气端口(60);以及,其特征还在于,每个所述喷射系统的所述衬套(26’)横跨所述环形罩的相应喷射器端口(42),并在其上游端部包括具有自由端(64)的环形挡圈(62),所述自由端远离喷射系统的所述轴线(24),远离的第一距离(d1)大于或等于第 ...
【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】2013.10.01 FR 13595031.用于涡轮发动机的环形燃烧室(8),包括:
-环形端壁(18),其设有多个喷射系统(20),每个喷射系统都以各自的
轴线(24)为中心,且每个喷射系统都具有上游端部、下游端部(28)和环形
进气口(30);该上游端部形成用于容纳喷射器(22)头(21)的衬套(26’),
该下游端部通向所述燃烧室内,该环形进气口设在所述上游端部和下游端部之
间,以便使经由所述环形进气口(30)进入的空气在喷射系统内部与来自喷射
器(22)的燃料混合;以及
-环形罩(40’),其覆盖所述端壁(18)的上游侧并包括多个喷射器端口
(42),这些喷射器端口分别设置为面向所述喷射系统(20),所述环形罩(40’)
和所述端壁(18)一起形成环形空间(78),每个喷射系统(20)的环形进气口
(30)通向该空间内;
所述燃烧室的特征在于,所述环形罩(40’)包括独立于所述喷射器端口
(42)的多个进气端口(60);以及,其特征还在于,每个所述喷射系统的所述
衬套(26’)横跨所述环形罩的相应喷射器端口(42),并在其上游端部包括具
有自由端(64)的环形挡圈(62),所述自由端远离喷射系统的所述轴线(24),
远离的第一距离(d1)大于或等于第二距离(d2),该第二距离为将所述相应的
喷射器端口(42)边缘与所述喷射系统的所述轴线(24)分开的距离。
2.根据权利要求1所述的环形燃烧室,其中,所述进气端口(60)和所述喷射器
端口(42)分布成至少一个进气端口(60)沿所述环...
【专利技术属性】
技术研发人员:马修·弗朗西斯·罗劳德,罗曼·尼古拉斯·卢奈尔,托马斯·奥利维尔·玛丽·诺尔,
申请(专利权)人:斯奈克玛,
类型:发明
国别省市:法国;FR
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