一种用于燃气涡轮发动机(10)的燃烧器(30)包括衬套(76)，衬套(76)具有前开口(140)和后开口(142)。偏转件(122)封闭前开口(140)且后开口(142)与在燃烧器(30)下游的涡轮区段(32)流体连通。配置在偏转件(122)中的圆顶(92)提供待点燃以驱动涡轮区段(32)的燃料/空气混合物。间隙(174)可配置在偏转件(122)与衬套(76)之间，具有配置在偏转件(122)中的膜孔(160)以用于对间隙(174)提供冷却空气流，来用于冷却在间隙(174)下游的燃烧衬套(76)。
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上且在冲击到偏转件上之后，穿过燃烧器中的膜孔供应冲击空气流，以沿衬套的至少一部分限定冷却空气膜。一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器包括：衬套，其限定前开口和后开口；偏转件，其封闭前开口；圆顶(dome)，其位于偏转件中；和膜孔，其穿过燃烧器偏转件延伸到衬套的内部。一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器，其包括偏转件、与偏转件间隔且在与其之间限定间隙的衬套、和延伸穿过偏转件且具有通向间隙的出口的至少一个膜孔。技术方案1.一种冷却用于燃气涡轮发动机的燃烧器的方法，所述方法包括：将冲击空气流供应到所述燃烧器的偏转件上；和在冲击到所述偏转件上之后，穿过所述燃烧器中的膜孔供应所述冲击空气流，以沿衬套的至少一部分限定冷却空气膜。技术方案2.根据技术方案1所述的方法，其中，供应冲击空气流包括穿过与所述偏转件间隔的冲击挡板供应冷却空气。技术方案3.根据技术方案2所述的方法，其中，供应冲击空气流包括从所述燃气涡轮发动机的压缩机区段供应压缩机空气。技术方案4.根据技术方案2所述的方法，其中，穿过所述膜孔供应冲击空气流包括穿过透过所述偏转件和衬套中的至少一者的膜孔供应冲击空气流。技术方案5.根据技术方案4所述的方法，其中，所述膜孔透过所述偏转件和衬套二者。技术方案6.根据技术方案1所述的方法，其中，所述冷却空气膜沿所述衬套的内部流动。技术方案7.一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器，其包括：衬套，其限定前开口和后开口；偏转件，其封闭所述前开口；圆顶，其位于所述偏转件中；和膜孔，其穿过所述燃烧器从所述偏转件延伸到所述衬套的内部。技术方案8.根据技术方案7所述的燃烧器，其中，所述膜孔延伸穿过所述偏转件和所述衬套中的至少一者。技术方案9.根据技术方案8所述的燃烧器，其中，所述膜孔延伸穿过所述偏转件和衬套二者。技术方案10.根据技术方案8所述的燃烧器，还包括在所述偏转件上游的冲击挡板。技术方案11.根据技术方案10所述的燃烧器，其中，所述冲击挡板和偏转件至少部分地限定冲击室，且所述膜孔流体地联接于所述冲击室。技术方案12.根据技术方案11所述的燃烧器，其中，所述偏转件在所述衬套之前终止以限定间隙，且所述膜孔流体地联接于所述间隙。技术方案13.根据技术方案7所述的燃烧器，还包括在所述偏转件上游的冲击挡板。技术方案14.根据技术方案13所述的燃烧器，其中，所述冲击挡板和偏转件至少部分地限定冲击室，且所述膜孔流体地联接于所述冲击室。技术方案15.根据技术方案7所述的燃烧器，其中，所述偏转件在所述衬套之前终止以限定间隙，且所述膜孔流体地联接于所述间隙。技术方案16.一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器，其包括偏转件、与所述偏转件间隔且在与其之间限定间隙的衬套、和延伸穿过所述偏转件且具有通往所述间隙中的出口开口的至少一个膜孔。技术方案17.根据技术方案16所述的燃烧器，还包括在所述偏转件上游的冲击挡板。技术方案18.根据技术方案17所述的燃烧器，其中，所述冲击挡板和偏转件至少部分地限定冲击室，且所述至少一个膜孔具有流体地联接于所述冲击室的进口。技术方案19.根据技术方案16所述的燃烧器，其中，所述至少一个膜孔延伸穿过所述偏转件和所述衬套中的至少一者。技术方案20.根据技术方案16所述的燃烧器，其中，所述至少一个膜孔主要径向地穿过所述偏转件而延伸。附图说明在附图中：图1是用于飞机的燃气涡轮发动机的侧截面图。图2是过渡成图1的发动机的涡轮区段的燃烧器区段的示意截面图。图3是图2的燃烧器的立体图。图4是图3的燃烧器的分解图。图5是图4的燃烧器的偏转件区段的截面图。图6是例示流体流路径的图5的偏转件区段的截面图。部件列表10燃气涡轮发动机12纵向轴线(中心线)14前16后18风扇区段20风扇22压缩机区段24低压(LP)压缩机26高压(HP)压缩机28燃烧区段30燃烧器32涡轮区段34HP涡轮36LP涡轮38排气区段40风扇壳体42风扇叶片44核心46核心壳体48HP轴/HP转轴50LP轴/LP转轴52压缩机级54压缩机级56压缩机叶片58压缩机叶片60压缩机静叶(喷嘴)62压缩机静叶(喷嘴)64涡轮级66涡轮级68涡轮叶片70涡轮叶片72涡轮静叶74涡轮静叶76燃烧器衬套78偏转件组件80燃烧室82罩86旁通通道88流体流90开口91膜孔92圆顶94燃料管线96安装件110主体112臂114安装件116孔口120冲击挡板122偏转件124偏转件表面130外衬套132内衬套134膜孔136前延伸部138紧固件孔口140前开口142后开口144开口150冲击孔152冲击壁154偏转件壁156侧壁158圆角160膜孔162顶表面164底表面170容纳室172冲击室174间隙180空气流182空气流184空气流186空气流188冷却膜。具体实施方式本专利技术的所描述的实施例涉及涡轮燃烧器，且具体而言涉及冷却燃烧衬套。为了例示，将参照用于飞机燃气涡轮发动机的燃烧器来描述本专利技术。然而，将理解的是，本专利技术不由此受限，且能够一般地应用在非飞机应用中，诸如其他移动应用和非移动工业、商业、和居住应用。如在本文中所使用的，用语“轴向”或“轴向地”指沿着发动机纵向轴线的维度。与“轴向”或“轴向地”结合地使用的用语“前方”或“上游”指沿朝发动机进口或与另一构件相比离发动机进口相对更近的构件的方向移动。结合“轴向”或“轴向地”使用的用语“向后”或“下游”指相对于发动机中心线朝向发动机的后部或出口的方向。如在本文中所使用的，用语“径向”或“径向地”指在发动机的中心纵向轴线与外发动机周缘之间延伸的维度。用语“近侧”或“向近侧”自身或是与用语“径向”或“径向地”结合的使用指沿朝向中心纵向轴线或与另一构件相比离该中心纵向轴线相对更近的构件的方向移动。用语“远侧”或“向远侧”自身或与用语“径向”、“径向地”结合的使用指沿朝向外发动机周围或与另一构件相比离外发动机周围相对更近的构件的方向移动。所有的方向基准(例如，径向、轴向、近侧、远侧、较高、较低、朝上、朝下、左、右、侧向、前、后、顶部、底部、上面、下面、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、本文档来自技高网...
【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...
【专利技术属性】
技术研发人员：WT班尼特，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：美国,US
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