具体实施方式

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

挡板14也安装在底壁4的下游。

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。

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)。

如下文所描述安装此燃烧室。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。