具有优化冷却的燃烧室的环形壁制造技术

本发明专利技术涉及一种涡轮发动机燃烧室的环形壁，其在冷侧(16a，18a)和热侧(16b，18b)之间包括：多个进气孔(30)，所述进气孔按照至少一个圆周行分布，以使在冷侧流动的空气进入热侧，所述进气孔在它们周围形成具有强的热梯度的区域；以及多个冷却孔(32)，使在冷侧流动的空气能够渗透到热侧，以沿着该环形壁形成一冷却空气膜，所述环形壁在强的热梯度的区域中还包括具有大于90°的角度的成角度的多穿孔(36)，所述角度在多穿孔的几何进口轴线Ae与几何出口轴线As之间测量，该多穿孔的几何出口轴线相对于环形壁的法线N以角度θ3倾斜，所述成角度的多穿孔通过该环形壁沿着所称的回转方向被穿孔，所述回转方向最垂直于燃烧气体的轴向流动方向D。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】具有优化冷却的燃烧室的环形壁
本专利技术涉及涡轮发动机燃烧室的一般领域。本专利技术更具体地涉及一种用“多穿孔”方法冷却的用于向前流动或反向流动的燃烧室的环形壁。
技术介绍
通常，环形涡轮发动机燃烧室由内环形壁(也称为内罩)和外环形壁(也称为外部罩)组成，所述内环形壁和外环形壁通过横向壁在上游在一起形成室端壁。每个内护罩和外护罩均设有多个各种进气孔和孔口，使得在燃烧室周围流动的空气能够进入燃烧室的内部。因此，在这些护罩中形成所谓的“主”孔和“稀释”孔，以将空气传送到燃烧室的内部。通过主孔的空气有助于产生在该室中点燃空气/燃料混合物，而来自稀释孔的空气则用于增强该空气/燃料混合物的稀释。内护罩和外护罩经受由空气/燃料混合物的燃烧产生的气体的高温。为了冷却目的，在整个表面区域上也通过这些护罩制造额外的“多穿孔”孔口。这些多穿孔通常以60°倾斜，并且它们使得流出该室的空气能够进入室的内部，从而沿着护罩形成冷却空气膜。然而，实际上发现，由于所使用的激光钻孔技术，位于主孔或稀释孔中的每个周围并且尤其是直接位于主孔或稀释孔中的每个下游的内护罩和外护罩的区域没有孔口，因此，他们只受益于低水平的冷却，这意味着他们有裂纹形成和传播的风险。为了解决该问题，申请人在其申请FR2982008中提出了在主孔或稀释孔的正下游提供额外的冷却孔口，额外的冷却孔口设置在垂直于燃烧气体的流动方向的平面中。尽管如此，虽然那些被称为旋转式(因为它们在90°处)的附加孔口确实提供了与传统的轴向多孔结构相比有效的冷却，而对于传统的轴向多孔结构由于这些孔的存在而使空气膜停止，但它们仍然存在某些缺点，特别是由于仅仅由在燃烧室周围流动的空气的静压供给。
技术实现思路
因此，本专利技术试图通过提出一种利用空气的总压力的环形燃烧室壁来减轻这种缺点，并由此提供在其中可能开始的裂缝的那些区域的更好的冷却，特别是直接位于主孔和稀释孔的下游的那些区域。为此，提供了一种具有冷侧和热侧的环形涡轮发动机燃烧室壁，所述环形壁包括：-多个进气孔口，所述多个进气孔口沿着至少一个圆周行分布，以使在所述冷侧上流动的空气能够穿透到所述热侧，所述进气孔口在它们周围形成陡峭的温度梯度区域；和-多个冷却孔口，所述冷却孔使在所述冷侧上流动的空气能够穿透到所述热侧，以便沿着所述环形壁形成冷却空气膜，所述冷却孔口在多个沿轴向相互隔开的周向行中分布，每个所述冷却孔口的轴线在燃烧气体的轴向流动方向D上以相对于所述环形壁的法向N的倾角θ1倾斜；所述环形壁的特征在于，在陡峭的温度梯度的所述区域中，所述环形壁还包括多穿孔，所述多穿孔具有大于90°的角度α的相应弯曲件，所述角度α在所述多穿孔的入口轴线Ae与出口轴线As之间测量，所述多穿孔的所述出口轴线以相对于所述环形壁的所述法向N的角度θ3倾斜，具有弯曲件的所述多穿孔通过所述环形壁沿着“回转”方向倾斜，所述“回转”方向最多垂直于燃烧气体的所述轴向流动方向D。这些冷却孔口在燃烧室的壁内成角度，以像冷却侧上的轴向多孔口那样被送入，同时仍然像回转多穿孔那样在热侧开口，这些冷却孔口的存在使得可获得良好的冷却，具有传统的轴向多穿孔和回转多穿孔的优点。有利的是，所述角度α位于90°至170°的范围内，并且所述回转方向相对于所述燃烧气体的所述轴向流动方向D以位于50°至90°的范围内的角度β倾斜。优选地，所述多穿孔具有直径d3，其优选地与所述冷却孔口的所述直径d1相同，并且所述出口倾角θ3优选地与所述冷却孔口的所述倾斜角θ1相同，每个所述多穿孔可能呈现变化的轮廓，以便局部地优化冷却。有利地，所述多穿孔的所述入口轴线沿着燃烧气体的轴向流动方向D以相对于所述环形壁的所述法向N的角度θ4倾斜，所述入口倾角θ4优选等于所述冷却孔口的所述倾角θ1。优选地，所述多穿孔在弯曲部分之后分成两部分，从而形成通向热侧的两个排气口，通向每个所述多穿孔的所述一个或两个排气口可呈现锥形的变化的直径d3。根据所设想的实施例，所述进气孔口是主孔，所述主孔使得在所述冷侧上流动的空气能够穿到所述热侧，以产生空气/燃料混合物，或者所述进气孔口是稀释孔，所述稀释孔能够使在所述冷侧上流动的空气穿到所述热侧，以稀释空气/燃料混合物。本专利技术还提供了一种燃烧室和包括如上定义的环形壁的涡轮发动机(具有燃烧室)。附图说明从以下参照附图进行的描述中可以看出本专利技术的其它特征和优点，附图示出了不具有限制特征的实施例。在图中：图1是在其环境中的涡轮发动机燃烧室的纵向截面图；图2是本专利技术的一个实施例中图1燃烧室的环形壁中的一个的局部和展开图；图3和图4分别是从上面看的局部视图，并且示出了图2环形壁的一部分的立体图；和图5和6示出了图1燃烧室的环形壁的一个中的成角度多穿孔的两个变型实施例的情况。具体实施方式图1示出了在其环境中的涡轮发动机燃烧室10。这样的发动机具体包括一压缩部分(未示出)，在该压缩部分中，空气在被注入到室壳体12中之前被压缩，然后进入安装在其内的燃烧室10中。经压缩的空气经一进气孔进入燃烧室，并在燃烧室中燃烧之前与燃料混合。然后将由这种燃烧产生的气体导向设置在燃烧室出口处的高压涡轮机14。燃烧室是环形的。它由内环形壁16和外环形壁18组成，该内环形壁16和外环形壁18在它们的上游端由形成室端壁的横向壁20连接在一起。燃烧室可以是前流室或反流室。在这种情况下，在燃烧室与涡轮机的喷嘴之间设置回弯管。内、外环形壁16和18沿着相对于发动机的纵向轴线22稍微倾斜的纵向轴线延伸。室端壁20设置有多个开口20A，其中安装有相同多个的燃料喷射器24。由内壳12a和外壳12b组成的室壳体12与燃烧室10配合，以形成环形空间26，为了燃烧、稀释和冷却室的目的，将经压缩的空气引入该环形空间26中。内环形壁16和外环形壁18中的每一个均具有在经压缩的空气在其中流动的环形空间26旁边的各自的冷侧16a，18a，以及面向燃烧室的内侧的各自的热侧16b，18b(参见图4)。燃烧室10被细分为“主”区域(或燃烧区域)和位于下游的“次”区域(或稀释区域)(其中下游应相对于由燃烧室内的空气/燃料混合物的燃烧产生的气体的总体轴向流动方向来理解，并由箭头D表示)。供给燃烧室的主要区域的空气穿过周向行的主孔28，主孔28在内、外环形壁的每一个的整个圆周上形成在室的内、外环形壁16和18中。这些主孔中的每一个均具有对正在共同线28A上的下游边缘。供给室的次区域的空气穿过在内、外环形壁的整个圆周上也形成在内、外环形壁16和18中的多个稀释孔30。这些稀释孔30对齐到一圆周行上，该圆周行在主孔28的下游沿着轴向偏移，它们可以具有不同的直径，具体为大孔与小孔交替。然而，在图2所示的构造中，不同直径的这些稀释孔都具有在一共同线30A上对齐的下游边缘。为了冷却经受燃烧气体的高温的燃烧室的内、外环形壁16和18，设置了多个冷却孔32(如图2至图4中所示)。在反流燃烧室中，回弯管也设有这样的孔。用于通过多个孔(也被称为“多穿孔”)冷却壁16和18的这些孔32分布在多个周向行上，所述周向行沿着轴向相互隔开。这些行的多穿孔通常覆盖燃烧室的环形壁的整个表面区域。冷却孔32的数量和直径d1在每一行中是相同的。一给定行中两个孔之间的间距p1是恒定的，并且对于所有的行可以可选择为本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种涡轮发动机燃烧室的环形壁(16,18)，在冷侧(16a，18a)与热侧(16b，18b)之间包括：‑多个进气孔(28,30)，所述进气孔沿至少一个圆周行分布，以使在所述冷侧流动的空气能够穿透到所述热侧，所述进气孔在它们周围形成陡峭的温度梯度的区域；和‑多个冷却孔(32)，以使在所述冷侧流动的空气能够穿透到所述热侧，以便沿着所述环形壁形成一冷却空气膜，所述冷却孔在多个沿着轴向相互间隔开的圆周行上分布，每个所述冷却孔的轴线以沿燃烧气体的轴向流动方向D相对于所述环形壁的法向N以倾角θ1倾斜；其特征在于，所述环形壁还包括在所述陡峭的温度梯度的区域中的多穿孔(36)，所述多穿孔(36)分别具有大于90°的角度α的弯曲件，所述角度α在所述多穿孔的入口轴线Ae与出口轴线As之间测量，所述多穿孔的所述出口轴线相对于所述环形壁的所述法线N以角度θ3倾斜，具有弯曲件的所述多穿孔沿着一“回转”方向穿过所述环形壁形成，所述“回转”方向最多垂直于燃烧气体的所述轴向流动方向D。

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】2015.06.03 FR 15550501.一种涡轮发动机燃烧室的环形壁(16,18)，在冷侧(16a，18a)与热侧(16b，18b)之间包括：-多个进气孔(28,30)，所述进气孔沿至少一个圆周行分布，以使在所述冷侧流动的空气能够穿透到所述热侧，所述进气孔在它们周围形成陡峭的温度梯度的区域；和-多个冷却孔(32)，以使在所述冷侧流动的空气能够穿透到所述热侧，以便沿着所述环形壁形成一冷却空气膜，所述冷却孔在多个沿着轴向相互间隔开的圆周行上分布，每个所述冷却孔的轴线以沿燃烧气体的轴向流动方向D相对于所述环形壁的法向N以倾角θ1倾斜；其特征在于，所述环形壁还包括在所述陡峭的温度梯度的区域中的多穿孔(36)，所述多穿孔(36)分别具有大于90°的角度α的弯曲件，所述角度α在所述多穿孔的入口轴线Ae与出口轴线As之间测量，所述多穿孔的所述出口轴线相对于所述环形壁的所述法线N以角度θ3倾斜，具有弯曲件的所述多穿孔沿着一“回转”方向穿过所述环形壁形成，所述“回转”方向最多垂直于燃烧气体的所述轴向流动方向D。2.根据权利要求1所述的壁，其特征在于，所述角度α位于90°至170°的范围内。3.根据权利要求1所述的壁，其特征在于，所述回转方向相对于所述燃烧气体的所述轴向流动方向D以50°至90°范围内的角度(β)倾斜。4.根据权利要求...

【专利技术属性】
技术研发人员：帕特里斯·安德烈·科玛瑞特，雅克·马赛尔·亚瑟·布奈尔，罗曼·尼古拉斯·卢奈尔，
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