[发明专利]设置有用于减少由火花塞产生的尾流的空气偏转设备的涡轮机燃烧室

说明书

为了改进设置有微孔(53)的涡轮机燃烧室的环形壁(13)的冷却并特别地改进朝向由火花塞所导致的尾流(52)的壁的区域的冷却，提出了偏转器设备(60,68)，这些偏转器设备(60,68)设计为使朝向尾流(52)的中间平面(P)并沿着燃烧室的环形壁(13)的方向冲刷火花塞的气体(34’)转向，以增加在环形壁(13)附近的尾流(52)内的气体的压力。

技术领域

本发明涉及涡轮机燃烧室领域，所述燃烧室特别旨在装备飞机。

本发明特别涉及配备有用于火花塞的端口的此燃烧室的环形壁的冷却。

背景技术

图1图示已知类型的涡轮机1的典型例子，例如飞机双转子涡轮风扇引擎。

涡轮机1沿着由箭头所表示的也对应于在涡轮风扇的气流的一般方向的推力方向依次地包括低压压气机4、高压压气机6、环形燃烧室8、高压涡轮10和低压涡轮11。

以众所周知的方式，燃烧室8安装在高压压气机6的下游和高压涡轮10的上游，所述高压压气机6向该室提供受压气体，所述高压涡轮10用于在来自燃烧室的气体推力的作用下旋转高压压气机6。

图2以放大的比例图示燃烧室8及其附近环境。

燃烧室8包括两个壁，分别为沿着径向的内同轴环形壁12和沿着径向的外同轴环形壁13，他们围绕燃烧室的纵向轴线14延伸。

这两个环形壁12和13固定在该室的内壳体15和外壳体16的下游，并通过室环形端壁18在它们的上游端部处相互连接。

室环形端壁18包括围绕燃烧室的轴线14均匀地分布的环形行的端口，与每个均具有燃料排放轴线24的环形行的燃料喷射器关联的喷射系统20安装在所述燃烧室中。

每个喷射系统20均包括端口，所述端口用于将来自安装在涡轮机的高压压气机的出口处的扩散器28的一部分气流26喷射在燃烧室中。

此外，燃烧室的环形壁12和13在它们的上游端部处连接至环形护罩30，所述环形护罩30包括与用于穿过喷射器22的喷射系统对齐的端口和供应喷射系统20的气体。该护罩30的主要功能是为了保护室端壁18以及为了引导气流26的部分32和34，所述部分32和34沿着燃烧室的内环形壁12和外环形壁13在下游在两个各自的内旁路空间36和外旁路空间38内移动。其后，气流26的部分32和34分别地被称为“内旁路气流”和“外旁路气流”。内旁路空间36和外旁路空间38通过相互连接的上游空间39形成燃烧室8在其中延伸的环形罩。

燃烧室的环形壁12和13中的每个均包括两个环形行的气体入口端口40,42，所述气体入口端口40,42用于将每个旁路气流32,34的部分喷射进燃烧室中。

这些行的端口中的第一个围绕通常被称为“主区域”的燃烧室的上游区域44形成，气体和燃料的混合物的燃烧反应在运行期间在“主区域”中发生。为此，该第一行的端口40通常被称为“主端口”。

第二行的端口在下游围绕通常被称为“稀释区域”的室的区域46形成，燃烧气体在所述稀释区域中被稀释和冷却。为此，该第二行的端口42通常被称为“稀释端口”。

环形壁12和13还设置有基本分布在这些壁的整个表面上的多个微孔并旨在在燃烧室内沿着这些壁的每个创建冷却气体膜。通常具有大约介于0.3mm和0.6mm之间的直径的这些微孔由于尺寸的原因而没有在图2中示出。

此外，沿着径向的外环形壁13包括塞端口46，所述塞端口46具有轴线47并配备有引导衬套48，火花塞50在所述引导套48中延伸、安装在外壳体16上并旨在开动涡轮机时启动气体和燃料混合物的燃烧。

应该注意的是，其后，术语“燃烧室模块”指的是至少包括燃烧室8和火花塞50的组件。

然而，火花塞50和衬套48在外旁路气流34内产生导流52，如图3中所图示的那样。