用于涡轮机的燃烧室的制作方法

本发明涉及一种用于例如飞行器涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机这样的涡轮机的燃烧室。

背景技术：

图1示出了一种现有技术的涡轮机1，特别是涡轮风扇发动机。

通过涡轮机1的空气或气体流沿下游方向，即从图1中的左侧到右侧被引导。

具有x轴线的涡轮机通常包括风扇2，在所述风扇的下游：

-一主区段延伸，其中一主流循环，所述主区段沿主流循环的方向穿过低压压缩机3、高压压缩机4、燃烧室5、高压涡轮机6和低压涡轮机7，所述主区段由涡轮机罩8在涡轮机处外部界定；

-次区段延伸，其中一与主流不同的次流循环。

次区段9由吊舱10围绕，所述吊舱10形成涡轮机1的整流罩。

图2示出了图1的涡轮发动机1的燃烧室5。燃烧室5为环形，并且具有径向内环形壳体11和径向外环形壳体12，所述壳体11、12为同轴并且具有x轴。壳体11、12通常具有允许所谓主空气通过的孔13以及允许所谓稀释空气通过的孔14。

整流罩15安装在壳体11、12的上游端。

壳体11、12在其上游端通过配备有空气和燃料喷射系统17的环形燃烧室底壁16连接，所述空气和燃料喷射系统17绕x轴均匀地分布并且局部地被容纳在由整流罩15界定的体积内。

如图3最佳地示出，每个空气和燃料喷射系统17都具有燃料喷射杆18、围绕所述杆的端部或鼻部20安装的套筒19、环形进气或喷射装置21、混合缸或蒸发缸22和挡板23。空气喷射装置21和混合缸22可以是整体，或者相反，它们可以在两个单独工件中形成。

在以下的描述中，相对于与套筒和装置的轴对应的所谓喷射y轴限定了术语“轴向”、“径向”和“周向”。

在这里装置21形成两个空气喷射旋流器21a、21b。旋流器21a、21b通过环形壁26彼此分离，所述环形壁26径向向内地延伸以形成一种也称为文丘里管的内部环形偏转壁27，其具有沿下游方向收敛然后发散形状的内部轮廓。

每个旋流器21a、21b通常具有环形行的散热片，其倾斜以使气流旋转并且因此改进来自燃料喷射杆18的前端20的燃料射流的雾化或汽化。特别是，某些该燃料在文丘里管27的内表面上以液态形式流动，并在文丘里管的下游端通过涡旋气流剪切(如图3中箭头示意性地表示)。

燃料蒸发以及空气和燃料的混合在旋流器21a、21b的下游、在混合缸22中，然后在燃烧室5的上游部分中继续，其中来自混合缸22的空气和燃料的预混合物与来自主孔13和稀释孔14的空气进一步混合。

装置21安装在挡板23中，所述挡板23局部地安装在燃烧室底部16的开口中。挡板23具有环形部分24，其围绕开口径向延伸并位于燃烧室底部16下游以形成热屏蔽，从而防止燃烧室底部的过早退化。

挡板具体包括通过钎焊附接到燃烧室底部16的开口边缘的圆柱形部件25，从圆柱形部件25的下游端延伸的径向环形部件24。

挡板23在运行中受到高热应力，其在与燃烧室底部16的焊接区域和/或在径向环形件24的底座，即在圆柱形部件25和径向环形部件24之间的连接处，导致接缝或裂缝。

另外，空气喷射系统17的结构相对复杂，并且具有很大的轴向空间要求，特别是在挡板23和混合缸22之间安装的区域。

技术实现要素：

本发明的目的之一是为这些问题提供一种简单、有效和经济的解决方案。

为此，本发明涉及一种涡轮机的燃烧室，所述燃烧室具有底壁，安装在所述底壁的开口中的用于促进空气和燃料混合的至少一个混合缸，围绕所述开口相对于所述燃烧室内的气流方向轴向地安装在所述底壁下游的至少一个环形挡板，所述挡板与所述混合缸整体地制造以形成整体组件，其特征在于，所述组件包括用于冷却空气流的至少一个通道，所述通道包括位于所述底壁上游的进气口以及位于所述底壁下游的排气口，所述排气口与所述挡板径向相对地定位。

如上所述，相对于开口的轴限定了术语“轴向”、“径向”和“周向”，所述开口的轴通常与上述组件的轴混淆。

挡板和混合缸整体地制造这一事实减少了该组件的轴向空间要求。混合缸也称为蒸发缸或预混合缸。如本身已知的，混合缸可具有沿下游方向变宽的锥形环形壁。

另外，与挡板相对地打开的通道的形成改进了其冷却效果，并且也允许冷却其中形成有通道的组件的区域。这降低了在这些区域中出现接缝和裂纹的风险。

所述组件可包括一个附接到所述燃烧室底部并径向地安装在所述开口内侧的圆柱形附接部件，所述挡板包括一个连接到所述附接部件的径向内底座部件，所述通道设置在所述圆柱形附接部件中，所述通道的排气口与所述挡板的底座径向相对地定位。

于是，来自管道的空气更具体地冲击挡板的底座，其为已经在现有技术中观察到接缝或裂缝出现的区域之一。因此，尤其降低了该区域中退化的风险。

燃烧室可具有位于混合缸上游的能够产生旋转气流的至少一个进气旋流器。

如上所述，这种旋流器能够雾化或蒸发燃料，从而实现空气和燃料的均匀预混合。

附接部件可以沿上游方向从混合缸的径向外周轴向地延伸，挡板从混合缸的径向外周径向地向外延伸。

挡板的径向外周可具有位于所述相应壳体附近并径向地偏离所述壳体的下游延伸边缘。

以这种方式，到达在燃烧室底部和挡板的径向环形部件之间轴向地设置的空间的冷却空气可以通过在挡板的边缘和相关壳体之间设置的空间到达燃烧室。到达燃烧室的该冷却空气形成空气膜，其掠过、冷却和保护相应的壳体。

该组件可包括均匀地分布在圆周上的用于冷却空气流的多个通道。

从所述通道的上游端到所述通道的下游端，每个通道的横截面基本恒定。

每个通道的横截面可沿下游方向轴向地减小。

该特征提高了冲击通道出口的挡板的冷却空气流的速度，从而改进了挡板相关区域的冷却。

用于冷却空气流的所述至少一个通道可由以圆柱体或锥体部分形式的径向内表面和径向外表面界定，所述径向内表面和外表面同轴。

两个相邻的通道可通过连接壁沿圆周方向分离，所述连接壁具有上游端和下游端，所述上游端是圆形的。

该组件的圆柱形附接部件可通过钎焊或焊接被附接到一个在所述开口的径向外周中形成的所述底壁的圆柱形部件。

底壁的圆柱形部件可具有上游肩部，所述组件的圆柱形部件的上游端能够抵靠在所述肩部上。所述组件的圆柱形部件的上游端可通过钎焊或焊接被附接到所述肩部。

所述组件可由镍基和/或钴基的超级合金制成。所述组件可通过增材制造方法进行，例如通过使用电子束或激光束的选择性熔化或选择性粉末烧结。

本发明还涉及一种飞行器的涡轮机，其包括上述类型的组件。

当参考附图，阅读作为非限制性示例给出的以下描述时，将更好地理解本发明，并且本发明的其他细节、特征和优点将显而易见。

附图说明

图1是现有技术涡轮机的轴向横截面示意图；

图2是图1的涡轮机燃烧室的轴向横截面视图；

图3是图2燃烧室中设置的喷射系统的示意图；

图4是根据本发明一个实施例的燃烧室的一部分的轴向横截面视图；

图5是根据本发明的透视图，其示出了燃烧室底部的一部分以及特别是形成挡板和混合缸的该组件的一部分；

图6是图4的详细视图；

图7是图5的详细视图；

具体实施方式

根据一个实施例的燃烧室5在图4至7中显示。该燃烧室包括相对于涡轮机的x轴线的径向内环形壳体11和径向外环形壳体12，所述壳体11、12同轴。

环形整流罩15安装在壳体11、12的上游端，并界定一个环形的体积。

壳体11、12在它们的上游端由在燃烧室底部16的径向环形壁连接。燃烧室底部16具有均匀地分布在圆周上的y轴线开口。特别是，每个开口的边缘由一圆柱形的附接部件28界定。该圆柱形的部件28在其上游端具有肩部29(图6)。

形成混合缸22和保护燃烧室底部16的挡板23的组件30安装并附接在燃烧室底部16的每个开口中。

一进气或喷射装置21安装在该组件30的上游。

该装置21具有环形的y轴线，并且沿下游方向具有一个用于安装套筒19、上游进气或喷射旋流器21a，以及下游进气或喷射旋流器21b的部件31。

装置21的上游部件31包括圆柱形部件32和径向部件33，附接在圆柱形部件32中的垫圈34。垫圈34与径向部件33轴向地偏移，从而形成用于安装套筒19的凸缘34a的凹槽。套筒19还具有围绕燃料喷射杆18的鼻部20的锥形部件35。燃料喷射沿着y轴线进行。

旋流器21a、21b通过一环形壁26彼此分离，所述环形壁26径向向内延伸，以形成也称为文丘里管的内环形偏转壁27，其具有沿下游方向收敛然后发散形状的内部轮廓。

每个旋流器21a、21b通常具有环形行的散热片，这些散热片倾斜，以旋转气流，并因此改进来自燃料喷射杆18的鼻部20的燃料射流的雾化或汽化。特别是，该燃料中的一部分在文丘里管27的内表面上以液态形式流动，并在文丘里管27的下游端由旋流剪切。

缸22由一个沿下游方向变宽的锥形环形壁形成。所述锥形壁具有孔36(图4和5)，孔36使来自由整流罩15界定的内部体积的冷却空气能够进入燃烧室5。

挡板23在缸22的径向外下游外周形成。特别是，挡板23具有沿上游方向从缸22的外部外周延伸的圆柱形轴向部件25以及从圆柱形部件25的下游端径向向外延伸的部件24。径向部件24的外周通过边缘37延伸，所述边缘37沿上游方向延伸并与相应的壳体径向地间隔。

组件30的圆柱形部件25安装在底壁16的圆柱形部件28中。组件30的圆柱形部件25的上游端轴向地抵靠肩部29。组件30的圆柱形部件25通过钎焊或焊接被附接到燃烧室底部16的圆柱形部件28上，特别是在相应的圆柱表面38上(图6)，甚或在形成肩部29的环形径向表面上。

通道39在挡板23的圆柱形轴向部件25中形成，通道39均匀地分布在圆周上。通道39通过轴向延伸的连接壁40成对地分隔(图7)。每个通道39均由径向内表面41、径向外表面42以及由两个相应的相邻连接壁40的表面界定。

例如，径向内表面和外表面41、42是同轴的和圆柱形的。

每个连接壁40的上游端43可以是圆形的，以便于将冷却空气引入到通道39内，从而限制压降。术语“圆形的”可以指具有圆形部分的复杂形状，例如具有带圆形顶部的三角形端部。

每个通道39的下游端与挡板23的径向部件的径向内底座部分44相对地展开(图6)，即在挡板23的径向部件24与轴向部件25的下游端之间的连接区域44处展开。该连接区域44可具有圆角。

每个通道39均可具有一个径向的和/或圆周的尺寸在15到35毫米之间的横截面。

组件30可由镍基和/或钴基的超级合金制成。组件30可使用增材制造方法来制造，例如使用具有电子束或激光束的选择性熔化或选择性粉末烧结来制造。

在运行中，来自高压压缩机的冷却空气进入通道39，并冲击挡板23的径向部件24的底座44，然后在通过在边缘37与壳体11、12之间的空间46(图4)到达燃烧室5之前，在所述径向部件24与燃烧室底部16之间轴向地设置的空间45内循环。

该冷却空气有效地冷却了组件30的轴向部件25和径向部件24的底座44，这些是在热应力方面最关键的区域。这避免了接缝或裂纹的出现，从而增加了组件30的使用寿命。