用于燃气涡轮发动机的冷却式燃烧器制造技术
Cooling burner for a gas turbine engine
A burner (30) for a gas turbine engine (10) includes a bushing (76) having a front opening () and a rear opening (142). The bushing (76) has a front opening (140) and a rear opening (2). The deflection member (122) seals the front opening (140) and the rear opening (142) is in fluid communication with the turbine section (32) downstream of the burner (30). A dome (92) disposed in the deflection member (122) provides a fuel / air mixture to be ignited to drive the turbine section (32). The gap (174) can be configured in a deflection member (122) and bushing (76) between is configured in the deflection member (122) in membrane holes (160) for the gap (174) to provide a flow of cooling air for cooling in the gap (174) downstream of the combustion liner (76).
【技术实现步骤摘要】
用于燃气涡轮发动机的冷却式燃烧器
技术介绍
燃气涡轮发动机是从穿过发动机行进到多个旋转涡轮叶片上的燃烧气体流提取能量的旋转发动机。燃气涡轮发动机已被用于陆上和海上机动及功率生成，但最常用于航空应用，诸如用于飞机，包括直升机。在飞机中，燃气涡轮发动机用于飞机的推进。在陆地应用中，涡轮发动机通常用于功率生成。用于飞机的燃气涡轮发动机被设计成在高温下操作，以使发动机效率最大化，因此某些发动机构件(诸如高压涡轮和低压涡轮)的冷却可为有益的。通常，冷却是通过将较冷的空气从高压和/或低压压缩机输送到需要冷却的发动机构件而实现的。高压涡轮中的温度大约为1000℃到2000℃，且来自压缩机的冷却空气大约为500℃到700℃。虽然压缩机空气是高温的，但其相对于涡轮空气较冷，且可用于冷却涡轮。现代燃烧器具有衬套以限定在涡轮上游的用于焚烧燃料的燃烧室。衬套可被利用来自凸块(nugget)孔冷却和或膜孔阵列的组合的冷却空气流冷却。然而，仅凭膜孔阵列不可适当地冷却衬套，且凸块冷却伴随着提高的成本且倾向于故障。
技术实现思路
用于冷却用于燃气涡轮发动机的燃烧器的方法包括将冲击空气流供应到燃烧器的偏转件...
【技术保护点】
一种用于燃气涡轮发动机(10)的燃烧器(30)，其包括：衬套(76)，其限定前开口(140)和后开口(142)；偏转件(122)，其封闭所述前开口(140)；圆顶(92)，其位于所述偏转件(122)中；和膜孔(160)，其穿过所述燃烧器(30)从所述偏转件(122)延伸到所述衬套(76)的内部。
【技术特征摘要】
2016.01.05 US 14/9880681.一种用于燃气涡轮发动机(10)的燃烧器(30)，其包括：衬套(76)，其限定前开口(140)和后开口(142)；偏转件(122)，其封闭所述前开口(140)；圆顶(92)，其位于所述偏转件(122)中；和膜孔(160)，其穿过所述燃烧器(30)从所述偏转件(122)延伸到所述衬套(76)的内部。2.根据权利要求1所述的燃烧器(30)，其中，所述膜孔(160)延伸穿过所述偏转件(122)和所述衬套(76)中的至少一者。3.根据权利要求2所述的燃烧器(30)，其中，所述膜孔(160)延伸穿过所述偏转件(122)和衬套(76)二者。4.根据权利要求2所述的燃烧器(30)，还包括在所述偏转件上游的冲击挡板。5.根据权利要求4所述的燃烧器，其中，所述冲击挡板(120)和偏转件(122)至少部分地限定冲击室...
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