专利名称：涡轮机组燃烧室的环形壁，涡轮机组的燃烧室及具有燃烧室的涡轮机组的利记博彩app
技术领域：
本实用新型涉及涡轮机组燃烧室的通常领域。更特别地，涉及通过一种叫做“多重穿孔”的工艺冷却燃烧室的环形壁。
背景技术：
通常来说，涡轮机的环形燃烧室由环形内壁(也叫内筒)和环形外壁(也叫外筒)组成，它们在上游通过一个横壁连接，形成燃烧室的底部。内筒和外筒均有许多不同的孔洞，以便环燃烧室循环的空气可以进入燃烧室。因此，在筒壁上钻有被称为“初级”和“稀释”的孔，将空气导入燃烧室。从“初级”孔进入的空气用于形成空气和燃料的混合气体，在燃烧室中燃烧；而从“稀释”孔进入的空气则有助于稀释此空气和燃料的混合气体。内筒和外筒承受气体和燃料混合气体燃烧产生的气体高温。为保证它们的冷却，在所有的表面上均有穿透筒壁的，被称为多重穿孔的补充孔洞。这种多重穿孔通常有60°的倾斜，使燃烧室外的空气可以进入室内，并沿筒壁形成冷却
空气层。然而，在实践中，在紧邻每个初始孔和稀释孔下游的内筒和外筒区域，特别是因使用的激光穿孔工艺缺陷造成没有孔洞的情况下，会产生冷却不足并造成裂纹。为解决这个问题，US6, 145，319专利文献建议在每个初级孔和稀释孔紧邻的下游壁上使用过渡孔洞。这些过渡孔洞的倾斜度大于多重穿孔的孔洞。因为这是一种局部处理，成本昂贵并造成生产周期的延长。
实用新型内容本实用新型的目的是通过可确保对与初级和稀释孔洞紧邻的下游区域进行恰当冷却的燃烧室的环形壁，来克服所述缺陷。为此，本实用新型提供了一种包括冷侧和热侧的涡轮机燃烧室的环形壁，该环形壁包括:多个沿周向排分布的稀释孔，使此环形壁冷侧的空气进入热侧，以保证对空气和燃料混合气体的稀释；且多个冷却小孔，使该环形壁冷侧的循环空气进入到热侧从而沿环形壁形成一层冷却气体；这些冷却小孔分布成多个互相轴向间隔的周向排，且每个冷却小孔的几何轴线都是倾斜，朝向燃烧气体流出的轴向方向D，相对于环形壁法线N的倾斜角度度为Θ I ；其特征在于:每个稀释孔均包括轴向长度均为L，宽度在与轴向方向D相交方向上为Li的长方形截面。 通过这种特殊方式，稀释孔与冷却小孔之间的间距保持为恒量，可避免产生或至少大幅度地减少裂纹。最好这些稀释孔的宽度Li可随需要的冷却流体变化且它们包括圆边角。更好的是，在环形壁上紧邻这些稀释孔的上游和下游分布多个补充的冷却小孔，且分布成多个互相轴向间隔的周向排，这些补充的冷却小孔的几何轴线分布在与轴向方向D垂直的平面上，相对于环形壁的法线N倾斜角度为Θ 2，在稀释孔上游的补充的冷却小孔的朝向与下游的朝向相反。紧邻稀释孔的上游和下游，在与燃烧气体的流动方向垂直的平面上以倾斜方式分布的补充的冷却小孔，与传统的轴向多重穿孔相比保证了有效的冷却，而且不会在初级区改变气体的流动。传统的轴向多重穿孔的气体层会受稀释孔影响中断。一种更好地实现本实用新型的作法是，上述的补充的冷却小孔相对于环形壁法线N的倾斜角度Θ 2与冷却小孔的Θ I 一致，这些补充的冷却小孔的直径d2与冷却小孔的dl—致。更好的是，这些位于稀释孔上游的多个补充的冷却小孔沿环形周排列一直延伸到初级孔的下游，使环形壁冷侧的循环空气进入到热侧，以形成前述的空气和燃料混合气体。这些初级孔都包括轴向长度同为L，与轴向方向D相交方向上宽度为Li的长方形截面。本实用新型同样也适用于燃烧室及带有一个如上述的环形壁的涡轮机组(带有燃烧室)。
本实用新型的其它特点及优势表现在下面的描述中，参考所附理想状态下的本实用新型附图，在图中:图1是一个涡轮机组燃烧室在运行环境中的纵截面图；图2是按照本实用新型的一种实施方式完成的，图1中燃烧室的一个环形壁的局部毛坯视图；图3是图2中一部分环形壁的局部透视图；图4为图1的燃烧室的局部横切图。
具体实施方式
图1表示在其运行环境中的涡轮机组燃烧室10。所述涡轮机组首先包括一个压缩区(图上未显示)。在压缩区中空气压缩后被喷入燃烧室外壳12，然后再喷入安装在壳内的燃烧室10中。压缩空气进入燃烧室并与燃料混合后在燃烧室内燃烧。此燃烧产生的气体通过一个高压阀15被输送到位于燃烧室出口的高压涡轮机14。燃烧室为环形。它由内环形壁16和外环形壁18组成，这两个环形壁在上游通过横壁20连接并构成环形燃烧室底部。内环形壁16和外环形壁18沿着相对于涡轮机的纵轴线22略有倾斜的纵轴线延伸。燃烧室底部20留有多个均匀分布的开口 20A，内设燃料喷嘴24。燃烧室外壳12由内壳12a和外壳12b组成，与燃烧室10之间形成环形空间26，存放用于燃烧、稀释及冷却燃烧室的压缩空气。内环形壁16及外环形壁18均有位于环形空间26端头的冷侧16a，18a ;压缩空气在此间循环；另有朝向燃烧室内部的热侧16b，18b (图3)。燃烧室10分为“初级区域”(或燃烧区)和“次级区域”(或稀释区)，后者在前者的下游。(下游是指室内空气/燃料混合气体燃烧而产生的气体流动的轴向方向，通过箭头D表示)向燃烧室初级区域供气通过沿整个燃烧室内环形壁16和外环形壁18周长排列成行初级孔28进行。至于对燃烧室次级区域的供气是通过多个稀释孔30进行的。稀释孔30也沿内外环形壁16及18全周长分布。这些稀释孔同样沿周长排成列，在轴向上朝下游与初级孔交错排列。为冷却受燃烧气体高温影响的燃烧室的内环形壁16和外筒形壁18，预留了多个冷却小孔32 (见图2和图3)这些通过多重穿孔对壁16，18进行冷却的冷却小孔32在轴向空间内沿周长多行列分布排列。除了本实用新型中明确划分出来的特别区域外，这些多重穿孔排成多个行列遍布在燃烧室环形壁上的所有表面。在每一列中，冷却小孔32的数量和直径dl是相同的。同一列中两个相邻小孔的间距Pl为常量；对所有列来说，Pl可以是相同的，也可以是不同的。此外，相邻的行列中的冷却小孔32的排列应如图2所示，为错落的梅花形。如图3显示，穿透环形壁16和18的冷却小孔32通常有一个相对于环形壁法线N的Θ I倾斜角度。此Θ I倾斜使透过这些小孔的空气沿环形壁热侧16b，18b形成一层空气层。相对于无倾斜的小孔，此倾斜增加了被冷却的环形壁面积。此外，这些冷却小孔32的Θ I倾斜让燃烧室内形成的空气层向燃烧气体的流动方向流动(图中用箭头D表示)举例说明，对于金属或陶瓷材质的，厚度包括或在0.6到3.5mm间的16，18环形壁,冷却小孔32的直径dl可以包括或在0.3和Imm间，小孔间距包括或在I和IOmm之间，倾斜角度包括或在+30°和+70°之间，+60°最为典型。比较而言，对于一个参数相同的环形壁，初级孔28的直径从4到20mm。根据本实用新型，每个稀释孔30都包括长方形截面，(即沿发动机轴线的)轴向长度L相同，根据想要的冷却液体流，沿与发动机轴线横切方向的宽度L1、L2、L3可以是相同或不同的。这种特别的设置，与以前设计中不同直径的环形设置相反，稀释孔的轴向位置都是相同的，这样无论在上游还是下游，稀释孔与环绕它们的冷却小孔间的间距是固定和相同的。然而我们会注意到，为了避免应力的集中，也为了减少裂纹的出现，这些稀释孔的边缘呈更大的 放射状。此外，紧邻长方形稀释孔30的上游和下游的燃烧室的16和18环形壁都在每侧有沿周长多行列分布的大量补充的冷却小孔34，通常来说每侧至少有10列。然而，与以前形成在轴向方向D上流动的空气层的冷却孔相反，这些补充的冷却小孔形成的空气层横向流动，因为这些补充的冷却小孔位于与轴向方向D流动的燃烧气体垂直的平面上。这些与涡轮机轴线垂直的多个穿孔(下边的描述中将会谈到与冷却小孔32的轴向多个穿孔相对的回旋多个穿孔)让补充的冷却小孔与稀释孔接近从而提高空气和燃料混合气体的功效。此夕卜，稀释孔下游的回旋多个穿孔的朝向与上游的完全相反，从而在下游回旋多个穿孔区出口得到如来自上游多个穿孔区的，几乎是垂直的气流。相反，在环周长排成行的稀释孔30处，每个不同的孔之间，多个穿孔与传统的冷却小孔32 —样，仍为轴向。此外，如图4显示，在外环形壁18上的补充的冷却小孔34与内环形壁16上的朝向是相反的，这样可以更好地提高空气和燃料混合气体的功效。同一行的补充的冷却小孔34具有同样的直径d2，最好与冷却小孔32的直径dl相同，间距p2为定量，与冷却小孔32的间距pi可以相同也可以不同；倾斜角度Θ 2最好与冷却小孔32的倾斜角度Θ I相同，但分布在垂直面上，且如前所述，根据位于稀释孔30的上游还是下游，朝向一个方向(切面向发动机轴线的右边)或相反的方向(切面向左)。然而，在前边规定的数值范围内，这些补充的冷却小孔34的参数可与冷却小孔32有明显差异，即同一行的补充的冷却小孔的相对于环形壁16、18的法线N的倾斜角度Θ 2可与冷却小孔的Θ I不同，同 一行的补充的冷却小孔直径d2可与冷却小孔32的直径dl不同。不过除他们的朝向相反之外，在稀释孔的上游和下游的补充小孔34更多的是具有相同的参数。最好在稀释孔30上游，初级孔28的后面紧接着开始回旋多重穿孔(自28A行开始)，这样可以通过限制温度的上升避免在初级孔的下游形成裂纹。这种情况下，稀释孔30下游的回旋多重穿孔可等距离延伸，在末端30B行的位置上可以重新变成轴向穿孔，以便填满回旋区域且不会消耗燃烧室的TuHP功率。因燃烧室的燃料更加有效的混合，排出的平均温度得到改善。与局部化的处理(局部化处理只在稀释循环孔紧邻的区域钻孔)相比，此发明通过补充的冷却小孔(如通过激光或类似方式钻孔)，降低了生产成本并缩短了生产周期。您将注意到，如果不再按传统方式只在循环区域钻初级孔28，而是同时也给28加上具有圆边角的长方形截面生产程序还可以简化。
权利要求1.涡轮机组燃烧室(10)的环形壁(16，18)，包括冷侧(16a，18a)和热侧(16b，18b)，所述环形壁包括: 多个沿环周向排分布的稀释孔(30)，其允许所述环形壁冷侧(16a，18a)的空气进入热侦U (16b，18b)以保证对空气和燃料混合气体的稀释；且 多个冷却小孔(32)，其允许环形壁冷侧(16a，18a)的循环空气进入到热侧(16b，18b)以沿环形壁形成一层冷却气体层；这些冷却小孔分布成多个互相轴向间隔的周向排，且每个冷却小孔的几何轴线都是倾斜的，朝向燃烧气体流出的轴向方向D，相对于所述环形壁的法线N的倾斜角度为ΘI ； 其特征在于:每个所述稀释孔均有长方形截面，该长方形截面具有相同的轴向长度L，和在与所述轴向方向D相交的方向上的宽度Li。
2.根据权利要求1所述的涡轮机组燃烧室(10)的环形壁(16，18)，其特征在于:所述稀释孔的宽度Li是相同或不同的。
3.根据权利要求1或2所述的涡轮机组燃烧室(10)的环形壁(16，18)，其特征在于:所述稀释孔包括圆边角。
4.根据权利要求1或2所述的涡轮机组燃烧室(10)的环形壁(16，18)，其特征在于:位于紧邻稀释孔的上游和下游有多个补充的冷却小孔(34)，并分布成多个互相轴向间隔的周向排， 所述补充的冷却小孔的几何轴线在与所述轴向方向D垂直的平面上分布，相对于环形壁的法线N的倾斜角度 为Θ 2，且 所述稀释孔上游的补充的冷却小孔与下游的补充的冷却小孔的朝向是相反的。
5.根据权利要求4中所述的涡轮机组燃烧室(10)的环形壁(16，18)，其特征在于:补充的冷却小孔相对于环形壁的法线N的倾斜角度Θ 2与冷却小孔的倾斜角度ΘI相同。
6.根据权利要求4所述的涡轮机组燃烧室(10)的环形壁(16，18)，其特征在于:补充的冷却小孔的直径d2与冷却小孔的直径dl相同。
7.根据权利要求4所述的涡轮机组燃烧室(10)的环形壁(16，18)，其特征在于:位于稀释孔上游的多个补充的冷却小孔(34)沿周向排列一直延伸到初级孔(28)的下游，使环形壁冷侧(16a，18a)的循环空气进入到热侧(16b，18b)以产生所述的空气和燃烧混合气体。
8.根据权利要求7所述的涡轮机组燃烧室(10)的环形壁(16，18)，其特征在于:每个初级孔均有相同的轴向长度L，在与所述轴向方向D相交的方向上宽度为Li的长方形截面。
9.涡轮机组的燃烧室(10)，其特征在于:它包括根据权利要求1到8中任一权利要求所述的至少一个环形壁(16，18)。
10.具有燃烧室(10)的涡轮机组，其特征在于:该燃烧室(10)包括根据权利要求1到8中任一权利要求所述的至少一个环形壁(16，18)。
专利摘要本实用新型公开了一种涡轮机组的燃烧室(10)的环形壁，包括冷侧(16a,18a)和热侧(16b,18b)，多个沿周向排分布的稀释孔(30)，以便让环形壁冷侧(16a,18a)的循环空气进入热侧(16b,18b)，以保障空气和燃料混合气体的稀释；多个冷却小孔(32)可以让环形壁冷侧(16a,18a)的循环空气进入热侧(16b,18b)从而沿环形壁形成一层冷却空气层，这些冷却小孔分布成多个轴向间隔的周向排，且每个冷却小孔的几何轴线是倾斜的、朝向燃烧气体流出轴向方向D，相对于环形壁法线N的倾斜角度为θ1；这些稀释孔每个都具有轴向长度为L，在与轴向方向D相交的方向上宽度为Li的长方形截面。
文档编号F23R3/52GK203147823SQ201220542820
公开日2013年8月21日 申请日期2012年10月23日 优先权日2011年10月26日
发明者丹尼斯·吉恩·莫里斯·桑德里斯, 迪迪尔·希波吕忒·埃尔南德斯 申请人:斯奈克玛