用于涡轮机的燃烧室的制作方法

1.本发明涉及一种用于例如飞机涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机的涡轮机的燃烧室。


背景技术：

2.图1示出根据现有技术的例如涡轮喷气发动机或飞机涡轮螺旋桨发动机的涡轮机的环形燃烧室1的一部分。
3.燃烧室1位于扩散器(未示出)的出口处，所述扩散器自身位于压缩机的出口处。腔室1由在上游连接到腔室底壁4的内旋转壁2和外旋转壁3组成。
4.腔室底壁4具有用于将空气和燃料的混合物的喷射系统6安装在腔室1中的开口5，其中来自扩散器的空气以及由喷射器(未示出)供应的燃料均匀地分布在燃烧室1的圆周上。每个喷射器包括与对应开口5的轴线a对准的燃料喷射头。
5.由压缩机供应并离开扩散器的空气流的部分为绕过燃烧室的内部和外部环形导管供料。空气流的另一部分进入喷射系统，并且随后在喷涂到燃烧室1中之前与由喷射器供应的燃料混合。
6.对于每个喷射系统6，中心燃料喷射器由形成文氏管的所述喷射系统6的环形壁7围绕。碗状物8围绕环形壁，所述碗状物8向下游张开。喷射系统6常规上包括翅片9，所述翅片被设计成使通过它的空气流产生回转运动，从而有利于空气和燃料混合物的均质化。
7.碗状物的径向外周边包括可移动地安装在径向凹槽11中的径向凸缘10，所述径向凹槽由焊接到燃烧室1的底壁4的套筒12以及由焊接到套筒12的闭合环13定界。
8.凹槽11中的凸缘10的径向位移可以补偿喷射器与涡轮机的壳体之间的相对位移，一方面喷射器附接到涡轮机的壳体且另一方面附接到燃烧室1。由于涡轮机的各个组件之间的不同扩展，因此在操作期间发生此位移。
9.挡板14进一步安装在底壁4的下游，挡板14包括圆柱形部分15，所述圆柱形部分安装在套筒12的圆柱形部分16内并且通过钎焊或焊接固定到套筒12的所述圆柱形部分16。
10.存在挡板14可能与套筒12分离的风险，从而对下游组件，特别是涡轮造成损坏。
11.本发明旨在以简单、可靠且便宜的方式避免此种损坏。


技术实现要素：

12.出于此目的，本发明涉及一种涡轮机燃烧室，包括：
13.‑
底壁，所述底壁包括至少一个开口，
14.‑
至少一个套筒，所述套筒安装在底壁的上游且固定到底壁，
15.‑
闭合环，所述闭合环与套筒限定环形凹槽且固定到套筒，
16.‑
至少一个空气和燃料喷射系统，所述空气和燃料喷射系统具有轴线，安装在底壁的开口中，所述喷射系统包括相对于所述轴线径向延伸的环形凸缘，所述环形凸缘安装在具有径向间隙的所述凹槽中，
17.‑
挡板，所述挡板位于底壁的下游，固定到套筒和/或底壁，所述挡板包括轴向地位于底壁与喷射系统的下游端之间的径向内部部分，
18.其特征在于，所述喷射系统包括至少一个突出部分，所述至少一个突出部分能够在喷射系统相对于挡板的第一角度安装位置处引入到挡板的凹入部分中，或反之亦然，所述突出部分能够在用于相对于挡板固持喷射系统的第二角位置中在挡板或相应地喷射系统的径向面或下游面上轴向邻接，所述突出部分在所述第二位置中从凹入部分成角度地偏移。
19.挡板和喷射系统因此包括卡口型系统，所述卡口型系统允许喷射系统在第一角位置中安装在挡板中并且在第二角位置中相对于喷射系统轴向地固持挡板。在一方面挡板分离且另一方面套筒和/或底壁分离的情况下，挡板保持由突出部分轴向固持，使得不存在损坏涡轮机的下游组件的风险。
20.术语“上游”和“下游”是相对于通过涡轮机的气流定义的。
21.术语“径向”、“轴向”和“周向”是相对于喷射系统的轴线定义的。
22.燃烧室可以包含适合于将喷射系统相对于挡板固持在其第二位置中的位置固持构件。
23.突出部分可以从喷射系统的下游端径向延伸，所述凹入部分形成于挡板中。
24.突出部分例如由径向向外延伸的凸耳或突片形成。凹入部分例如由挡板中的凹槽或凹口形成。
25.突出部分和凹入部分的数目是例如三。突出部分和凹入部分可以围绕圆周均匀地分布。
26.喷射系统可以包括旋转阻挡凸耳，所述旋转阻挡凸耳通过套筒和/或闭合环的周向止动件固持或固定在旋转中。
27.套筒可以包括第一周向止动件和第二周向止动件，旋转阻挡凸耳适合于在喷射系统的第一角位置中邻接第一周向止动件，旋转阻挡凸耳适合于在喷射系统的第二角位置中邻接第二周向止动件。
28.周向止动件因此形成末端止动件，从而允许并限制喷射系统相对于挡板的角偏转。此结构允许促进组合件的安装。
29.闭合环可以包括第三周向止动件，凸耳适合于在第二和第三周向止动件之间固持在适当位置，以便将喷射系统维持在其第二角位置中。
30.因此，第二和第三周向止动件与位置固持凸耳一起形成上述位置固持构件。
31.套筒可以包括径向内部圆柱形部分，所述圆柱形部分安装在底壁中的开口中且附接到所述开口的外周。
32.对应紧固例如通过钎焊或焊接完成。
33.挡板可以包括圆柱形部分，所述圆柱形部分安装在套筒的径向内部圆柱形部分中且附接到所述径向内部圆柱形部分。
34.对应紧固例如通过钎焊或焊接完成。
35.套筒可以包括轴向地位于径向内部圆柱形部分上游的径向外部圆柱形部分，闭合环径向地安装在径向外部圆柱形部分内。
36.燃烧室可以包括喷射器，所述喷射器具有安装在喷射系统中的喷射头，所述喷射
系统包括用于供应空气的构件以及用于形成空气与来自喷射器的燃料的混合物的构件。
37.本发明还涉及一种用于飞机的涡轮机，包括前述类型的组合件。
38.本发明还涉及一种用于组装上述类型的燃烧室的方法，其特征在于，所述方法包含以下步骤：
39.‑
将套筒和挡板固定到底壁，
40.‑
将喷射系统定位在第一角位置中并且通过沿着喷射系统和所述开口的轴线平移通过套筒和挡板将喷射系统引入到底壁中的开口中，所述突出部分穿过凹入部分
41.‑
将喷射系统枢转到其第二角位置中，使得突出部分能够与挡板形成轴向止动件，
42.‑
安装闭合环，以便将喷射系统的环形凸缘轴向地固持在由闭合环和套筒定界的凹槽中，并且固定喷射系统以防止旋转。
附图说明
43.[图1]是现有技术的燃烧室的部分的轴向截面图，
[0044]
[图2]是对应于图1的视图，其说明根据本发明的实施例的燃烧室，
[0045]
[图3]是喷射系统的透视图，
[0046]
[图4]是喷射系统的透视图，
[0047]
[图5]是挡板的透视图，
[0048]
[图6]是根据本发明的燃烧室的一部分的透视图，所述喷射系统相对于挡板处于其第二角位置中，
[0049]
[图7]是示出在喷射系统的第二角位置中的套筒、腔室底部和喷射系统的透视图，
[0050]
[图8]是对应于图7的视图，其中已添加闭合环。
具体实施方式
[0051]
图2到8说明根据本发明的一个实施例的燃烧室1的部分，所述燃烧室预期配备例如涡轮喷气发动机或飞机涡轮螺旋桨的涡轮机。
[0052]
腔室1由在上游连接到腔室底部环形壁4的内旋转壁和外旋转壁组成。
[0053]
腔室底壁4具有用于将空气和燃料的混合物的喷射系统6安装在腔室1中的开口5，其中来自扩散器的空气以及由喷射器(未示出)供应的燃料均匀地分布在燃烧室1的圆周上。每个喷射器包括与对应开口5的轴线a对准的燃料喷射头。
[0054]
由压缩机供应并离开扩散器的空气流的部分为绕过燃烧室的内部和外部环形导管供料。空气流的另一部分进入喷射系统，并且随后在喷涂到燃烧室1中之前与由喷射器供应的燃料混合。
[0055]
对于每个喷射系统6，中心燃料喷射器由形成文氏管的所述喷射系统6的环形壁7围绕。碗状物8围绕环形壁，所述碗状物8向下游张开。
[0056]
碗状物8的下游端包括径向向外延伸的环形凸缘17。如在图3和4中最佳地看到，凸耳或突片18从环形凸缘17的径向外周边径向向外延伸。在这种情况下存在三个凸耳并且它们围绕圆周均匀地分布，即，它们彼此成角度地偏移120
°
的角度。
[0057]
喷射系统6常规上还包括翅片9，所述翅片被设计成使通过限定在碗状物8与环形壁之间的通道进入的空气流产生回转运动，从而有利于空气和燃料混合物的均质化。
[0058]
碗状物的径向外周边具有通过圆柱形部分19连接到凸缘17的径向凸缘10。凸缘10轴向地位于凸缘17上游。凸缘10可移动地安装在径向凹槽11中，所述径向凹槽由焊接到燃烧室1的底壁4的套筒12以及焊接到套筒12的闭合环13定界。凸缘10具有突片10a，所述突片从凸缘10的径向外端径向向外延伸。
[0059]
凹槽11中的凸缘10的径向位移可以补偿喷射器与涡轮机的壳体之间的相对位移，一方面喷射器附接到涡轮机的壳体且另一方面附接到燃烧室1。由于涡轮机的各个组件之间的不同扩展，因此在操作期间发生此位移。
[0060]
更具体来说，套筒12从上游到下游包括圆柱形部分20、径向延伸的环形部分21和圆柱形部分16。圆柱形部分20具有比圆柱形部分16大的直径。圆柱形部分16安装在底壁的开口5中并且通过焊接或钎焊固定到所述底壁4。径向部分21的径向内部区域具有搁置在底壁4上的下游支撑表面。
[0061]
圆柱形部分20仅在圆周的一部分上延伸。具体来说，如可以在图7中更好地看到，套筒具有不具有圆柱形部分20的角度扇形部，此角度扇形部此处延伸超过120
°
。圆柱形部分20的周向端20a、20b适合于形成用于突片10a的止动件，所述突片容纳在不具有圆柱形部分20的所述角度扇形部中。
[0062]
闭合环13的截面通常为t形，其具有环形径向部分22和环形圆柱形部分23。圆柱形部分23的下游端搁置在套筒12的径向部分21上。套筒12的所述径向部分21以及闭合环23的径向部分22因此彼此轴向地间隔开且在其间限定凹槽11。
[0063]
圆柱形部分23的下游端具有凹口23a(图8)，所述凹口的功能在下文中解释。
[0064]
挡板14也安装在底壁4的下游。
[0065]
挡板14从上游到下游包括圆柱形部分15、具有环形的扇形部的径向部分24，以及在径向部分24的径向内和外边缘处向下游轴向延伸的凸缘25。圆柱形部分15安装在套筒12的圆柱形部分16内，并且通过钎焊或焊接固定到所述圆柱形部分16。
[0066]
圆柱形部分16还具有围绕圆周均匀地分布的凹槽26(此处三个)。
[0067]
如下文所描述安装此燃烧室。
[0068]
套筒12，具体来说圆柱形部分16首先安装在底壁4的开口5中。挡板14，具体来说圆柱形部分15安装在套筒的圆柱形部分16中。圆柱形部分16、圆柱形部分15和底壁随后通过焊接或钎焊彼此接合。
[0069]
喷射系统随后通过套筒12和挡板14安装在底壁的开口5中。具体来说，喷射系统位于第一角位置中，使得喷射系统6的凸耳18与挡板14的凹槽26相对定位。随后通过平移向下游移动喷射系统，直到凸缘10搁置在套筒的径向部分21上。凸耳18随后刚好位于挡板的径向部分24下游并且突片10a容纳在不具有圆柱形凸缘20的套筒12的区域中。
[0070]
喷射系统16随后旋转到图6到8中所说明的第二角位置。具体来说，喷射系统在第一和第二角位置之间旋转60
°
的角度，此角度对应于两个凹槽26之间或两个凸耳18之间的角距离的一半。
[0071]
在第二角位置中，喷射系统6的突片10a搁置在周向止动件20a上以便于组装。
[0072]
在第二角位置中，凸耳18从凹槽26偏移并且能够搁置在挡板14的径向部分24上，以便防止喷射系统6的轴向位移。
[0073]
闭合环13安装在套筒10的圆柱形部分20中，使得突片10a被接纳且固持在凹口23a
中的适当位置。闭合环13随后通过焊接或钎焊附接到套筒12。因此防止喷射系统6旋转。
[0074]
此结构确保组合件的简单组装，同时防止在未钎焊或未焊接圆柱形部分15的情况下移除挡板14。这样防止损坏位于底壁4或燃烧室1下游的涡轮机的部分。