CN110678696B - 具有可变几何形状的自适应燃气涡轮燃烧室 - Google Patents

具有可变几何形状的自适应燃气涡轮燃烧室 Download PDF

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Abstract

具有可变几何形状的自适应燃气涡轮燃烧室包括至少一个具有可变开口的***，用于根据空气温度，具体是来自压缩机的空气的温度，自动调节燃烧室(101)内的燃烧配置。该调节通过热敏构件执行，该热敏构件控制通向燃烧室的通道的、用于参与燃烧室内燃料燃烧或参与所述燃烧室内稀释有效气体的空气的至少一个横截面积。

Description

具有可变几何形状的自适应燃气涡轮燃烧室
技术领域
本发明涉及一种具有可变几何形状的自适应燃气涡轮燃烧室以及包括这种燃烧室的涡轮机。
背景技术
众所周知，涡轮机的燃烧室内的燃料的燃烧具有一氧化碳、燃烧残留物和氮氧化物的排放特性，这些特性根据涡轮机的功率设定而变化。首先，当功率设定降低时，一氧化碳和燃烧残余物排放急剧增加，以及当功率设定增大时，氮氧化物排放增加。当涡轮机是飞机涡轮喷气发动机时，起飞然后巡航时使用高功率设定，而在着陆和滑行时使用低功率设定，这也对应于涡轮喷气发动机的空中重燃条件。为了无视功率设定而减少这些排放，可考虑使用可变几何形状的燃气涡轮燃烧室。这种具有可变几何形状的燃烧室具有将上游引导进入燃烧室的至少一个第一燃烧空气入口和将下游引导进入同一燃烧室的至少一个第二燃烧空气入口。因而，当功率设定增加时，向室中引入的燃烧空气在上游增加，同时在下游减少，从而产生燃料贫乏的燃烧。相反，当功率设定减小时，向室中引入的燃烧空气在上游被减少，同时在下游被增加，从而产生富含燃料的燃烧。例如，文献FR 2 779 807提出基于涡轮机中的气压，使用一个或多个阀或其他关闭装置来自动控制燃烧空气进入燃烧室的可变速率。然而，在文献FR 2 779 807中描述的可变几何形状的实现很复杂，在尺寸和质量方面不利，并且难以与涡轮机中存在的温度、压力、振动和空气流速条件兼容。
另外，文献FR 2 452 599提出自动调节燃烧室旁路空气流速，以冷却涡轮的部件，具体地，冷却其固定叶片和运动叶片。响应于诸如来自涡轮机的压缩机的空气的压力或温度的参数来进行自动调节。例如，阀由双金属条带承载，以便改变打开的横截面积，以使来自压缩机的空气通过。因而，使得调节根据来自压缩机的冷却空气的温度而变化。然而，文献FR 2 452 599中描述的概念和设备不对应于具有可变几何形状的燃烧室，以便根据功率设定优化燃烧。
发明内容
基于这种情况，本发明的一个目的是改进涡轮燃烧室中燃烧配置的自动调节，从而为涡轮机的不同的功率设定优化一氧化碳和氮氧化物的排放特性以及涡轮机的能量效率。
一个辅助目的是获得这样一种自动调整，该自动调整在燃烧室附近存在的热和振动条件下简单、坚固且便宜。
为此，本发明的第一方面提供了一种燃气涡轮燃烧室，其包括：
-燃烧室；
-空气供应***，具体用于供应离开压缩机的空气，该空气供应***布置成向燃烧室供应至少一个温度可变的空气流；以及
-至少一个具有可变开口的***，其本身包括：
进气通道，其布置成允许来自空气供应***的空气流进入燃烧室，
可移动的闭合构件，其在移动时改变进气通道的开口横截面积，以及
热敏构件，其形状根据该热敏构件的温度而变化，并且布置在空气供应***与进气通道之间的空气流中，并且连接至闭合构件，以使得热敏构件的变形使闭合构件移动。
根据本发明，进气通道相对于燃烧室布置，使得通过该进气通道进入该室的空气是参与燃料燃烧的空气，或者是在燃烧室内参与有效气体稀释的空气。以这种方式，涡轮燃烧室具有可变的几何形状，但又具有自适应性，因而涡轮燃烧室可根据其运行功率设定自动调节燃烧室内部的燃烧配置。
具体地，以这种方式，可获得用于低运行功率设定的第一燃烧配置与用于高运行功率设定的另一燃烧配置之间的交替，其中，第一燃烧配置具有位于燃烧室底部的富燃料火焰区，随后是稀释区，在另一燃烧配置中，燃烧贫油且没有稀释区。
本发明涉及的空气是参与燃烧室中燃料燃烧和/或气体稀释的空气，该空气根据燃烧室上游存在的空气温度自动调节进入燃烧室的流量。换言之，根据本发明调节其流量的这种空气使得可改变在涡轮燃烧室中进行的燃烧的配置或几何形状。
使用具有根据该构件的温度而变化的形状的热敏构件构成了一种调节装置，其中，该热敏构件机械地连接至闭合构件以使其移动，该调节装置在燃烧室附近存在的热和振动条件下简单、坚固且便宜。
在热敏构件的不同实施方式中，该构件可包括由形状记忆合金制成的部分或双金属带组件。
在热敏构件的第一实施方式中，形状记忆合金具有称为马氏体的“低温”相和称为奥氏体的“高温”相，并且在称为马氏体转变温度的转变温度从一个相可逆地转变为另一相。由这种合金制成的部分可具有在两相之间不同的几何形状，使得该部分在其温度升高或降低为通过马氏体相变温度的值时可逆地改变其几何形状。这种形状记忆合金的成分是本领域技术人员众所周知的，并且也进行了详细分类。例如，我们可列举钛镍合金和铜铝合金的族，这些族以这些合金的主要成分命名。
在热敏构件的第二实施方式中，双金属条组件由至少两个部分组成，该至少两个部分由具有不同的热膨胀系数的相应值的材料制成，并彼此连接。因而，由热敏构件经受的温度变化引起的材料的两部分的相对尺寸变化导致后者的变形。在适合于非常高的温度的一些实施方式中，双金属带组件的两个部分可通过冷轧彼此焊接。
在具有可变开口的***的第一实施方式中，热敏构件可适配成使得其自身可逆地致动闭合构件。换言之，当该热敏构件经历从初始温度值开始的第一温度变化时，其可适于首先提供足够的能量，以使闭合构件从任何初始位置移动。但该热敏构件还适于随后提供额外的能量，该能量足以当热敏构件在第一次温度变化后在相反方向上经历第二次温度变化时，引起闭合构件的反向运动，使得闭合构件当热敏构件的温度再次等于其初始值时，再次处于其初始位置。
在具有可变开口的***的第二实施方式中，热敏构件可适配成使得其自身仅在一个方向上致动闭合构件。然后，热敏构件必须与返回构件结合，以使得后者以受热敏构件限制的方式沿相反方向移动闭合构件。换言之，热敏构件可进一步适于提供足够的能量，以在热敏构件经历从初始温度值的第一温度变化时，使闭合构件从初始位置移动。但是，当热敏构件经历第二次温度变化时，返回构件产生额外的能量，用于闭合构件的反向运动，从而当热敏构件的温度再次等于其初始值时，闭合构件再次处于其初始位置。
本发明的第一类型的实施方式涉及调节在燃烧室的上游部分中允许进入燃烧室的燃烧空气。对于该第一类型的实施方式，具有可变开口的***可布置在燃烧室的喷射***的空气供应旋流器上，以便改变来自空气供应***且通过该供应旋流器进入燃烧室的燃烧空气的进气流量。该旋流器相对于在操作期间进入燃烧室的空气流的大致方向位于燃烧室的轴向上游。然后，闭合构件可包括具有开口的环，该环在侧向围绕空气供应旋流器，使得开口相对于空气供应旋流器的通道对齐或偏移，以便根据环在进气旋流器周围的角度位置，改变通向通道的通路的横截面积。因此产生的用于进入空气供应旋流器的通道的通路的可变横截面积形成进气通道的开放横截面积。
有利地，然后，具有可变开口的***可布置成当来自空气供应***的空气的温度降低时减小进气通道的开口横截面积，以及当该空气温度升高时增大进气通道的该开口横截面积。供气温度降低的情况对应于已降低至包括涡轮燃烧室的涡轮机的较低功率设定的运行模式，以及空气温度升高的情况对应于已升高至较高功率设定的运行模式。
本发明的该第一类型的实施方式可与上述热敏构件的第一实施方式或第二实施方式组合，并且也可与如上所述的具有可变开口的***的第一实施方式或第二实施方式组合，它们的所有组合均包括于本发明中。
具体地，热敏构件可构成由环承载的叶片的至少部分，该至少部分位于来自空气供应***的空气流中。然后，该至少部分可适于在来自空气供应***的空气的至少两个温度值之间，赋予叶片彼此相反的倾斜和/或曲率方向，以便通过空气动力使环围绕送风旋流器沿一个方向或相反方向旋转。
替代地，环可承载至少一个叶片，该叶片位于来自空气供应***的空气流中，并且具有固定的倾斜度或曲率，以便通过空气动力使环朝向静止位置旋转，从而形成返回构件。然后，该热敏构件可设置成通过抵抗返回构件的力旋转环而使该环从静止位置移开。
本发明的第二类型的实施方式涉及对引入到燃烧室的下游部分中的稀释空气的调节。对于该第二类型的实施方式，具有可变开口的***可布置成相对于在运行过程中进入燃烧室的空气的总体流量，改变来自空气供应***并通过燃烧室的侧壁进入燃烧室的稀释空气的进气流速。
有利地，然后，具有可变开口的***可布置成当来自空气供应***的空气的温度降低时，增加或产生进气通道的开口横截面积，以及当该空气温度升高时，减小或消除该开口横截面积。空气供应温度降低(分别地升高)的情况再次对应于已降低到较低(分别地较高)功率的运行模式。
本发明的第二类型的实施方式也可与上述热敏部件的第一实施方式或第二实施方式组合，并且也可与上述的具有可变开口的***的第一实施方式或第二实施方式组合，其全部组合再次包括于本发明中。
具体地，热敏构件可构成承载闭合构件的杆的部分，或构成布置成移动闭合构件的可逆致动器的部分。在后一种情况下，热敏构件可构成叶片的至少部分，该至少部分位于来自空气供应***的空气流中。然后，热敏构件适于在来自空气供应***的空气的至少两个温度值之间，向叶片施加彼此相反的倾斜或曲率方向，以便通过空气动力使闭合构件在一个方向上或在相反方向上运动，以便可逆地改变进气通道的开口横截面积。
替代地，承载闭合构件的杆还可承载至少一个叶片，该叶片位于来自空气供应***的空气流中，并且具有固定的倾斜度或曲率，从而通过空气动力使杆朝向静止位置旋转，以形成返回构件。然后，热敏构件可布置成通过抵抗返回构件的力旋转杆，使杆从静止位置移开。
可能地，根据本发明的涡轮燃烧室可通过包括根据本发明的第一类型的实施方式的具有可变开口的第一***和根据本发明的第二类型的实施方式的具有可变开口的第二***两者来组合燃烧空气和稀释空气的调节。然后，当其中布置有可变开口的两个***的热敏构件的空气流中的温度变化时，具有可变开口的第一***和第二***适于沿相反的变化方向同时改变具有可变开口的第一***和具有可变开口的第二***的进气通道的开口横截面积。优选地，两个进气通道的开口横截面积同时变化，以使得在具有可变开口的两个***同时变化的过程中，进入燃烧室的空气的总质量流量保持基本恒定。另外，在具有可变开口的两个***同时变化期间，对于允许进入燃烧室的空气的该总流量有效的总压降也可有利地保持恒定。
另外，在具有可变开口的***中，使用布置在燃烧室的上游和下游部分中的相同类型的热敏构件来确保由这些***控制的气流速率的变化自动同步。
本发明的第二方面提供了一种涡轮机，其包括空气压缩机、根据本发明的第一方面的涡轮燃烧室以及涡轮。这样的涡轮机布置成使得压缩机构成用于涡轮燃烧室的空气供应***的空气源，并且使得来自涡轮燃烧室的气体致动涡轮，涡轮驱动压缩机。
这种涡轮机特别适合于形成商用客机涡轮喷气发动机的部分。然后，提到的功率设定对应于飞行的不同阶段：高功率设定下的起飞和巡航、低功率设定下的着陆和滑行以及飞行中的点火。
附图说明
参阅附图，根据以下几个非限制性示例性实施方式的描述，本发明的其他特征和优点将变得显而易见。
图1是可应用本发明的涡轮机的剖视图；
图2a是燃烧空气供应旋流器的立体图，其与本发明所使用的具有可变开口***的第一实施方式结合；
图2b是对于两个不同的开口值的供应旋流器和具有可变开口的***的剖视图；
图2c是图2a的部分的细节图，用于热敏构件的另一实施方式；
图2d对应于图2a，用于本发明使用的具有可变开口***的第二实施方式；
图3a至图3d是立体图或剖视图，示出了用于稀释空气入口的本发明的其他示例性实施方式；以及
图4是根据本发明的涡轮燃烧室的立体图，该燃烧室既在燃烧空气供应旋流器处，也在稀释空气入口处。
具体实施方式
为了清楚起见，这些图中表示的构件的尺寸不对应于它们的实际尺寸或它们的实际尺寸的比率，或当这些形状不依赖于本发明时不对应于确切的形状。另外，当所描述的设备的一些构件不直接参与实现本发明时，它们仅以象征性或原则上表示，或者根本不表示。这是燃料喷射***的特殊情况，其位于空气供应旋流器的中心，但是未示出，以便更清楚地揭示与本发明直接相关的部件。另外，在不同附图中示出的相同附图标记表示相同构件或具有相同功能的构件。
本发明可应用于如图1所示的涡轮机。这种涡轮机包括涡轮燃烧室100、压缩机200和涡轮300。
涡轮燃烧室100本身包括燃烧室101、空气供应***和至少两个具有可变开口的***。
燃烧室101可具有不同的设计，例如具有侧壁的燃烧室，该侧壁由一系列环1a、1b、1c和1d形成。在燃烧室101的其他设计中，其侧壁可是多孔的，或具有多个穿孔。
空气供应***包括至少一个外部管道102，用于将来自压缩机200的空气引导至燃烧室101的空气入口。图1中由字母E指示的箭头表示涡轮机中的气流的大体方向，该方向从压缩机200通过燃烧室100到涡轮机300。标号L指示空气流线。根据装有涡轮机的飞机的高度和涡轮机的运行模式，例如，用于飞机起飞的高功率设定或用于飞机滑行或涡轮机的冷重启的低功率设定，离开压缩机200的空气温度可在约-40℃与约630℃之间变化。
在供应***与燃烧室101的某些进气口之间的气流路径中放置具有可变开口的***。具体地，具有可变开口的***1可轴向穿过燃烧室101的上游壁布置，以便调节燃烧空气流，在技术人员的术语中称为一次空气流。在组合中，具有一个或多个可变开口3的一个或多个***可布置成横穿燃烧室101的侧壁的部段1a至1d中的一些，这些***中的每个均旨在调节稀释空气流。所有这些具有可变开口1和3的***均在涡轮机运行期间根据其运行模式进行调节，对应于输送的高功率或低功率。具体地，当该功率增大时，具有可变开口的***1调节为增大一次空气流，以及***3同时调节为减少或消除燃烧火焰的稀释。相反，当涡轮发动机传递的功率减小时，具有可变开口的***1调节成减少一次空气流，以及具有可变开口的***3同时调节为增加火焰的稀释度。优选地，对具有可变开口的***1和3进行调节，使得在燃烧室的几何形状过渡期间，进入燃烧室101的空气的总质量流率和流的压力损失基本保持恒定。
根据本发明，具有可变开口的***1和/或3中的至少一个根据该可变开口***或这些可变开口***的上游的管道102中的空气温度自动地自主进行调节。
现在首先参考图2a描述用于具有可变开口的***1的本发明。空气供应***包括供应旋流器103。该供应旋流器具有用于燃烧空气的通道103a，该通道穿过燃烧室101的上游壁，该上游壁也称为燃烧室的底壁。在环103中相邻的两个通道103a由中间分割部103b隔开，该中间分割部103b也称为桶部。通道103a的***开口围绕轴线A-A分布。***开口形成允许空气从压缩机200进入进气室101的进气通道。具有开口的环2放置在旋流器103周围，位于通道103a的***开口的前面，能够绕着轴线A-A在两个限转挡块之间旋转。在环2中，开口2a与闸板部段2b在供应旋流器103的通道103a的外周开口处交替。然后，在环2的对应于旋流器103的通道103a用于来自压缩机200的空气的最大通路的横截面积的位置处，环2的开口2a与旋流器103的通道103a的开口重合。环2的这种位置产生最大的横截面积，该位置在图2b的左半部分中示出。当环2从该位置逐渐旋转时，闸板部段2b部分地位于旋流器103的通道103a的外周开口的前方，从而减小来自压缩机200的空气进入通道103a的通路的横截面积。在图2b的右半部分示出了环2的该另一位置，该另一位置产生了减小的通路横截面积。因而，通过使环2绕轴线A-A旋转来调节进入燃烧室101的一次空气流。因而，环2形成在本说明书的总体部分中提到的闭合构件。在图2b中表示的环2的旋转方向O和F分别对应于进入旋流器103的通道103A的通路的横截面积的逐渐增加和逐渐减小，并因而对应于通向用于一次空气流的燃烧室101的进气通道的开口的横截面积的相应增加和减少。
根据本发明的第一实施方式，在图2a中进一步示出了该实施方式，环2设有叶片2c，例如在开口2a和闸板部段2b的上游。这些叶片2c位于来自压缩机200的空气流中，然后该气流部分进入旋流器103的通道103a或在燃烧室101周围流动。叶片2c至少部分由形状记忆合金制成，以使得其各自具有可变方向的曲率。例如，当旋流器103上游的空气的温度高于形状记忆合金的马氏体转变温度时，叶片2c的曲率(在图2a中用实线表示的叶片轮廓)使得来自压缩机200的空气沿图2b中所示的旋转方向O推动环2，从而增大进入旋流器103的通道103a的通路的横截面积。相反，当空气温度低于马氏体转变温度时，叶片2c的曲率方向相反(图2a中用虚线表示的叶片轮廓)，使得来自压缩机200的空气流沿图2b所示的旋转方向F推动环2，从而减小进入旋流器103的通道的通路的横截面积。在该第一实施方式中，形状记忆合金的叶片2c构成了本说明书的总体部分中提到的热敏构件。叶片允许自动且可逆地调节进入旋流器103的通道103a的通路的横截面积，从而当来自压缩机200的空气温度降至马氏体转变温度以下时，使环2沿方向F旋转，以及当空气温度升高到马氏体转变温度以上时，沿方向O旋转。
图2c示出了替代实施方式，其中环2的每个叶片2c均在其可逆曲率部分中具有双金属条组件。这样的组件可由两个部分2c1和2c2组成，这两个部分例如通过冷轧层压在一起，以使得每个部分形成叶片的可逆曲率部分的厚度的部分。在较低温度下为凹形的部分，例如图2c中用实线表示的叶片轮廓的部分2c1由一种材料制成，该材料的热膨胀系数比所考虑的示例中的另一部分2c2的材料的热膨胀系数大。在技术人员的能力范围内的、对部分2c1和2c2的材料及其厚度的合适选择允许获得每个叶片2c的曲率，该曲率在高温下会反转(在图2c中用虚线指示的叶片轮廓)。
在图2d中所示的本发明的第二实施方式中，环2的叶片现在表示为2c'，在来自压缩机的空气流中具有固定的曲率，以便沿旋转方向O推动环2。然后，环2和空气供应***分别设置有臂2d和104，臂2d和104通过形状记忆合金线缆4一对一地连接。线缆4可设计为使得其在高于马氏体转变温度的温度下的有效长度大于在马氏体转变温度以下的有效长度。因而，来自压缩机200的空气的温度升高到刚好高于马氏体转变温度使环2自由旋转。叶片2c'使其沿O方向旋转。相反，当温度回落到马氏体转变温度以下时，这会使线缆4缩短，从而使环2沿F方向旋转。换言之，叶片2c'构成返回构件，由于空气流E在叶片2c'上产生的空气动力，返回构使环2返回到对应于一次空气流的进气通道进入燃烧室101的最大开口横截面的位置。
现在参考图3a和图3b来描述本发明的第三实施方式，第三实施方式涉及这些具有可变开口3的***之一，该***安装在燃烧室101的侧壁的下游部分中。如已描述的是，这种***旨在根据涡轮机的当前功率设定来适配允许进入燃烧室101的稀释空气流。燃烧室101的侧壁设置有孔口5，以及用作闭合构件的阀6经由杆7由基部8支承。基部8优选地由与燃烧室101的侧壁一体地由绝热材料制成。杆7位于来自压缩机200的空气流E中。其设计成当来自压缩机200的空气对应于高功率设定而温度高时，将阀6施加在孔口5上，以及当来自压缩机200的空气对应于低功率设定而温度低时，将阀6从孔口5移开。因而，对于低功率设定，稀释空气流进入燃烧室101，以及对于高功率设定被抑制。
在图3a所示的实施方式中，杆7的至少一段由形状记忆合金的部分构成，使得杆7在马氏体相变阶段弯曲，使得阀6从孔口5移开，以及在奥氏体相中笔直，使得将阀6施加在孔口5上。显然，可以以等同的方式使用杆7和基部8的其他几何配置。
在图3a的替代实施方式中，图3b中也示出了该实施方式，构成杆7的形状记忆合金部分由双金属条组件代替，如参考图2c所述。该双金属带组件的各段用71和72表示。段71的热膨胀系数比端72的热膨胀系数更大，段71构成了杆7的表面，该表面或该表面的至少部分在较低温度下是凹形的。杆7的两个段71和72的厚度以及它们各自的材料以本领域技术人员可获得的范围内的方式来选择，使得双金属条组件的操作当来自压缩机200的空气的温度高时可逆地将阀6施加在孔口5上，以及当该空气温度降低时使阀6远离孔口5移动。
在图3c中示出的本发明的第三实施方式中，基部8'配置成允许杆7在平行于燃烧室101的外侧表面的平面中旋转。因而，由杆7承载的阀6在杆7的外侧表面上在两个位置之间滑动，在该两个位置中的一个相对于孔口5偏移(用实线表示)，然后孔口打开，在该两个位置中的另一个，阀6覆盖孔口5(用虚线表示)。杆7刚性地承载固定形状的弯曲翅片9，该翅片9位于来自压缩机200的气流E中。通过这种方式，杆7通过气流E在翅片9上产生的空气动力返回到孔口5的打开位置。因而，气流E中的翅片9形成返回构件，该返回构件用于将具有可变开口的***返回至孔口5的打开位置。该打开位置对应于本说明书的大体部分中提到的静止位置。致动器10包括：另一基部11，其也可固定至燃烧室101的壁上；另一杆12，刚性地保持在基部11中的附接端12'上；以及推动指状部13。推动指状部13附接至杆12的远端12”，该远端12”与附接端12’相对。杆12可具有形状记忆合金的部分，该部分设计成使得在马氏体相中，杆12具有缩回形状(在图3c中以实线表示)，从而允许翅片9将阀6推至远离孔口5的位置。同时杆12设计成使得杆12在过渡到其奥氏体相的过程期间，通过指状部13推动杆7，直到将阀6移到孔口5上方并关闭孔口。
在图3c的替代实施方式中，构成致动器10的杆12的形状记忆合金的部分可由参照图2c描述的双金属条组件代替。鉴于已提供的描述，这样的实施方式对于本领域技术人员将是显而易见的，因而没有必要进一步描述它。
在图3d中示出了又一替代实施方式。与图3c的实施方式相比，取消了致动器10，并且杆7承载具有可逆倾斜和/或曲率的叶片7'。叶片7'可具有形状记忆合金的部分，如针对图2a的实施方式的叶片2c所述，或可具有如针对图2c的实施方式的叶片2c'所描述的双金属条组件。考虑到已经参考这些先前附图进行的描述，该另一实施方式对于本领域技术人员也将是显而易见的。当气流E的空气温度降低时，叶片7'的倾斜和/或曲率的倒置打开孔口5或增加其开口横截面积，以及当气流E的空气温度升高时，可逆地减小该开口横截面积或消除该开口横截面积。与本发明的所有实施方式一样，这种操作是自主的。
无论热敏构件的实现方式为何(具有形状记忆合金的部分或具有双金属条组件)，本发明的对应于图2a至图2c或图3d的实施方式都是优选的，因为它们简单，具体地，因为它们需要的零件数量少。图4示出了这些实施方式中的两个的组合：一个实施方式根据图2a至图2c，另一实施方式根据图3d。这种组合特别易于实施，然后以高度可靠性使用。另外，每个具有可变开口的***的尺寸都有利地确定为使得进入室101的空气的总质量流率，如经由具有可变开口1的***的燃烧空气或经由具有可变开口3的稀释空气的总质量流率，在过渡期间保持基本恒定，这是因为具有可变开口1和3的***的开口横截面积在相反的方向上变化，同时保持总横截面基本恒定。

Claims (14)

1.具有可变几何形状的自适应燃气涡轮燃烧室，包括：
-燃烧室（101）;
-空气供应***，具体地用于供应离开压缩机（200）的空气，所述空气供应***布置成向所述燃烧室（101）供应至少一个温度可变的空气流；以及
-至少一个具有可变开口的***，包括：
进气通道，布置成允许来自所述空气供应***的空气流进入所述燃烧室（101），
可移动的闭合构件，所述闭合构件在移动时改变所述进气通道的开口横截面积；以及
热敏构件，其形状根据所述热敏构件的温度而变化，所述热敏构件布置在所述空气供应***与所述进气通道之间的空气流中，并且连接至所述闭合构件，使得所述热敏构件的变形使所述闭合构件运动，
其中，所述进气通道相对于所述燃烧室（101）布置，使得通过所述进气通道进入所述燃烧室的空气是参与所述燃烧室内燃料燃烧的空气，或是参与所述燃烧室内稀释有效气体的空气，以使得涡轮燃烧室是自适应性的，从而根据所述涡轮燃烧室的运行功率设定自动调整所述燃烧室内部的燃烧配置，
其特征在于，所述具有可变开口的***布置成相对于在操作过程中进入所述燃烧室的空气流的大致方向（E），改变来自所述空气供应***并通过轴向位于所述燃烧室的上游的空气供应旋流器（103）进入所述燃烧室（101）的燃烧空气的进气流量，以及
所述闭合构件包括具有开口（2a）的环（2），所述环侧向围绕所述空气供应旋流器，以使得所述开口相对于所述空气供应旋流器（103）的通道（103a）对齐或偏移，以便根据所述环围绕所述空气供应旋流器的角位置改变进入所述通道的通路的横截面积，从而形成所述进气通道的开放横截面积。
2.根据权利要求1所述的涡轮燃烧室，其中，所述热敏构件包括由形状记忆合金制成的部分，或者包括双金属条组件，所述双金属条组件包括至少两个部分，所述至少两个部分由具有各自不同的热膨胀系数值并且彼此连接的材料制成，从而使所述至少两个部分的材料的由所述热敏构件所经历的温度变化而引起的相对尺寸变化使所述热敏构件变形。
3.根据权利要求1或2所述的涡轮燃烧室，其中，当所述热敏构件从初始温度值经历第一温度变化时，所述热敏构件适于提供足够的能量，以使所述闭合构件从任何初始位置移动，所述热敏构件还适于随后提供附加能量，当所述热敏构件在所述第一温度变化之后并在与所述第一温度变化相反的方向上经历第二温度变化时，足以使所述闭合构件反向运动，使得当所述热敏构件的温度再次等于所述初始温度值时，所述闭合构件再次处于所述初始位置。
4.根据权利要求1或2所述的涡轮燃烧室，其中，当所述热敏构件从初始温度值经历第一温度变化时，所述热敏构件适于提供足够的能量以使所述闭合构件从初始位置移动，以及所述具有可变开口的***还包括至少一个返回构件，所述返回构件适于产生附加能量，当所述热敏构件在所述第一温度变化之后并在与所述第一温度变化相反的方向上经历第二温度变化时，所述附加能量足以使所述闭合构件反向运动，使得当所述热敏构件的温度再次等于所述初始温度值时，所述闭合构件再次处于所述初始位置。
5.根据权利要求3所述的涡轮燃烧室，其中，所述热敏构件构成由所述环（2）承载的叶片的至少部分，所述至少部分位于来自所述空气供应***的空气流中，并且适于在来自所述空气供应***的空气的至少两个温度值之间，为所述叶片赋予彼此相反的倾斜和/或曲率方向，以便通过空气动力沿第一方向或与所述第一方向相反的第二方向围绕所述空气供应旋流器（103）旋转所述环。
6.根据权利要求4所述的涡轮燃烧室，其中，所述环（2）承载至少一个叶片，所述叶片位于来自所述空气供应***的空气流中，并且具有固定的倾斜度或曲率，以便通过空气动力使所述环朝向静止位置旋转，以形成所述返回构件，以及
所述热敏构件布置成通过抵抗所述返回构件的力旋转所述环，而使所述环从所述静止位置移开。
7.根据权利要求5或6所述的涡轮燃烧室，其中，所述具有可变开口的***布置成当来自所述空气供应***的空气的温度降低时减小所述进气通道的开口横截面积，以及当所述空气的温度升高时，增加所述进气通道的所述开口横截面积。
8.一种涡轮燃烧室，包括具有可变开口的第一***，所述第一***布置成改变燃烧空气的进气流量，所述涡轮燃烧室如权利要求1至7中的任一项所述，以及
所述涡轮燃烧室还包括具有可变开口的第二***，所述第二***布置成相对于运行期间进入所述燃烧室的空气流量，改变来自所述空气供应***并通过所述空气供应***的侧壁进入所述燃烧室（101）的稀释空气的进气流量，
具有可变开口的所述第二***包括：
进气通道，布置成允许来自所述空气供应***的空气流进入所述燃烧室（101），
可移动的闭合构件，所述闭合构件在移动时改变所述进气通道的开口横截面积，以及
热敏构件，其形状根据所述热敏构件的温度而变化，所述热敏构件布置在所述空气供应***与所述进气通道之间的空气流中，并且连接至所述闭合构件，使得所述热敏构件的变形使所述闭合构件运动，
其中，所述第二***的所述进气通道相对于所述燃烧室（101）布置，使得通过具有可变开口的所述第二***的所述进气通道进入所述燃烧室的空气是参与所述燃烧室内稀释有效气体的空气，以及
其中，具有可变开口的所述第一***和所述第二***适于在具有可变开口的所述第一***和所述第二***的热敏构件设置于其中的空气流的温度变化时，在相反的变化方向上同时改变具有可变开口的所述第一***和所述第二***的相应进气通道的开口横截面积。
9.根据权利要求8所述的涡轮燃烧室，其中，对于具有可变开口的所述第二***，当所述热敏构件从初始温度值经历第一温度变化时，所述热敏构件适于提供足够的能量，以使所述闭合构件从任何初始位置移动，所述热敏构件还适于随后提供附加能量，当所述热敏构件在所述第一温度变化之后并在与所述第一温度变化相反的方向上经历第二温度变化时，所述附加能量足以使所述闭合构件反向运动，使得当所述热敏构件的温度再次等于所述初始温度值时，所述闭合构件再次处于所述初始位置，以及
具有可变开口的所述第二***的所述热敏构件构成承载所述闭合构件的杆（7）的部分，或布置成使所述闭合构件运动的可逆致动器的部分。
10.根据权利要求9所述的涡轮燃烧室，其中，对于具有可变开口的所述第二***，所述热敏构件构成可逆致动器的部分，所述可逆致动器布置成使所述闭合构件运动，从而形成叶片的至少部分，所述叶片位于来自所述空气供应***的空气流中，所述热敏构件适于在来自所述空气供应***的空气的至少两个温度值之间，赋予所述叶片彼此相反的倾斜和/或曲率方向，从而通过空气动力在第一方向上或在与所述第一方向相反的第二方向上移动所述闭合构件，从而可逆地改变所述进气通道的开口横截面积。
11.根据权利要求8所述的涡轮燃烧室，其中，对于具有可变开口的所述第二***，当所述热敏构件从初始温度值经历第一温度变化时，所述热敏构件适于提供足够的能量以使所述闭合构件从初始位置移动，以及所述具有可变开口的***还包括至少一个返回构件，所述返回构件适于产生附加能量，当所述热敏构件在所述第一温度变化之后并在与所述第一温度变化相反的方向上经历第二温度变化时，所述附加能量足以使所述闭合构件反向运动，使得当所述热敏构件的温度再次等于所述初始温度值时，所述闭合构件再次处于所述初始位置，以及
承载具有可变开口的所述第二***的所述闭合构件的杆（7）还承载至少一个叶片，所述至少一个叶片位于来自所述空气供应***的空气流中，并且具有固定的倾斜度或曲率，以便通过空气动力使杆朝向静止位置旋转，以形成所述返回构件，以及
具有可变开口的所述第二***的所述热敏构件布置成通过抵抗所述返回构件的力旋转所述杆而使所述杆（7）从所述静止位置移开。
12.根据权利要求9至11中任一项所述的涡轮燃烧室，其中，所述具有可变开口的***布置成当来自所述空气供应***的空气的温度降低时增加或产生所述进气通道的开口横截面积，以及当所述空气的温度升高时，减小或消除所述进气通道的所述开口横截面积。
13.一种涡轮机，包括空气压缩机（200）、根据前述权利要求中任一项所述的涡轮燃烧室（100）、和涡轮（300），所述涡轮机布置成使得所述空气压缩机构成用于所述涡轮燃烧室的所述空气供应***的空气源，以使得来自所述涡轮燃烧室的气体致动所述涡轮，所述涡轮驱动所述压缩机。
14.根据权利要求13所述的涡轮机，形成商用客机涡轮喷气发动机的部分。
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Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3108657B1 (fr) * 2020-03-24 2022-07-15 Safran Aircraft Engines Rotor de turbine comprenant un dispositif de régulation du débit de fluide de refroidissement et turbomachine comprenant un tel rotor
FR3108659B1 (fr) * 2020-03-24 2022-08-12 Safran Aircraft Engines Rotor de turbine comprenant un dispositif de régulation du débit de fluide de refroidissement et turbomachine comprenant un tel rotor
CN114593438B (zh) * 2020-12-02 2023-08-22 中国航发商用航空发动机有限责任公司 燃油喷嘴、燃烧室、燃气涡轮发动机以及防止燃油结焦的方法
CN112815356B (zh) * 2020-12-31 2022-07-15 哈尔滨工程大学 一种可自适应调节的富氢燃料低排放微焰燃烧室
CN112902226B (zh) * 2021-03-11 2022-08-16 西北工业大学 一种燃油蒸发式的火焰筒
CN113776083B (zh) * 2021-10-08 2023-01-03 中山大学 一种可变形火焰稳定器
CN114151826A (zh) * 2021-10-20 2022-03-08 中国航发四川燃气涡轮研究院 变几何的燃烧室
CN114321977A (zh) * 2021-11-29 2022-04-12 南京航空航天大学 一种环缝帽罩进气面积智能调节***及调节方法
CN114234238B (zh) * 2021-12-13 2023-05-30 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 一种用于变几何燃烧室的可旋转高效密封装置
CN114076324B (zh) * 2022-01-19 2022-07-08 中国航发四川燃气涡轮研究院 能够自动调节掺混进气的燃烧室
CN116255644B (zh) * 2023-02-23 2024-08-02 中国航发沈阳发动机研究所 一种单级涡流器可调的变几何燃烧室
CN116293813A (zh) * 2023-02-23 2023-06-23 中国航发沈阳发动机研究所 一种两级涡流器可调的变几何燃烧室

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4606190A (en) * 1982-07-22 1986-08-19 United Technologies Corporation Variable area inlet guide vanes
GB2244551A (en) * 1990-05-29 1991-12-04 Gen Electric Variable-geometry air swirler
CN102459850A (zh) * 2009-06-05 2012-05-16 埃克森美孚上游研究公司 燃烧器***和使用燃烧器***的方法
CN104718413A (zh) * 2012-10-01 2015-06-17 涡轮梅坎公司 具有可变空气供应的涡轮引擎燃烧组件
CN104930544A (zh) * 2014-03-18 2015-09-23 阿尔斯通技术有限公司 具有冷却套管的燃烧室

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3691761A (en) * 1967-11-10 1972-09-19 Squire Ronald Jackson Apparatus for regulation of airflow to flame tubes for gas turbine engines
US3577878A (en) * 1967-11-10 1971-05-11 Lucas Industries Ltd Flame tubes for gas turbine engines
DE2020416A1 (de) * 1970-04-27 1971-11-11 Motoren Turbinen Union Brennkammer fuer Gasturbinentriebwerke
US4296599A (en) * 1979-03-30 1981-10-27 General Electric Company Turbine cooling air modulation apparatus
GB2085147A (en) * 1980-10-01 1982-04-21 Gen Electric Flow modifying device
FR2779807B1 (fr) 1998-06-11 2000-07-13 Inst Francais Du Petrole Chambre de combustion de turbine a gaz a geometrie variable
JP2000257861A (ja) 1999-03-11 2000-09-22 Senshin Zairyo Riyo Gas Generator Kenkyusho:Kk ガスタービン用燃焼装置
EP2107306A1 (en) 2008-03-31 2009-10-07 Siemens Aktiengesellschaft A combustor casing
US8024932B1 (en) * 2010-04-07 2011-09-27 General Electric Company System and method for a combustor nozzle
JP5488301B2 (ja) 2010-07-28 2014-05-14 株式会社Ｉｈｉ 燃焼器
DE102010043864A1 (de) 2010-11-12 2012-05-16 BSH Bosch und Siemens Hausgeräte GmbH Rührschüssel für eine Küchenmaschine
US9470395B2 (en) 2013-03-15 2016-10-18 Abl Ip Holding Llc Optic for a light source
US9845731B2 (en) * 2014-09-24 2017-12-19 United Technologies Corporation Self-modulated cooling on turbine components
RU2753202C1 (ru) 2020-10-09 2021-08-12 Открытое акционерное общество "Всероссийский дважды ордена Трудового Красного Знамени теплотехнический научно-исследовательский институт" (ОАО "ВТИ") Малоэмиссионная камера сгорания с двумя зонами кинетического горения

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4606190A (en) * 1982-07-22 1986-08-19 United Technologies Corporation Variable area inlet guide vanes
GB2244551A (en) * 1990-05-29 1991-12-04 Gen Electric Variable-geometry air swirler
CN102459850A (zh) * 2009-06-05 2012-05-16 埃克森美孚上游研究公司 燃烧器***和使用燃烧器***的方法
CN104718413A (zh) * 2012-10-01 2015-06-17 涡轮梅坎公司 具有可变空气供应的涡轮引擎燃烧组件
CN104930544A (zh) * 2014-03-18 2015-09-23 阿尔斯通技术有限公司 具有冷却套管的燃烧室

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