透平机燃烧室制造技术

本发明专利技术涉及一种透平机燃烧室（１０），其具有一次空气和掺混空气进气开口（５２、５４），所述开口通过冲压成形，并具有伸入燃烧室（１０）内部的边缘（６６），还具有应力缓解和／或减轻装置，其位于所述开口（５２、５４）的边缘上或靠近边缘的区域，所述装置包括，对于每个开口，在所述开口（５２、５４）的边缘（６６）上，或环绕边缘的一部分具有一个、两个或三个槽。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种透平机的环形燃烧室，所述透平机例如航空器的涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机。
技术介绍
这种燃烧室具有同轴的并且呈环向对称的壁，所述的其中一个壁在另一个壁内侧延伸，并且它们在上游末端处通过一个环状的腔室端壁连通，所述端壁上具有用于设置空气供应以及燃料输送部件的开口。燃烧室的内壁和外壁上都具有进气开口用于一次空气和掺混空气，为了使空气更好地进入燃烧室，并且将上述空气引导进入到燃烧室燃烧区域的核心，上述开口具有伸入到上述燃烧室内部的边缘。这些进气口通常是圆形的，并且通过冲压成形，这种成形方法会在进气口的边缘制造出高应力集中的区域。当透平机运转时，燃烧室的内壁和外壁会产生热膨胀，并且承受了较大的振动，因此会在开口的边缘产生较大的应力，这将会导致在所述开口处形成裂缝，最终缩短了燃烧室的寿命。燃烧室的壁上还具有倾斜的多个穿孔，所述穿孔用于使冷却空气通过，所述的冷却空气与所述的开口伸出的边缘部分间隔一定距离形成，并且不能为紧靠所述开口的区域提供足够的冷却。在这些区域中，温度将达到使所处位置的金属燃烧或熔蚀的程度，因此导致裂缝的发生。
技术实现思路
本专利技术的一个特定目的在于提供解决这些问题的简单、有效并且成本较低的方法。为此，本专利技术提供了一种燃烧室，用于透平机例如航空器的涡轮喷气发动机或涡轮风扇发动机，所述燃烧室包括同轴的环向对称壁，其中一个在另一个内侧延伸，并且两者在它们的上游末端通过一环形燃烧室端壁连接在一起，内壁和外壁包括一次空气进气口和掺混空气进气口，所述开口通过冲压成形并且具有伸入燃烧室内部的边缘，所述燃烧室的特征在于，在至少一些所述开口的边缘处，或靠近边缘的区域具有应力缓解或减轻装置，所述的应力缓解或减轻装置包括，对于每个开口而言，具有在所述开口边缘或绕边缘的一部分形成的一个、两个或三个槽，每个槽的至少一个末端都连接至裂缝扩展截止孔。本专利技术的应力缓解或减轻装置避免了一次空气和掺混空气进气口的边缘处裂缝的形成，延长了燃烧室的寿命。这些装置位于开口的边缘区域，所述边缘区域是运行中应力最集中的区域，也就是说，这些区域无法形成多个穿孔，并且在这些区域裂缝最可能发生。在本专利技术的第一个实施例中，应力缓解或减轻装置包括从空气进气口的边缘延伸至截止孔的槽，用来防止裂缝扩展。这些截止孔是圆形的，其直径大于所述槽的宽度以局部减轻并分散槽末端处的应力，并且防止在所述的末端处产生裂缝扩展。这些槽在承受应力的区域形成间断，使开口的边缘具有相对的柔性，并且使这些区域在透平机运转时能够相对自由地膨胀和变形。这就避免了在这些区域的裂缝形成和扩展，延长了燃烧室的寿命。通过实施例可以看出，形成在空气进气口的槽可以是一个、两个或三个，其尺寸、形状以及每个槽的方向都被决定以使得开口的边缘具有足够的柔性，同时保持开口将空气引导进入燃烧室这一主要功能。形成在开口边缘的槽优选为相对于包含开口轴线和燃烧室轴线的平面对称。这些槽规律地绕开口的轴线分布，所述槽为直线形或弯曲形。在本专利技术的一个变形例中，槽形成在与开口边缘间隔一定距离的位置，并且环绕所述边缘的一部分，每个槽的末端都具有圆柱形的孔，所述孔的直径大于所述槽的宽度，用于防止裂缝从槽扩展。这些槽使环绕开口的燃烧室壁具有相对的柔性，因此在透平机运转时允许膨胀和变形自由地发生。在这种情况下，槽的一部分优选为由以开口轴线为中心的圆弧形成。所述槽的末端部分有利地从开口轴线向外引导，也就是说，进入应力较小的区域。这些槽优选的为波状并具有三个曲率，中间的曲线环绕开口的一部分延伸。燃烧室的槽以及裂缝扩展截止孔优选的与形成在燃烧室壁上，具有冷却用途的微孔方向平行。空气可以通过这些槽以及截止孔进入燃烧室，用来冷却燃烧室。举例说明，槽和/或截止孔可以通过激光切割形成。空气进气口通过冲压成形，大致是卵形的，具有位于平行或垂直于透平机轴线的平面内的长轴，所述开口的长边位于最易于产生裂缝的区域。本专利技术还提供了一种透平机，例如航空器的涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机，所述透平机的特征在于包括如上文所述的燃烧室。附图说明通过阅读下面的说明书中非限制性的实施例并且参考附图，本专利技术能够被更好的理解，本专利技术的其它一些特征、细节以及优点也会更加清楚，其中图1是透平机燃烧室轴向部分的半视图；图2是燃烧室壁的部分视图；图3是本专利技术一实施例中燃烧室壁的一部分的放大图；图4-图6是与图3对应的放大图，示出了本专利技术的不同实施例；以及图7和图8是与图3对应的示出本专利技术其它实施例的视图。具体实施例方式图1中，一透平机燃烧室10位于扩散器12的出口处，所述的扩散器12位于压缩机(图中未示出)的出口处，所述的燃烧室具有环向对称的内壁14和外壁16，所述的内壁14和外壁16在上游处连接至一环状燃烧室端壁18，并且在下游处通过内环状凸缘20和外环状凸缘22分别与扩散器的内部截头圆锥体连接板24以及燃烧室外壳体26的一端相连，壳体26的上游端则与扩散器的外部截头圆锥体连接板28相连。环状燃烧室端壁18上具有开口30(如图1和2)，所述开口30用于通过从扩散器12流出的空气，还用于通过从喷射器32供应的燃料，所述喷射器32固定于外壳体26上，并且绕相对于燃烧室的纵轴线34的圆周规律地布置。每个喷射器32都具有装在环状壁18的开口30内的燃料喷射头36，并且与所述开口30的轴线38对齐。压缩机输送的离开扩散器12的一部分空气流(箭头40)通过开口30并进入燃烧室10(箭头42)，而剩余的空气流进入内部和外部环状通道44和46，环绕燃烧室10流动(箭头48)。内部通道44在扩散器12的内部连接板24和燃烧室的内壁14之间形成，经过这一通道的空气分为多股，其中气流50通过内壁14上的开口52、54进入燃烧室10，气流56通过燃烧室内凸缘20上的孔58以冷却位于燃烧室下游的部件(图中未示出)。外部通道46在外壳体26和燃烧室的外壁16之间形成，通过这一通道的空气也分为多股，其中气流60通过外壁16上的开口52、54进入燃烧室10，气流62经过外凸缘22上的孔64以冷却下游部件。开口52是一次空气的进气口，所述开口52规律地沿内壁14和外壁16的圆周分布，所述的圆周以燃烧室的轴线34为中心，开口54是掺混空气进气口，所述开口54规律地沿内壁14和外壁16的圆周分布，所述的圆周以燃烧室的轴线34为中心并且位于开口52的下游处。每个开口52和54都是圆形的，并通过冲压成形，具有折边，也就是说，边缘66具有向燃烧室10内部突出的环状的凸缘。每个开口52和54的轴线68垂直于壁14和16。由于开口52和54是冲压成形的，在开口边缘66的附近产生了很大的残余应力，所述的残余应力是除了运行产生的应力之外的附加应力，将会导致在边缘处的裂缝发生。根据本专利技术，应力减轻或缓解装置是通过在开口边缘66处，或绕开口的边缘66形成槽80、90、100和110(如图3-6所示)，和/或通过拉长所述的开口(如图7和8所示)而形成。在图3-5所示的实施例中，这些装置包括在圆形开口52和54的边缘66的凸缘上形成槽80、90和100，每个槽终止在圆柱状孔82、92、102处，形成防止裂纹扩展的孔，所述圆柱孔82、92、102的直径大于所述槽80、90、100的宽度。在图3中，每本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种燃烧室，用于透平机如航空器的涡轮喷气发动机或涡轮风扇发动机，所述燃烧室包括同轴的环向对称壁（１４、１６），其中一个壁在另一个壁内侧延伸，并且它们在其上游端通过一环形燃烧室端壁（１８）连接，内壁（１４）和外壁（１６）包括通过冲压成形的一次空气进气开口（５２）和掺混空气进气开口（５４），并且具有伸入燃烧室（１０）内部的边缘（６６），其特征在于，所述燃烧室（１０）在至少一些所述开口的边缘（６６）处，或靠近边缘的区域具有应力缓解或减轻装置，所述的应力缓解或减轻装置包括：对于每个开口而言，在所述开口（５２、５４）边缘（６６）或绕边缘的一部分形成的一个、两个或三个槽（８０、９０、１００、１１０），每个槽在其至少一个末端连接至裂缝扩展截止孔。

【技术特征摘要】
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【专利技术属性】
技术研发人员：弗洛里安安德烈弗朗索瓦贝萨涅，帕特里斯安德烈科马雷，马里奥塞萨尔德苏泽，迪迪埃伊波利特埃尔南德斯，
申请(专利权)人：斯奈克玛公司，
类型：发明
国别省市：FR[法国]