專利名稱：透平機燃燒室的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種透平機的環(huán)形燃燒室，所述透平機例如航空器的渦輪噴氣發(fā)動機或渦輪螺旋槳發(fā)動機。
背景技術(shù)：
這種燃燒室具有同軸的并且呈環(huán)向?qū)ΨQ的壁，所述的其中一個壁在另一個壁內(nèi)側(cè)延伸，并且它們在上游末端處通過一個環(huán)狀的腔室端壁連通，所述端壁上具有用于設(shè)置空氣供應(yīng)以及燃料輸送部件的開口。
燃燒室的內(nèi)壁和外壁上都具有進氣開口用于一次空氣和摻混空氣，為了使空氣更好地進入燃燒室，并且將上述空氣引導(dǎo)進入到燃燒室燃燒區(qū)域的核心，上述開口具有伸入到上述燃燒室內(nèi)部的邊緣。
這些進氣口通常是圓形的，并且通過沖壓成形，這種成形方法會在進氣口的邊緣制造出高應(yīng)力集中的區(qū)域。
當(dāng)透平機運轉(zhuǎn)時，燃燒室的內(nèi)壁和外壁會產(chǎn)生熱膨脹，并且承受了較大的振動，因此會在開口的邊緣產(chǎn)生較大的應(yīng)力，這將會導(dǎo)致在所述開口處形成裂縫，最終縮短了燃燒室的壽命。
燃燒室的壁上還具有傾斜的多個穿孔，所述穿孔用于使冷卻空氣通過，所述的冷卻空氣與所述的開口伸出的邊緣部分間隔一定距離形成，并且不能為緊靠所述開口的區(qū)域提供足夠的冷卻。在這些區(qū)域中，溫度將達(dá)到使所處位置的金屬燃燒或熔蝕的程度，因此導(dǎo)致裂縫的發(fā)生。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的一個特定目的在于提供解決這些問題的簡單、有效并且成本較低的方法。
為此，本發(fā)明提供了一種燃燒室，用于透平機例如航空器的渦輪噴氣發(fā)動機或渦輪風(fēng)扇發(fā)動機，所述燃燒室包括同軸的環(huán)向?qū)ΨQ壁，其中一個在另一個內(nèi)側(cè)延伸，并且兩者在它們的上游末端通過一環(huán)形燃燒室端壁連接在一起，內(nèi)壁和外壁包括一次空氣進氣口和摻混空氣進氣口，所述開口通過沖壓成形并且具有伸入燃燒室內(nèi)部的邊緣，所述燃燒室的特征在于，在至少一些所述開口的邊緣處，或靠近邊緣的區(qū)域具有應(yīng)力緩解或減輕裝置，所述的應(yīng)力緩解或減輕裝置包括，對于每個開口而言，具有在所述開口邊緣或繞邊緣的一部分形成的一個、兩個或三個槽，每個槽的至少一個末端都連接至裂縫擴展截止孔。
本發(fā)明的應(yīng)力緩解或減輕裝置避免了一次空氣和摻混空氣進氣口的邊緣處裂縫的形成，延長了燃燒室的壽命。這些裝置位于開口的邊緣區(qū)域，所述邊緣區(qū)域是運行中應(yīng)力最集中的區(qū)域，也就是說，這些區(qū)域無法形成多個穿孔，并且在這些區(qū)域裂縫最可能發(fā)生。
在本發(fā)明的第一個實施例中，應(yīng)力緩解或減輕裝置包括從空氣進氣口的邊緣延伸至截止孔的槽，用來防止裂縫擴展。這些截止孔是圓形的，其直徑大于所述槽的寬度以局部減輕并分散槽末端處的應(yīng)力，并且防止在所述的末端處產(chǎn)生裂縫擴展。
這些槽在承受應(yīng)力的區(qū)域形成間斷，使開口的邊緣具有相對的柔性，并且使這些區(qū)域在透平機運轉(zhuǎn)時能夠相對自由地膨脹和變形。這就避免了在這些區(qū)域的裂縫形成和擴展，延長了燃燒室的壽命。
通過實施例可以看出，形成在空氣進氣口的槽可以是一個、兩個或三個，其尺寸、形狀以及每個槽的方向都被決定以使得開口的邊緣具有足夠的柔性，同時保持開口將空氣引導(dǎo)進入燃燒室這一主要功能。
形成在開口邊緣的槽優(yōu)選為相對于包含開口軸線和燃燒室軸線的平面對稱。這些槽規(guī)律地繞開口的軸線分布，所述槽為直線形或彎曲形。
在本發(fā)明的一個變形例中，槽形成在與開口邊緣間隔一定距離的位置，并且環(huán)繞所述邊緣的一部分，每個槽的末端都具有圓柱形的孔，所述孔的直徑大于所述槽的寬度，用于防止裂縫從槽擴展。這些槽使環(huán)繞開口的燃燒室壁具有相對的柔性，因此在透平機運轉(zhuǎn)時允許膨脹和變形自由地發(fā)生。
在這種情況下，槽的一部分優(yōu)選為由以開口軸線為中心的圓弧形成。所述槽的末端部分有利地從開口軸線向外引導(dǎo)，也就是說，進入應(yīng)力較小的區(qū)域。這些槽優(yōu)選的為波狀并具有三個曲率，中間的曲線環(huán)繞開口的一部分延伸。
燃燒室的槽以及裂縫擴展截止孔優(yōu)選的與形成在燃燒室壁上，具有冷卻用途的微孔方向平行?？諝饪梢酝ㄟ^這些槽以及截止孔進入燃燒室，用來冷卻燃燒室。舉例說明，槽和/或截止孔可以通過激光切割形成。
空氣進氣口通過沖壓成形，大致是卵形的，具有位于平行或垂直于透平機軸線的平面內(nèi)的長軸，所述開口的長邊位于最易于產(chǎn)生裂縫的區(qū)域。
本發(fā)明還提供了一種透平機，例如航空器的渦輪噴氣發(fā)動機或渦輪螺旋槳發(fā)動機，所述透平機的特征在于包括如上文所述的燃燒室。


通過閱讀下面的說明書中非限制性的實施例并且參考附圖，本發(fā)明能夠被更好的理解，本發(fā)明的其它一些特征、細(xì)節(jié)以及優(yōu)點也會更加清楚，其中圖1是透平機燃燒室軸向部分的半視圖；圖2是燃燒室壁的部分視圖；圖3是本發(fā)明一實施例中燃燒室壁的一部分的放大圖；圖4-圖6是與圖3對應(yīng)的放大圖，示出了本發(fā)明的不同實施例；以及圖7和圖8是與圖3對應(yīng)的示出本發(fā)明其它實施例的視圖。
具體實施例方式
圖1中，一透平機燃燒室10位于擴散器12的出口處，所述的擴散器12位于壓縮機(圖中未示出)的出口處，所述的燃燒室具有環(huán)向?qū)ΨQ的內(nèi)壁14和外壁16，所述的內(nèi)壁14和外壁16在上游處連接至一環(huán)狀燃燒室端壁18，并且在下游處通過內(nèi)環(huán)狀凸緣20和外環(huán)狀凸緣22分別與擴散器的內(nèi)部截頭圓錐體連接板24以及燃燒室外殼體26的一端相連，殼體26的上游端則與擴散器的外部截頭圓錐體連接板28相連。
環(huán)狀燃燒室端壁18上具有開口30(如圖1和2)，所述開口30用于通過從擴散器12流出的空氣，還用于通過從噴射器32供應(yīng)的燃料，所述噴射器32固定于外殼體26上，并且繞相對于燃燒室的縱軸線34的圓周規(guī)律地布置。每個噴射器32都具有裝在環(huán)狀壁18的開口30內(nèi)的燃料噴射頭36，并且與所述開口30的軸線38對齊。
壓縮機輸送的離開擴散器12的一部分空氣流(箭頭40)通過開口30并進入燃燒室10(箭頭42)，而剩余的空氣流進入內(nèi)部和外部環(huán)狀通道44和46，環(huán)繞燃燒室10流動(箭頭48)。
內(nèi)部通道44在擴散器12的內(nèi)部連接板24和燃燒室的內(nèi)壁14之間形成，經(jīng)過這一通道的空氣分為多股，其中氣流50通過內(nèi)壁14上的開口52、54進入燃燒室10，氣流56通過燃燒室內(nèi)凸緣20上的孔58以冷卻位于燃燒室下游的部件(圖中未示出)。
外部通道46在外殼體26和燃燒室的外壁16之間形成，通過這一通道的空氣也分為多股，其中氣流60通過外壁16上的開口52、54進入燃燒室10，氣流62經(jīng)過外凸緣22上的孔64以冷卻下游部件。
開口52是一次空氣的進氣口，所述開口52規(guī)律地沿內(nèi)壁14和外壁16的圓周分布，所述的圓周以燃燒室的軸線34為中心，開口54是摻混空氣進氣口，所述開口54規(guī)律地沿內(nèi)壁14和外壁16的圓周分布，所述的圓周以燃燒室的軸線34為中心并且位于開口52的下游處。
每個開口52和54都是圓形的，并通過沖壓成形，具有折邊，也就是說，邊緣66具有向燃燒室10內(nèi)部突出的環(huán)狀的凸緣。每個開口52和54的軸線68垂直于壁14和16。
由于開口52和54是沖壓成形的，在開口邊緣66的附近產(chǎn)生了很大的殘余應(yīng)力，所述的殘余應(yīng)力是除了運行產(chǎn)生的應(yīng)力之外的附加應(yīng)力，將會導(dǎo)致在邊緣處的裂縫發(fā)生。
根據(jù)本發(fā)明，應(yīng)力減輕或緩解裝置是通過在開口邊緣66處，或繞開口的邊緣66形成槽80、90、100和110(如圖3-6所示)，和/或通過拉長所述的開口(如圖7和8所示)而形成。
在圖3-5所示的實施例中，這些裝置包括在圓形開口52和54的邊緣66的凸緣上形成槽80、90和100，每個槽終止在圓柱狀孔82、92、102處，形成防止裂紋擴展的孔，所述圓柱孔82、92、102的直徑大于所述槽80、90、100的寬度。
在圖3中，每個摻混空氣進氣口54都具有三個直線槽80，所述的直線槽80相對于開口54大致徑向延伸，并且繞所述開口的軸線68規(guī)律地分布。
一個槽80沿燃燒室的軸線平行地向上游延伸，另外兩個槽80則向下游延伸。每個開口54的邊緣66都分為三個相同的部分，當(dāng)透平機運轉(zhuǎn)時，所述的三個相同部分可以自由地相對于其它部分膨脹、變形。多個截止孔82在槽80的末端與軸線68等距地形成。
槽80也可以形成在外壁16上一次空氣進氣口52的邊緣以及內(nèi)壁14上開口52、54的邊緣。
圖4中，開口52、54的邊緣66具有兩個大致直線的槽90，所述的直線槽相對于開口的軸線68徑向延伸，所述直線槽還相對于包含所述軸線68和燃燒室軸線的平面對稱。截止孔92形成在槽90的末端，所述截止孔92相對于開口的軸線68等距。
在所示的實施例中，槽90從開口開始向下游延伸，并且相互成90度。槽90可以形成在位于燃燒室壁14和16上的一次空氣進氣口52的邊緣和/或摻混空氣進氣口54的邊緣。
圖5中，開口52、54的邊緣66具有兩個槽100，所述的槽100與圖4中的槽90不同之處在于槽100的形狀是彎曲的。
槽100彎曲大約45度，每個槽100從開口的邊緣開始的部分相對于開口的軸線68大致徑向延伸，槽100的另一端朝向遠(yuǎn)離另一個槽100的方向。
槽100從開口向下游延伸，它們與開口的邊緣相連的末端相互成大約90度。所述槽100可以形成在位于燃燒室壁上的一次空氣進氣口52的邊緣和/或摻混空氣進氣口54的邊緣。
在圖6的變形例中，應(yīng)力緩解或減輕裝置包括波狀槽110，所述槽110繞圓形開口52、54邊緣66的一部分形成，在槽110的每個末端都具有一截止孔112，所述孔112的直徑大于所述槽110的寬度。
在所示的實施例中，槽110具有三個曲率并形成在開口52、54的邊緣66的上游，所述槽具有中間部分114，所述的中間部分114構(gòu)成以開口的軸線68為中心的圓弧，所述槽110的末端118相對于開口的軸線68大致徑向向外延伸。
位于開口邊緣66上游側(cè)的燃燒室壁部分因此將獲得相對的柔性，使得這一部分可以在運行中更好地膨脹、變形。
燃燒室的壁14、16包括微孔88用于使冷卻空氣通過，這些微孔相對于相應(yīng)壁的外表面的法線是傾斜的，例如，大約成60度(如圖3至6)。
槽80、90、100、110以及截止孔82、92、102、112可以與微孔88排成一條直線，并且與這些微孔88相隔一定距離，這一距離足以避免降低位于所述槽和截止孔附近的燃燒室10壁的強度。所述的槽和截止孔因此也可以通過流過這些孔的空氣來冷卻燃燒室。
在一個實施例中，槽80、90、100、110具有小于大約1毫米(mm)的寬度，例如，等于0.5mm，而孔82、92、102、112的直徑則在大約1mm至大約2mm的范圍之內(nèi)。
如圖7和8所示的變形例中，燃燒室的開口52、54是卵形或橢圓形的，緩解或減輕應(yīng)力的裝置由這些開口邊緣的長邊70形成，并且位于卵形的主軸72的每一側(cè)。這些邊70具有大曲率半徑，因此使得開口邊緣的應(yīng)力能夠更好地被分配并減輕。
圖7中，一次空氣進氣口52是圓形的，而摻混空氣進氣口54是卵形或橢圓形的，并且具有與燃燒室軸線平行延伸的主軸72，這使得開口邊緣的長邊70位于主軸的兩側(cè)，以防止在相對于燃燒室軸線橫向延伸的方向上裂縫的產(chǎn)生。
圖8中，一次空氣進氣口52與圖7中的開口54相同，摻混空氣進氣口54則是卵形或橢圓形的，其主軸72相對于燃燒室的軸線橫向延伸，開口邊緣的長邊70防止了在平行于燃燒室軸線方向上的裂縫產(chǎn)生。
當(dāng)然，本發(fā)明不局限于上文結(jié)合附圖展示所描述的實施例。例如，燃燒室的開口52、54可以是卵形的，也可以在其邊緣或相鄰其邊緣的位置形成有槽80、90、100和110。
權(quán)利要求
1.一種燃燒室，用于透平機如航空器的渦輪噴氣發(fā)動機或渦輪風(fēng)扇發(fā)動機，所述燃燒室包括同軸的環(huán)向?qū)ΨQ壁(14、16)，其中一個壁在另一個壁內(nèi)側(cè)延伸，并且它們在其上游端通過一環(huán)形燃燒室端壁(18)連接，內(nèi)壁(14)和外壁(16)包括通過沖壓成形的一次空氣進氣開口(52)和摻混空氣進氣開口(54)，并且具有伸入燃燒室(10)內(nèi)部的邊緣(66)，其特征在于，所述燃燒室(10)在至少一些所述開口的邊緣(66)處，或靠近邊緣的區(qū)域具有應(yīng)力緩解或減輕裝置，所述的應(yīng)力緩解或減輕裝置包括對于每個開口而言，在所述開口(52、54)邊緣(66)或繞邊緣的一部分形成的一個、兩個或三個槽(80、90、100、110)，每個槽在其至少一個末端連接至裂縫擴展截止孔。
2.如權(quán)利要求1所述的燃燒室，其特征在于所述槽(80、90、100)從開口的邊緣(66)延伸至裂縫擴展截止孔。
3.如權(quán)利要求2所述的燃燒室，其特征在于所述槽(80、90、100)形成于開口的邊緣內(nèi)，并且相對于包含所述開口軸線(68)以及燃燒室軸線(34)的平面對稱。
4.如權(quán)利要求2或3所述的燃燒室，其特征在于所述槽(80)形成于開口的邊緣(66)內(nèi)，并且環(huán)繞開口軸線(68)規(guī)則分布。
5.如權(quán)利要求2-4任一所述的燃燒室，其特征在于所述槽(80、90、100)是直線形或彎曲形。
6.如權(quán)利要求1所述的燃燒室，其特征在于所述槽(110)環(huán)繞所述開口(52、54)邊緣的一部分形成，并且在每端具有裂縫擴展截止孔(112)。
7.如權(quán)利要求6所述的燃燒室，其特征在于每個槽(110)的一部分是波狀，并且具有三個曲率。
8.如權(quán)利要求6或7所述的燃燒室，其特征在于每個槽(110)的一部分由以開口軸線(68)為中心的圓弧構(gòu)成。
9.如權(quán)利要求8所述的燃燒室，其特征在于所述槽(110)的端部環(huán)繞開口邊緣(66)，并且遠(yuǎn)離所述開口軸線(68)向外指向。
10.根據(jù)上面任一項權(quán)利要求所述的燃燒室，其特征在于所述槽(80、90、100、110)以及截止孔(82、92、102、112)大致平行于形成于燃燒室中用于冷卻的微孔(88)延伸。
11.根據(jù)上面任一項權(quán)利要求所述的燃燒室，其特征在于所述截止孔(82、92、102、112)的直徑在大約1mm-2mm的范圍內(nèi)。
12.根據(jù)上面任一項權(quán)利要求所述的燃燒室，其特征在于所述槽(80、90、100、110)的寬度大約小于1mm，例如，等于0.5mm。
13.根據(jù)上面任一項權(quán)利要求所述的燃燒室，其特征在于所述槽和/或截止孔通過激光切割形成。
14.根據(jù)上面任一項權(quán)利要求所述的燃燒室，其特征在于至少一些空氣進氣開口(52、54)是卵形的，其長軸(72)位于平行或垂直于燃燒室軸線(34)的平面內(nèi)。
15.如權(quán)利要求14所述的燃燒室，其特征在于開口(52、54)的長邊位于最易于產(chǎn)生裂縫的區(qū)域。
16.一種透平機，如航空器的渦輪噴氣發(fā)動機或渦輪螺旋槳發(fā)動機，其特征在于所述透平機包括根據(jù)上面任一項權(quán)利要求所述的燃燒室(10)。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種透平機燃燒室(10)，其具有一次空氣和摻混空氣進氣開口(52、54)，所述開口通過沖壓成形，并具有伸入燃燒室(10)內(nèi)部的邊緣(66)，還具有應(yīng)力緩解和/或減輕裝置，其位于所述開口(52、54)的邊緣上或靠近邊緣的區(qū)域，所述裝置包括，對于每個開口，在所述開口(52、54)的邊緣(66)上，或環(huán)繞邊緣的一部分具有一個、兩個或三個槽。
文檔編號F23R3/42GK101016997SQ20071008790
公開日2007年8月15日 申請日期2007年2月8日 優(yōu)先權(quán)日2006年2月8日
發(fā)明者弗洛里安·安德烈·弗朗索瓦·貝薩涅, 帕特里斯·安德烈·科馬雷, 馬里奧·塞薩爾·德蘇澤, 迪迪?！ひ敛ɡ亍ぐ柲系滤?申請人:斯奈克瑪公司