用于涡轮发动机的燃烧室制造技术

本发明专利技术涉及用于飞机涡轮螺旋桨发动机或涡轮喷气发动机之类的涡轮发动机的燃烧室(1)，该燃烧室具有形成了旋转体的环形内壁(3)和环形外壁(4)，环形内壁(3)和环形外壁(4)通过环形室端壁(5)连接在一起。环形内壁(3)由单层材料构成，所述单层材料的厚度和/或性能沿所述内壁的纵轴方向和/或圆周方向改变。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】
本专利技术涉及用于飞机涡轮螺旋桨发动机或涡轮喷气发动机之类的涡轮发动机的燃烧室。
技术介绍
这种燃烧室具有形成旋转体的多个同轴壁，这些同轴壁中的一个在另一个内部延伸，并在上游端通过环形室端壁连接在一起，室端壁包括供气开口和用于输送燃料的装置，用于输送燃料的装置具体由多个喷油嘴组成。燃烧室的内壁和外壁具有用于主气流和掺混气流的进气孔口，还具有呈现出使冷却气流通过的多个孔的区域。为了更好地承受极高的温度，已知的方式是在燃烧室的壁上安装绝热层(thermalbarrier),这些绝热层形成了涂在所讨论的壁上材料的附加厚度。专利文献JP 61/67245描述了一种燃烧室，其中，内壁的厚度是恒定的，并被不同厚度的绝热层所覆盖。采用绝热层增大了燃烧室承受高温的能力，但也增加了燃烧室的重量。为了满足市场需要，必须减少燃烧室的重量。然而，还必须不能缩短燃烧室的寿命。具体来讲，必须以能够承受蠕变(creep)所带来的危害的方式来确定壁的尺寸。术语 “蠕变”用来表示材料由于在长时间内被施加了恒定应力而承受的不可逆转的变形。这种变形会由于燃烧室的壁所承受的高温而变得更加糟糕。
技术实现思路
本专利技术的一个目的是为上述问题提供一种简单有效而又成本低廉的解决方案。为了实现这个目的，本专利技术提供了一种用于飞机涡轮螺旋桨发动机或涡轮喷气发动机之类的涡轮发动机的燃烧室，该燃烧室包括形成了旋转体的环形内壁和环形外壁，环形内壁和环形外壁通过环形室端壁连接在一起，所述燃烧室的特征在于，内壁由单层材料构成，该材料呈现出沿所述内壁的纵轴方向和圆周方向变化的厚度和/或性能，而环形外壁呈现基本恒定的厚度。通过局部地改变构成燃烧室壁的材料的厚度和/或性能，本专利技术使得可以在不采用绝热层和不增加重量的情况下增加燃烧室承受高温的能力。环形外壁通常不像环形内壁那么热，从而，不需要对环形外壁的结构进行任何的改变。在本专利技术的一个实施例中，燃烧室的由单层材料构成的内壁具有至少一个具有大的温度梯度的“热”区域和至少一个具有小的温度梯度的“冷”区域，该“热”区域的厚度较大，该“冷”区域的厚度较小。由于“热”区域受到最大温度梯度的作用，增大它们的厚度是有利的。根据本专利技术的另一个特征，燃烧室的由单层材料构成的内壁具有至少两个由不同材料制成的相邻区域。如上文所述，在具有最高温度的区域中或者在受到最大温度梯度作用的区域中，可以局部地采用对这些条件承受能力更好的材料，在较低温度的区域中或者在受到较小温度梯度作用的区域中，可以局部地采用对这些条件承受能力较差但重量更轻的材料。优选地，通过机械加工来制造燃烧室的可变厚度的内壁。机械加工使得可以获得比传统上用来制造燃烧室的金属板成型工艺所能获得的尺寸公差小的尺寸公差。另外，机械加工使得内壁的厚度可以在沿纵轴方向和圆周方向上变化。在一个变型实施例中,通过延展和形成金属板来制造燃烧室的可变厚度内壁。这种方法比机械加工方法要简单，同时成本更低廉。 燃烧室内壁的可变厚度和/或可变性能的区域包括形成部件群(part of group)的一个区域，该区域包括位于喷油嘴之间的多个区域，所述位于喷油嘴之间的多个区域包括主气流孔和掺混气流孔，所述位于喷油嘴之间的多个区域包括环形紧固凸缘，而且所述位于喷油嘴之间的多个区域包括多个孔。本专利技术还提供了一种诸如飞机涡轮螺旋桨发动机或涡轮喷气发动机之类的涡轮发动机，这种涡轮发动机包括上述类型的燃烧室。附图说明阅读下文通过参照附图、借助非限定性示例所给出的说明，可以更好地理解本专利技术，同时，本专利技术的其他细节、特征和优点也变得明了，其中图I是涡轮发动机的环形燃烧室的轴向截面的示意性半视图；图2是图I中的燃烧室的一部分的透视图；以及图3采用了图I中的燃烧室的环形内壁剖面的形式，示出了本专利技术的详细视图。具体实施例方式如图I和图2所示，涡轮发动机的环形燃烧室I布置在扩散器(diffuser) 2的出口处，而扩散器自身位于压缩机(图中未示出)的出口处，环形燃烧室包括构成了旋转体的环形内壁3和环形外壁4，环形内壁和环形外壁通过环形室端壁5在上游端连接在一起，并在下游端分别通过环形内凸缘6和环形外凸缘7紧固到扩散器2的截头圆锥形内护罩8和燃烧室I的外壳9的一端上，外壳9的上游端通过截头圆锥形外护罩10连接到扩散器2。环形室端壁5具有开口 11 (图2)，开口 11使来自扩散器2的空气从中通过，并用于固定燃料喷油嘴12，燃料喷油嘴12固定到外壳9并绕燃烧室的纵轴在圆周上均匀分布。每个喷油嘴12包括燃料喷射头13，燃料喷射头13的中心位于环形室端壁5的开口 11中，并沿着开口 11的轴延伸。压缩机输送的离开了扩散器2的气流中的一部分通过开口 11并向燃烧室提供空气，而所述气流中的剩余部分被馈送到延伸通过燃烧室的环形内通道14和环形外通道15。环形内通道14形成在扩散器2的内护罩8和燃烧室的内壁3之间，沿着内通道传送的空气被如下两个气流共用通过内壁3上的用于主气流的孔口 16和用于掺混气流的孔口 17(见图2)进入燃烧室的气流，以及通过燃烧室I的内凸缘6中的孔用来冷却位于燃烧室I下游的部件(图中未示出)的气流。外通道15形成在外壳9和燃烧室I的外壁4之间，沿着外通道传送的空气被如下两个气流共用通过外壁4上的用于主气流的孔口 18和用于掺混气流的孔口 19(见图2)进入燃烧室的气流，以及通过外凸缘7上的孔以对位于下游的部件进行冷却的气流。主气流进气孔口 16和18分别绕内壁3的圆周和外壁4的圆周均匀分布，中心位于燃烧室I的轴线上，掺混气流进气孔口 17和19在孔口 16和18的下游分别绕内壁3的圆周和外壁4的圆周均匀分布，中心位于燃烧室I的轴线上。环形内壁3和环形外壁4还包括多个用来传送冷却气流的微孔(图中未示出)。在工作中，环形内壁3和环形外壁4呈现出具有不同温度的区域，在图2中以图示的方式用区域20、21、22和23表现温度的这种非一致性，在图中用彼此不同的图形来表示这些区域。 这种现象特别关系到环形内壁3。这些区域被给予的附图标记数字越大，它们的温度就越高。从而，区域20是相对“冷”的区域，受到最小温度梯度的作用，而区域23是最“热”的区域，受到最大温度梯度的作用。只是通过示例给出了这些区域的这种分布，这种分布具体由燃烧室I的特定结构而产生。通过计算仿真，或者通过涂覆对温度起反应的涂料使得涂料的颜色在燃烧室开始工作之后由于温度的作用而局部变化，可以揭示不同区域20至23的存在和位置。根据本专利技术，内壁3由单层材料构成，该材料的厚度和/或性能沿着内壁的纵轴方向和/或圆周方向变化。在附图所示的实施例中，内壁的厚度局部变化，内壁具有不同的温度区域20至23。从而，如图3所示，环形内壁3由单层材料制成，具有较厚厚度的区域el (即区域22和区域23)和较薄厚度的区域e2(即区域20和区域21)。较厚的区域是在工作中受到较高温度作用(即1000°C量级的温度)的区域。这些区域的厚度el在Imm到2mm的范围内，优选I. 5mm左右。相反，较薄的区域是在工作中受到较低温度作用的区域。这些区域的厚度e2在O. 5mm至Imm的范围内，优选为Imm左右。环形外壁4的厚度基本上是恒定的,在Imm至I. 5mm之间,优选为I. 2mm左右。通过示例本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】2009.12.11 FR 09060091.一种用于飞机涡轮螺旋桨发动机或涡轮喷气发动机之类的涡轮发动机的燃烧室(I)，所述燃烧室具有形成了旋转体的环形内壁⑶和环形外壁(4)，所述环形内壁(3)和所述环形外壁(4)通过环形室端壁(5)连接在一起，所述燃烧室的特征在于，环形内壁(3)由单层材料构成，所述单层材料的厚度(el，e2)和/或性能沿所述内壁的纵轴方向和/或圆周方向改变，而环形外壁(4)的厚度基本上恒定。2.根据权利要求I所述的燃烧室(I)，其特征在于，由单层材料构成的所述环形内壁具有至少一个具有大温度梯度的“热”区域(23，22)和至少一个具有小温度梯度的“冷”区域(21，20)，所述至少一个“热”区域的厚度较大，所述至少一个“冷”区域的厚度较小。3.根据权利要求I或2所述的燃烧室(I)，其特征在于，被构成为单层材料的所述...

【专利技术属性】
技术研发人员：卡罗琳·杰奎琳·丹尼斯·柏杜，劳伦特·伯纳德·喀麦隆，
申请(专利权)人：斯奈克玛，
类型：发明
国别省市：