涡轮发动机的包括具有开口的贯通部件的燃烧室的制作方法

本发明涉及涡轮发动机领域，并且更具体地涉及涡轮发动机的燃烧室的一般领域。

本发明适用于任何类型的陆用或航空涡轮发动机，并且尤其适用于诸如为涡轮喷气发动机和涡轮螺旋桨发动机的航空器涡轮发动机。

更确切地，本发明涉及涡轮发动机的燃烧室，该燃烧室包括壁，该壁在燃烧室中安装有贯通部件，该贯通部件包括开口以产生用于对壁进行冷却的空气流，以及，本发明涉及包括压气机和这种室的涡轮发动机。

背景技术：

图1示出了已知类型的例如为航空器双转子涡轮风扇发动机的涡轮发动机10的典型示例。

涡轮发动机10沿由箭头f所描绘的推力方向(该推力方向还对应于涡轮喷气发动机中的气体的总体流动方向)相继包括：低压压气机11、高压压气机12、环形燃烧室1、高压涡轮13以及低压涡轮14。

以众所周知的方式，燃烧室1被安装在高压压气机12的下游以及高压涡轮13的上游，该高压压气机用于对该室供给加压空气，高压涡轮用于在来自于燃烧室的气体的推力作用下使高压压气机12旋转。

图2大范围地示出了燃烧室1以及其邻近的围绕物。

燃烧室1包括两个同轴的环形壁，这两个同轴的环形壁分别为径向内环形壁2和径向外环形壁3，这两个同轴的环形壁围绕燃烧室1的纵向轴线t延伸。

这两个环形壁2和3在下游被紧固到室1的内壳5和外壳6，并且在这两个环形壁的上游端部处通过室底部环形壁4被相互连接。

室底部环形壁4包括围绕燃烧室1的轴线t均匀分布的孔口的环形列，并且在该室底部环形壁中安装有喷射系统7，该喷射系统与燃料喷射器8的环形列相关联，每个燃料喷射器具有燃料喷射轴线9。

每个喷射系统7包括孔口，该孔口用于将来自于扩散器(未示出)的空气流的一部分喷射到燃烧室1中，该扩散器被安装在涡轮发动机10的高压压气机12的出口处。

而且，燃烧室1的环形壁2和3在它们的上游端部处被连接到环形整流罩17，该环形整流罩包括与喷射系统7对齐的孔口用以使喷射器8以及供给喷射系统7的空气穿过。该整流罩17的主要功能在于保护室底部壁4并对来自于扩散器的空气流的部分18和19进行引导，该空气流的部分分别沿燃烧室1的内环形壁2和外环形壁3在两个旁路空间内向下游行进，这两个旁路空间分别为内旁路空间20和外旁路空间21。空气流的这些部分18和19分别被称为“内旁路空气流”和“外旁路空气流”。内旁路空间20和外旁路空间21与将其连接到彼此的上游空间22一同形成了燃烧室1在其中延伸的包围部。

此外，径向外环形壁3包括用于使火花塞能够穿过其的孔口30，该孔口具有轴线27，并且安装有冷却衬套28，火花塞29在该冷却衬套中延伸，该火花塞被安装在外壳6上并且用于在涡轮发动机启动时使空气与燃料的混合物开始燃烧。作为替代方案，火花塞孔口30还可位于室底部壁4上或位于径向内环形壁2上。

燃烧室1的内部温度使得通常有必要在火焰和室的径向外壁3之间产生冷却空气膜，以便大大地增加该室的寿命。

为此，径向外壁3的内表面3a可设置有能够产生空气膜的纵向舌部31a、31b，如图3所示，其中图3为诸如图1和图2的燃烧室的燃烧室1的内部的局部透视图。

然而，在某些情况下，诸如在图2和图3中示出的火花塞29的冷却衬套28之类的障碍物可能会突然地切断该保护空气膜。于是，冷却衬套28的下游温度不再是均匀的，并且冷却衬套28在外旁路空气流19内产生如图4所示的热尾流32。

当然，穿入燃烧室1中的非冷却衬套的其它类型的元件也可以是保护空气膜流动的障碍物，诸如例如紧固轴或起动喷射器。

随后，尾流32能够在极短的约几毫米的距离上引起相当大的约几百摄氏度的温度梯度。于是这可能导致径向外壁3的寿命减小。

在来自于由高压压气机12提供的扩散器的空气流以基本没有旋转分量的方式向下游流动的情况下，该尾流32以相对于火花塞孔口30的中间轴平面p被定中心的方式向下游扩张。

相反地，在由高压压气机12提供的空气流以螺旋的形式向下游流动的情况下，即具有旋转分量，则尾流32相对于火花塞孔口30的中间轴平面p总体沿着倾斜的方向向下游扩张。

应注意的是，“轴平面”意思是表示穿过燃烧室1的轴线t(见图2)的平面，该轴线t与涡轮发动机轴线重合。应注意的是，平面p对应于图2的截面。

在任何情况下，尾流32会导致外旁路空气流19的被火花塞的冷却衬套28覆盖的区域中出现低压区。

考虑到径向外壁3上存在有这种尾流32，因此有必要通过重建空气膜来对冷却衬套28的下游区域进行局部冷却。

在一些构型中，提出了目的在于添加大量微穿孔33(多钻孔)的解决方案，该解决方案目的在于对冷却衬套28的下游区域进行冷却。在图4的示例中，这些微穿孔33大体上横越径向外壁3的表面分布，并且用于在燃烧室1内沿该壁3产生冷却空气膜。出于清楚的目的，这些微穿孔33被更大地示出，并且以小于实际的密度分布。

然而，添加这种微穿孔33导致了在制造期间执行额外的操作。此外，通过微穿孔33被重建的空气膜不具有与使用纵向舌部31a、31b所产生的空气膜相同的流线型流动。

技术实现要素：

因此，需要提供一种替代性的解决方案以用于冷却涡轮发动机燃烧室的壁，以便延长该壁的寿命、最佳地减小温度梯度以及减少局部热点。

本发明的目的在于至少部分地克服上述需求以及与现有技术实施方案相关的缺点。

因此，根据本发明的一个方面，本发明的目的在于一种涡轮发动机的燃烧室，该燃烧室包括至少一个壁，尤其是环形壁或超环面壁，该至少一个壁限定出燃烧室并且包括用于使贯通部件能够穿入燃烧室的孔口，其特征在于，贯通部件在其位于燃烧室内的部分中包括至少一个开口，该至少一个开口能够产生用于对贯通部件的下游区域进行冷却的空气膜。

本发明使得能够通过在贯通部件的下游产生空气膜来对涡轮发动机的燃烧室的壁进行有效冷却。以这种方式，还可以限制在燃烧室的处于贯通部件的下游的壁上出现热尾流。因此，本发明能够使燃烧室的寿命大大增加。另外，本发明能够以简单的方式实施，避免了在燃烧室上增加额外的操作和/或部件。通过在贯通部件上添加具有低附加值的开口，可简单地确实重新产生空气膜。此外，本发明的解决方案可使得能够重新产生在流线型流动方面与由诸如之前所描述的舌部产生的空气膜基本等同的空气膜。

根据本发明的燃烧室可进一步包括单独采用的或根据任何可能的技术组合采用的下述特征中的一个或多个。

贯通部件的所述至少一个开口例如可通过机械加工制成。

优选地，贯通部件的所述至少一个开口对应于在贯通部件的表面上制成的尤其是椭圆形的狭槽。

此外，贯通部件的所述至少一个开口可沿贯通部件的环形边缘纵向地延伸，尤其延伸过贯通部件的环形边缘的至少四分之一。

贯通部件的所述至少一个开口大体上可形成在贯通部件的径向内端部处。

而且，贯通部件的所述至少一个开口可大体上与供给其的冷却空气流的方向平行地延伸。

所述至少一个壁可包括燃烧室的径向外环形壁。所述至少一个壁还可包括燃烧室的径向内环形壁。所述至少一个壁还可包括室底部环形壁。

而且，所述至少一个壁的内表面可包括至少一个舌部，该至少一个舌部能够产生用于对所述至少一个壁进行冷却的空气膜，并且该至少一个壁的内表面可尤其包括大体上彼此平行地延伸的两个舌部，贯通部件位于这两个舌部之间。

另外，所述至少一个壁可包括多个微穿孔以使燃烧室中的冷却空气能够进入以用于冷却所述至少一个壁。

贯通部件可以是穿入燃烧室中并且因此构成保护空气膜流动的障碍物的任何类型的元件。具体地，它可以是紧固轴或起动喷射器。然而，优选地，贯通部件是火花塞的冷却衬套。

而且，根据本发明的另一方面，本发明的目的还在于一种涡轮发动机，其特征在于，该涡轮发动机包括尤其是高压压气机的压气机以及诸如之前所限定的燃烧室，该燃烧室被设置在被布置于压气机的出口处的环形包围部中，并且，来自于压气机的空气流的一部分在该环形包围部中用于沿所述至少一个壁绕开燃烧室。

根据本发明的燃烧室和涡轮发动机可包括之前所述的特征中的任一个，该特征可单独采用或可根据任何与其它特征在技术上可能的组合来采用。

附图说明

通过阅读本发明的非限制性实施例的以下详细说明以及通过对附图的局部示意图进行研究，本发明可被更好地理解，在附图中：

-图1为已知类型的涡轮发动机的轴向横截面视图，

-图2为图1的涡轮发动机的环形燃烧室的半轴向横截面视图，

-图3为诸如在图1和图2中示出的燃烧室的燃烧室的内部的局部透视图，

-图4为图2的燃烧室的径向外环形壁的俯视图，

-图5为根据本发明的示例性实施例的涡轮发动机的环形燃烧室的半局部横截面视图，冷却衬套被以横截面的形式示出，

-图6为图5的环形燃烧室的另一种横截面透视图，冷却衬套被以横截面透视图的形式示出，火花塞未被示出，以及

-图7示出了位于图5和图6的燃烧室的径向外壁和室底部壁之间的冷却衬套的单独的透视图。

在这些附图中从始至终地，相同的附图标记可指示相同或类似的元件。

此外，附图中示出的不同部分不一定按相同比例绘制，以便使附图更加易懂。

具体实施方式

在说明书中从始至终地，应注意术语上游和下游是相对于涡轮发动机10的气体的正常流动的主方向(从上游到下游)来考虑的。而且，涡轮发动机10的轴线t被称为涡轮发动机10的径向对称轴线。涡轮发动机10的轴向方向对应于涡轮发动机10的轴线t的方向。涡轮发动机10的径向方向是与涡轮发动机10的轴线t垂直的方向。此外，除非特别说明，否则形容词和副词：轴向、径向、轴向地以及径向地是参考上述的轴向方向和径向方向来使用。另外，除非特别说明，否则术语内部和外部是参考径向方向来使用，使得元件的内部部分相比同一元件的外部部分更接近涡轮发动机10的轴线t。

另外，在以下的说明中，可认为贯通部件28是火花塞29的冷却衬套28。当然，这种选择不是限制性的，因为贯通部件28可以是穿入燃烧室1中并构成保护空气膜流动的障碍物的任何元件，诸如为紧固轴或起动喷射器。

此外，壁3限定出燃烧室1并且包括用于使贯通部件28能够从中穿过的孔口30，优选地，该壁由燃烧室1的径向外环形壁3组成。然而，该壁还可由燃烧室1的室底部环形壁4或径向内环形壁2组成。

图1至图4已经在之前的与现有技术有关的部分中进行了描述。

此外，参照图5至图7，示出了根据本发明的燃烧室1的示例性实施例。

更确切地，图5和图6是涡轮发动机的燃烧室1的径向外环形壁3以及室底部壁4的透视图，分别以横截面视图和透视图的形式示出了火花塞29的冷却衬套28。另外，图7以单独的透视图的形式示出了该冷却衬套28。

燃烧室1与之前参照图1至图4描述的燃烧室类似，不过冷却衬套28根据本发明进行了修改，如图5和图6所示，以改善室底部环形壁4的冷却效率，而这种改善与图2的示例的径向外环形壁3的冷却效率有关。

因此，燃烧室1的径向外环形壁3包括使火花塞29的冷却衬套28能够从中穿过的孔口30。

根据本发明，冷却衬套28在其位于燃烧室1内部的部分中包括开口34，该开口能够产生空气膜，用以对冷却衬套28的下游区域进行冷却。

如在图5至图7中可看到的，该开口34具有椭圆形狭槽的形式，在冷却衬套28的径向内端部28a处、在该冷却衬套的表面上机械加工出该狭槽。

该狭槽34使得能够在冷却衬套28的下游以及在火花塞29的下游产生空气膜，以便能够防止或至少限制形成诸如之前所描述的热尾流，并且因此能够延长燃烧室1的寿命。

而且，如在图5和图6中可看到的，冷却衬套28的狭槽34沿冷却衬套28的环形边缘纵向地延伸，并延伸过该冷却衬套的至少四分之一。另外，该狭槽34大体上与供给其的冷却空气流的方向平行地延伸。

此外，如图5和图6所示，径向外壁3的内表面和室底部4的内表面分别包括纵向舌部31b和31a，该纵向舌部彼此平行并且火花塞29的冷却衬套28位于其之间。

当然，本发明并不限于刚刚所描述的示例性实施例。本领域技术人员可进行各种修改。

特别地，在一般情况下并且如前所述，当火花塞或穿入燃烧室的任何其它元件穿过这样的壁时，本发明还能够被应用于径向内环形壁或燃烧室底部环形壁。

除非特别说明，否则术语“包括一/一个”必须被理解为与“包括至少一个”同义。