通過燃料噴射系統均勻進氣的渦輪發動機的燃燒室的制作方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及一種渦輪發動機，特別是飛機推進組件的環形燃燒室。
[0002]本發明特別(但不是唯一)適于裝有環形排列的一排噴射器的燃燒室，每個噴射器都具有噴射頭，噴射頭上設置有一種噴射燃料的中央噴嘴和外圍燃料噴射設備，例如，多點式燃油噴射設備。這種噴射器用在稱之為具有“分級貧油燃燒(staged lean combust1n)”的燃燒室內。
[0003]本發明還涉及一種燃燒室模塊(combust1n chamber module)，以及包括這種燃燒室模塊的渦輪發動機。
【背景技術】
[0004]圖1示出了一種已知類型渦輪發動機I的典型事例，例如，飛機的雙轉子渦輪風扇發動機(twin spool turbofan engine) ο
[0005]根據箭頭2所示推力方向(該方向同時對應于渦輪發動機內氣流的一般方向)，渦輪發動機I依次包括:低壓壓縮器4、高壓壓縮器6、環形燃燒室8、高壓渦輪1和低壓渦輪11。
[0006]在下面的發明說明中，上游方向和下游方向的定義均為相對于燃燒室的內部氣流的一般方向，而且，一般來說，系指渦輪發動機的一般方向。
[0007]按照已知方式，燃燒室8安裝于向其提供增壓空氣的高壓壓縮器6的下游和高壓渦輪10的上游，高壓渦輪在來自燃燒室的燃氣推力的作用下旋轉高壓壓縮器6。
[0008]圖2以較大比例示出了燃燒室8及其封閉環境。
[0009]燃燒室8包括兩個分別為徑向內同軸環形壁12和徑向外同軸環形壁13，兩個環形壁圍繞燃燒室的縱軸14延伸。
[0010]這兩個環形壁12和13固定到燃燒室內套15和外套16的下游，而在上游端部則通過燃燒室的環形端壁18而彼此連接。
[0011]環形端壁18包括環形排列的一排端口，均勻地分布在燃燒室的縱軸14周圍，噴射系統20安裝在這些端口內，噴射器22的各個噴射頭21分別安裝在噴射系統內。這些噴射器22均具有燃料排放軸線，其與對應的噴射系統20的軸線交匯在一起。噴射系統20安裝在端壁18內，以便能夠在沿與軸線24相互垂直的方向上稍稍移動，并從而能夠在運行時承受影響燃燒室8、噴射系統20和殼體15和16的不均勾膨脹(differential expans1ns)。
[0012]由燃燒室8和噴射器22所形成的組件在本說明書中稱之為“燃燒室模塊”。
[0013]每個噴射系統20包括形成襯套(bushing)26的上游端部、通向燃燒室8內的擴口碗(flared bowl)28形狀的下游端部，以及設置在襯套26和擴口碗28之間的環形進氣口 30，環形進氣口用于讓來自安裝在渦輪發動機高壓壓縮器出口處的擴壓器34的氣流32的一部分31流入，從而在噴射系統內部將已進入的空氣與來自安裝在襯套26內噴射器22的燃料進行預先混合。
[0014]在所示的示例中，鰭板(fins)36橫跨環形進氣口30，以便將旋轉運動傳輸給穿越鰭板的氣流。為此，這種進氣口是通常稱之為“旋流器(swirIer)”的進氣口類型。
[0015]此外，燃燒室的環形壁12和13在其上游端部部連接到環形罩(annular shroud)40上，環形罩包括設置為面向噴射系統20的端口42，端口用于使噴射器22和供給噴射系統20的空氣31通過。該環形罩40的主要功能是保護燃燒室的端壁18和為氣流32的一部分44和46提供導向，這些氣流的一部分分別在兩個各自的內旁路空間48和外旁路空間50的內部沿燃燒室的內環形壁12和外環形壁13向下游流動。在下文中，氣流32的這些部分44和46分別稱之為“內旁路氣流”和“外旁路氣流”。內旁路空間48和外旁路空間50與將其相互連接的上游空間52—起形成圍殼(enclosure)，燃燒室8在圍殼內延伸的。當然，每個端口42相對于相應的噴射系統的軸線24，都位于環形進氣口 30的上游。
[0016]然而，噴射系統20的環形進氣口30的空氣供應在每個噴射系統的軸線24附近是不均勻的，這很可能會降低燃燒室的性能，特別是在限制污染物排放和控制燃燒室的排氣口處的廢氣熱分布的性能方面。
[0017]這個問題在燃燒室采用稱之為“分級貧油燃燒”燃燒模式的情況下尤為突出，諸如圖2所示的燃燒室。在這種形式的燃燒室中，每個噴射器22的頭21都包括用來噴射燃料的中央噴嘴54、設置在中央噴嘴54周圍的軸向進氣設備56、以及設置在軸向進氣設備56周圍的外圍燃料噴射設備58。來自中央噴嘴54的燃料在每個噴射系統內部與通過軸向進氣設備56進入的空氣混合，而來自外圍燃料噴射設備58的燃料在每個噴射系統內部與經由噴射系統的環形進氣口 30進入的空氣混合。但是，這種噴射系統的橫向總尺寸較大，很可能會增加氣流31的非均勻性。此外，運行時，這些噴射系統需要相當大量的氣流，這會加重燃燒室8的非均質性。
[0018]對于設置在離心式擴壓器34 ’的出口處的燃燒室，上述問題尤為突出，如圖3所示。
[0019]實際上，在這種情況下，每個噴射系統20的環形進氣口30的徑向外部部分是接收直接的氣流31a，而環形進氣口 30的徑向內部部分則只接收間接的氣流31b。

【發明內容】

[0020]本發明的主要目的是提出一種針對上述這些問題的簡單、經濟和有效的解決方案，從而使上述缺陷能夠至少部分地得以避免。
[0021]為此，本發明提出了一種用于渦輪發動機的環形燃燒室，包括:
[0022]-環形端壁，其設有多個噴射系統，每個噴射系統都以各自的軸線為中心，且每個噴射系統都具有上游端部、下游端部和環形進氣口；該上游端部形成用于容納噴射器頭的襯套，該下游端部通向所述燃燒室內，該環形進氣口設在所述上游端部和下游端部之間，以便使經由所述環形進氣口進入的空氣在噴射系統內部與來自噴射器的燃料混合;以及
[0023]-環形罩，其覆蓋所述端壁的上游側并包括多個噴射器端口，這些噴射器端口分別設置為面向所述噴射系統，所述環形罩和所述端壁一起形成環形空間，每個噴射系統的環形進氣口通向該空間內。
[0024]根據本發明，所述環形罩包括獨立于所述噴射器端口的多個進氣端口。
[0025]此外，每個所述噴射系統的所述襯套橫跨所述環形罩的相應噴射器端口，并在其上游端部包括具有自由端的環形擋圈，所述自由端遠離噴射系統的所述軸線，遠離的第一距離大于或等于第二距離，該第二距離為將所述相應的噴射器端口邊緣與所述噴射系統的所述軸線分開的距離。
[0026]每個噴射系統的襯套的環形擋圈使得環形罩的相應的噴射器端口的進氣端口被隱蔽，并從使經由所述噴射器端口向噴射系統的環形進氣口提供的空氣流降低到基本上沒有的狀態。為此，環形進氣口的空氣供應幾乎只有通過環形罩的進氣端口來間接提供。
[0027]這樣，每個噴射系統的環形進氣口的空氣供應就更為均勻，下文將更詳細地介紹。
[0028]此外，這種布局可以使每個噴射系統保持相對于環形罩和燃燒室的端壁移動的特性。
[0029]優選地，所述進氣端口和所述噴射器端口是這樣分布的，即，至少一個進氣端口沿所述環形罩的周緣周向地設置在每對相鄰的噴射器端口之間。
[0030]所述分布可以使每個噴射系統的環形進氣口的空氣供應的均勻性得到優化。
[0031 ]在這種情況下，所述進氣端口沿所述環形罩周緣與所述噴射器端口優選交替分布。
[0032]本發明還涉及一種用于渦輪發動機的燃燒室模塊，包括:
[0033]上述類型的環形燃燒室，以及
[0034]環形排列的噴射器，包括分別安裝在所述燃燒室的噴射系統的所述襯套內的各個噴射器頭。
[0035]有利的是，本發明適于這種燃燒室模塊，其中，每個噴射器頭包括用于噴射燃料的中央噴嘴、設置在所述中央噴嘴周圍的軸向進氣設備，和設置在所述軸向進氣設備周圍的外圍燃料噴射裝置。
[0036]此外，有利的是，所述環形罩的所述噴射器端口具有各自的等重心，刻在以所述燃燒室的軸線為中心并具有第一直徑的第一圓上。
[0037]在本發明的第一優選實施方式中，所述環形罩的所述進氣端口具有各自的等重心，該等重心刻在以所述燃燒室的軸線為中心并具有第二直徑的第二圓上，所述第二直徑嚴格大于所述第一圓的所述第一直徑。
[0038]在本發明的第二優選實施方式中，所述環形罩的所述進氣端口具有刻在所述第一圓上的各自的等重心。
[0039]本發明最后涉及飛機的渦輪發動機，包括上述類型的燃燒室模塊。
【附圖說明】
[0040]通過閱讀以非限定性示例和參照附圖給出的如下說明，可以更好地理解本發明，本發明的其它細節、優點和特性會顯現出來，附圖如下:
[0041]圖1為已知類型的渦輪發動機的軸向截面局部示意圖，上文已經介紹；
[0042]圖2為圖1所示渦輪發動機的燃燒室模塊的軸向截面局部示意圖，包括軸向擴壓器，上面已經介紹；
[0043]圖3為已知類型渦輪發動機的燃燒室模塊的軸向截面局部示意圖，包括離心式擴壓器，上文已經介紹；
[0044]圖4為根據本發明第一個優選實施方式的渦輪發動機的燃燒室模塊的軸向截面局部示意圖；
[0045]圖5為屬于圖4所示的燃燒室模塊的燃燒室的軸向截面局部示意圖，所示為單獨示意