本发明特别涉及一种特别用于飞行器的涡轮发动机燃烧室的预蒸发管子。
背景技术
现有技术特别包括文献FR-A2-2 181 579和FR-A1-3 013 805。
通常，飞行器涡轮发动机包括气体发生器，该气体发生器特别包括布置在燃烧室上游的一个或多个压缩机，例如低压压缩机和高压压缩机。
通常，在该申请中，术语“上游”和“下游”相对于特别在涡轮发动机中的气流的流动方向定义。此外，按照本申请中的惯例，术语“内部”和“外部”相对于特别是涡轮发动机的纵向轴线径向定义。
参考图1，涡轮发动机通常包括燃烧室1，燃烧室被环形室壳体10包围。室1由同轴的内部环形壁11和外部环形壁12界定，内部环形壁和外部环形壁在上游通过该室1的环形底壁13连接。外部壁12固定在壳体10上，壳体承载一环形排的燃料喷射器3，以向室1供应空气与燃料的混合物。
室1在此配备有预蒸发管子2，预蒸发管子各自与燃料喷射器3相关联。管子2在此安装在室1的底壁13上。
每个管子2(例如图2中所示的管子)包括主体20，该主体具有大致细长的形状并且连接到两个弯曲臂或端件22。
主体20限定了第一内部纵向导管21，燃料喷射器3安装在该第一内部纵向导管中。该主体20包括：用于附接到室1的壁中的一个壁13的第一纵向端部20a；和第二纵向端部20b。
端件22各自位于第二纵向端部20b的水平处并且限定弯曲的第二内部导管23。端件22各自包括与第一导管21流体连通的第一部分22a和旨在通向室1的第二部分22b。
当室1中发生燃烧时，管子2的壁加热并且由喷射器3喷射到管子的壁上的燃料蒸发。空气-燃料混合物通过管子2的端件22进入室1。
因此，这种预蒸发管子的功能是将空气-燃料混合物的校准流量输送到布置在室上游的主要区域中。
在涡轮发动机的某些操作过程中(例如：冷启动或快速加速)，当供应大流量的燃料时，管子通过在管子内(特别是穿过第一内部导管和第二内部导管)流通的空气-燃料混合物自然冷却。穿过管子供给到室中的富燃料混合物还可以使(在燃烧过程中产生的)火焰更稳定并更好地适应燃烧室的形状。
然而，在一些突然减速操作中，燃烧过程中产生的火焰会到达管子的端件并损坏这些端件(例如由于燃烧和/或破裂)。
使用越来越耐高温的材料可以减缓管子的劣化。然而，这需要在设计过程中对管子的材料和尺寸进行非常精确的控制，这会产生大量的制造和控制成本。
通常，管子所在的热环境(气体燃烧室)会导致管子逐渐劣化。因此，管子的端件的冷却不足会降低其使用寿命并影响燃烧室的性能。
在这种情况下，有意义的是通过提出一种对涡轮发动机燃烧室的预蒸发管子进行可靠冷却和提高涡轮发动机燃烧室的预蒸发管子的使用寿命的解决方案来克服现有技术的缺点。
技术实现要素：
本发明针对现有技术的上述缺点提供了一种简单、有效且经济的解决方案。
为此，本发明提出了一种特别是用于飞行器的涡轮发动机的燃烧室的预蒸发管子，所述预蒸发管子包括：
-主体，所述主体具有大体细长的形状并且限定第一内部纵向导管，燃料喷射器旨在安装在所述第一内部纵向导管中，所述主体包括：用于紧固到燃烧室的壁上的第一纵向端部；和第二纵向端部，
-至少两个端件，所述至少两个端件布置在所述第二纵向端部的水平处并且限定第二内部导管，所述端件分别包括基本上同轴且在直径上相对的第一部分和基本上平行且沿相同的方向定向的第二部分，所述第一部分与所述第一导管流体连通，并且所述第二部分旨在通向所述室。
根据本发明，第二部分各自包括两个同轴的圆柱形壁，分别是内部壁和外部壁，所述内部壁和所述外部壁在它们之间限定出环形腔。内部壁限定内部通道并且包括第一孔口，所述第一孔口用于使该通道与所述环形腔流体连通。
这种构造使得布置在燃烧室的主要区域中的端件的壁能够被有效地冷却，同时确保在燃烧室中离开端件的火焰的稳定性。根据本发明的冷却系统在于围绕端件实施双层壁。该双层壁通过内部壁的孔口供应有空气-燃料混合物。外部壁因此通过由空气-燃料混合物穿过内部壁的孔口而形成的空气射流的冲击而冷却。实际上，在空气-燃料混合物穿入双层壁的环形腔中且在该环形腔中流通期间会产生压力梯度。该压力梯度使得对端件的外部壁进行冷却的空气射流能够形成。本发明的主体以及端件的第一部分以与传统管子相同的方式制造和操作，以确保预蒸发功能。
因此，本发明具有如下优点：提供了简单的设计，提供了非常高的可靠性，并且在燃烧室的成本和总体尺寸方面几乎没有不利结果。
根据本发明的一个特征，内部壁在所述内部壁的与所述第一部分相对的纵向端部连接到包括第二流体通道孔口的横向壁。添加刺穿有孔口的该横向壁使得能够至少部分地阻挡端件的内部部段，这在空气-燃料混合物在端件的出口处穿过该横向壁的孔口的过程中产生压降。这改善了空气射流在穿过内部壁中的孔口时的冲击。
根据本发明的预蒸发管子可以包括单独或彼此组合采用的以下特征中的一个或多个：
-所述环形腔具有环形的空气出口部段，
-所述横向壁与外部壁的自由纵向端部成一条直线地延伸，
-所述内部壁和外部壁在所述第一部分一侧上通过截头圆锥形壁彼此连接，
-所述第一孔口从上游到下游相对于所述第二部分中的流体流动方向和相对于所述第二部分的纵向轴线径向向外倾斜，
-所述环形腔还包括多个流体流动干扰器，例如沟道、锥钉和/或翅片，
-所述干扰器在所述内部壁和外部壁之间径向延伸，
-所述干扰器围绕第二部分的纵向轴线规则地分布，
-所述干扰器各自位于两个相邻的第一孔口之间，
-所述外部壁和所述横向壁至少部分地涂覆有陶瓷材料，
-所述端件是弯曲的或未弯曲的，
-所述第二内部导管是弯曲的或未弯曲的，
-所述端件基本上以直角弯曲，
-包括所述外部壁的所述第二部分各自具有大于所述第一部分各自的外直径的外直径。
本发明还涉及一种特别是用于飞行器的涡轮发动机的燃烧室，所述燃烧室包括至少一个如上所述的预蒸发管子。
本发明还涉及一种特别是用于飞行器的涡轮发动机，所述涡轮发动机包括配备有至少一个如上所述的预蒸发管子的燃烧室。
涡轮发动机可以是涡轮螺旋桨发动机或涡轮喷气发动机。
附图说明
通过以下通过非限制性示例并参考附图进行的描述，将更好地理解本发明并且本发明的其他细节、特征和优点将变得更加清楚，在附图中：
[图1]图1是配备有预蒸发管子的涡轮发动机燃烧室的局部示意透视图。
[图2]图2是根据现有技术的预蒸发管子的示意性透视图。
[图3a]图3a是根据本发明的第一实施例的预蒸发管子的示意性透视图，该预蒸发管子的端件中的一个被示出为沿截面III-III截开。
[图3b]图3b是图3a中的管子的示意性透视图，该管子的端件沿图3a的截面IV-IV示出。
[图3c]图3c是图3a中的端件的一部分的放大图。
[图4a]图4a是根据本发明的第二实施例的管子的端件的轴向截面的局部示意图。
[图4b]图4b是图4a中的端件的示意性透视前视图。
[图5a]图5a是根据本发明的第三实施例的管子的端件的轴向截面的局部示意图。
[图5b]图5b是图5a中的端件的示意性透视前视图。
[图6a]图6a是根据本发明的第四实施例的管子的端件的轴向截面的局部示意图。
[图6b]图6b是图6a中的端件的示意性透视前视图。
[图7]图7是根据本发明的涡轮发动机燃烧室中的预蒸发管子的示意性轴向截面图。
具体实施方式
图1和图2已经在前面进行了描述，并且示出了根据现有技术的用于涡轮发动机燃烧室1的预蒸发管子2的示例。
图3a至图3c表示用于涡轮发动机燃烧室1的根据本发明的预蒸发管子4的第一实施例。图4a和图4b示出了该管子4的第二实施例。类似地，图5a、图5b以及图6a、图6b分别示出了该管子4的第三实施例和第四实施例。
参考图3a，管子4包括大致细长的主体40并且该主体连接到两个端件42。在所示的示例中，端件42基本上以直角弯曲。
主体40限定了第一内部纵向导管41，燃料喷射器3旨在安装在该第一内部纵向导管中。该主体40包括：用于附接到室壁13的第一纵向端部40a；和第二纵向端部40b。
端件42位于第二纵向端部40b的水平处并且限定第二内部导管43。在所示示例中，第二内部导管43也是弯曲的。每个端件42包括第一部分44和第二部分45。第一部分44基本同轴且在直径上相对，第二部分45基本平行且沿相同方向定向。每个第一部分44与第一导管41流体连通。每个第二部分45旨在通向室1。
在此申请中使用的术语“流体”或“流体连通”是指液体(例如，燃料)或气体(例如，空气)或两者的混合物(在燃烧室的情况下为空气-燃料混合物)。
根据本发明，端件42的第二部分45各自包括内部圆柱形壁452和外部圆柱形壁454。
端件42中的每个端件的圆柱形壁452、454是同轴的并且围绕旋转轴线X延伸。圆柱形壁452、454在它们之间限定环形腔450，该环形腔也围绕轴线X延伸。
端件42中的每个端件的圆柱形壁452、454通过截头圆锥形壁451连接在一起。内部壁452、外部壁454和截头圆锥形壁451与管子4成一体。该截头圆锥形壁451包括内部周边边缘，该内部周边边缘在第一部分44一侧上通过其第一连接端部542a连接到内部壁452。壁451的该内部边缘基本穿过平面P1并且位于第一部分44和管子4的主体40的下游侧。截头圆锥形壁451还包括连接到外部壁454的外部周边边缘。壁451的该外部边缘基本穿过平面P1’。平面P1和P1’基本上垂直于轴线X。在示例中，平面P1和P1’偏移以便实现壁451的截头圆锥形状。
端件42的内部壁452中的每个内部壁从上游到下游围绕轴线X在连接到第一部分44的第一连接端部452a与连接到横向壁456的第二纵向连接端部452b之间纵向延伸。
参考图3b和图3c，内部壁452中的每个内部壁限定与第二部分45的第二内部导管43的一部分相对应的内部通道。内部壁452的该内部通道通过第二内部导管43的该一部分与第一内部导管41流体连通。
内部壁452中的每个内部壁包括孔口50，这些孔口被构造成在内部壁452的内部通道和环形腔450之间提供流体连通(优选地，旨在供应燃烧室的空气-燃料混合物)。这些孔口50因此沿流体流动方向D通向腔450。孔口50可以围绕内部壁452均匀地沿圆周分布。这些孔口50可以从上游到下游从方向D和轴线X径向向外倾斜。孔口50可以基本上从截头圆锥形壁451分布到第二端部452b。孔口50可以具有小于1mm的直径。在示例中，孔口50布置成形成孔口50的纵向排。
内部壁452中的每个内部壁因此连接到通过内部壁的第二端部452b布置的横向壁456。横向壁456基本上穿过垂直于轴线X的平面P2。该横向壁456使得内部壁452的内部部段能够被至少部分地阻挡。横向壁456被刺穿有第二孔口458，这些第二孔口被构造成提供从第一内部导管41穿过第二内部导管43的流体通道。这些孔口458均匀地分布在横向壁456上。第二孔口458的直径例如等于或小于第一孔口50的直径。该横向壁456和第二孔口458旨在通向室1。
端件42的外部壁454中的每个外部壁从上游到下游围绕轴线X在截头圆锥形壁451的外部边缘与该外部壁的自由纵向端部454a之间纵向延伸。该自由端部454a基本上穿过平面P2，以使该自由端部与横向壁456对齐。自由端部454a旨在通向室1的主要区域。外部壁454包括内部表面，该内部表面旨在接收来自内部壁452的内部通道的流体射流F2穿过孔口50的冲击。
端件42中的每个端件的环形腔450从上游到下游围绕轴线X基本上在平面P1和P2之间延伸。该腔450可以具有流体出口部段，该流体出口部段具有环形形状。形成腔450的内部壁452和外部壁454之间的径向距离可以比内部壁452的内直径小大致2倍至8倍。腔450旨在通向室1。
第二、第三和第四实施例的管子4与第一实施例的管4的不同之处在于，环形腔450中存在多个流体流动干扰器。
干扰器的使用允许在流体流D中产生湍流。这改善了流体射流F2对外部壁454的内部表面的冲击。
参考第二实施例(图4a和图4b)，干扰器是纵向遮挡件(voiles)51’。这些遮挡件51’之间限定了纵向沟道51。遮挡件51’中的每个遮挡件从内部壁452连接到外部壁454。遮挡件51’基本上在平面P1和P2之间延伸，并且在腔450中均匀地沿圆周分布。
在示例中，一纵向排的第一孔口50通向沟道51中的每个沟道。
参考第三实施例(图5a和图5b)，干扰器是锥钉(picot)52。锥钉52中的每个锥钉从内部壁452径向延伸到外部壁454。这些锥钉52围绕第二部分25中的每个第二部分的轴线X均匀地沿圆周分布。
在示例中，锥钉52形成与第一孔口50的纵向排沿圆周交替的纵向排。
参考第四实施例(图5a和图5b)，干扰器是翅片53。翅片53中的每个翅片也从内部壁452径向延伸到外部壁454。这些翅片53部分地沿着腔450延伸。
在示例中，翅片53之一从截头圆锥形壁451(即，沿平面P1)延伸到腔450的长度的大约一半。腔450的长度的这一半基本上位于平面P3中，该平面P3平行于平面P1和P2。相邻翅片53从端部452b、454a(即，沿平面P2)延伸到腔450的一半长度(即，沿平面P3)。
此外，翅片53在其之间界定一纵向排的第一孔口50。
根据本发明的管子4可以通过增材制造来制造。
外部壁454和/或横向壁456可包括陶瓷涂层，该陶瓷涂层旨在，当管子4安装在燃烧室1中时，增加与主要区域直接接触的壁的热阻。
参考图7，现在将描述安装在飞行器涡轮发动机燃烧室中的根据本发明的管子，并讨论其操作。
前面已参照图1和图2对室1中管子4的布置作了一般性描述。
特别是，管子4的第一内部导管41旨在接纳来自燃料喷射器3的空气-燃料混合物。
空气-燃料混合物的燃烧通过一个或多个附接到室1的外部壁12上的点火装置(未示出)来启动。
在该燃烧期间，管子4的壁加热并且由喷射器3喷射到管子的壁上的燃料蒸发。空气-燃料混合物通过管子4的端件45进入室1。
为了保护端件45特别是免受燃烧产生的热辐射的影响，端件45各自包括由内部壁452和外部壁454形成的双层壁，该内部壁被刺穿有第一孔口50。该内部壁452和外部壁454因此在它们之间界定了环形腔450。此外，内部壁452通过其第二端部452b连接到刺穿有第二孔口458的横向壁456。
参考图3b、图3c和图7，图中的箭头F1、F2、F3表示空气-燃料混合物在端件45内的流动路径和方向D。来自第一内部导管41的空气-燃料混合物F1穿过第二内部导管43，以通过环形腔450和第二孔口458散布在室1中。
为此，一方面，空气-燃料混合物F1穿过第一孔口50进入腔450，然后进入室1。该空气-燃料混合物F1产生在穿过在第一孔口50时获得的空气射流F2。这使得端件42的外部壁454能够被空气射流F2的冲击冷却。
另一方面，空气-燃料混合物F1穿过第二孔口458并进入室1，从而直接向室供应燃料和空气F3。
对外部壁454进行冷却的空气射流F2的冲击可以通过使第一孔口50沿混合物的流动方向D倾斜并使混合物F1穿过第二孔口458来增强。
因此，流经根据本发明的管子4的空气-燃料混合物能够有效地冷却端件42的整个外部壁454，然后被引导到室1中。
根据本发明的管子具有多个优点，特别是：
-通过改进端件的冷却来优化预蒸发管子的使用寿命；
-保持管子的预蒸发功能；
-限制管子和燃烧室的维护成本；
-容易适配现有的气体发生器。
总体而言，该提出的解决方案在飞行器涡轮发动机上构建和组装是简单、有效且经济的，同时提供燃烧室的预蒸发管子的最佳冷却和改进的使用寿命。
