用于燃气涡轮发动机的冷却的燃烧器制造技术

一种用于燃气涡轮发动机(10)的燃烧器(30)包括燃烧衬套(78)，以限定燃烧室(80)，该燃烧室(80)用于使燃料焚烧来驱动涡轮(34)。燃烧衬套(78)包括多个块孔(84)，以用于提供冷却流体来在燃烧衬套(78)的与燃烧室(80)相邻的表面上创建冷却膜。能够使块孔(84)相对于发动机中心线(12)周向地成角度，从而以成角度的方式提供冷却流体流，以与来自燃烧器(30)的流体的局部流线流(170)对准。

【技术实现步骤摘要】
用于燃气涡轮发动机的冷却的燃烧器
技术介绍
涡轮发动机，且具体地，燃气或燃烧涡轮发动机，是从经过发动机而到达大量的旋转涡轮叶片上的燃气流提取能量的旋转式发动机。燃气涡轮发动机已用于登陆及航海运动和发电，但最普遍地用于诸如针对飞行器(包括直升机)的航空应用。在飞行器中，燃气涡轮发动机用于飞行器的推进。在陆地应用中，涡轮发动机往往用于发电。用于飞行器的燃气涡轮发动机设计成在高温下运行，以使发动机效率最大化，所以，诸如高压涡轮和低压涡轮的某些发动机构件的冷却能够是有益的。典型地，通过用导管将更冷的空气从高压压缩机和/或低压压缩机输送至要求冷却的发动机构件，从而实现冷却。高压涡轮中的温度为大约1000°C至2000°C，并且，来自压缩机的冷却空气为大约500°C至700°C。虽然压缩机空气是高温，但相对于涡轮空气而更冷，并且，能够用于使涡轮冷却。当代的燃烧器具有衬套，以限定用于使涡轮上游的燃料焚烧的燃烧室。能够通过诸如膜冷却和块孔(nuggethole)冷却而利用冷却空气流来使衬套冷却。然而，这些方法受制于燃烧器所造成的紊流空气流。因而，可能使典型的衬套冷却中断，从而造成沿着衬套变化的温度梯度。
技术实现思路
一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器包括：燃烧衬套，其限定燃烧室；燃料喷嘴，其将旋涡流中的燃料/空气混合物喷出到燃烧室中；以及多个冷却通路，其延伸穿过衬套，并且具有与旋涡流的局部流线对准的通路中心线。穿过冷却通路而进入燃烧室的冷却空气与旋涡流局部地对准。一种使燃气涡轮发动机的燃烧器冷却的方法包括：将燃料/空气混合物的旋涡流从燃料喷嘴喷出到燃烧器衬套中；和将冷却空气流喷出到燃烧器衬套中，使得冷却空气流与旋涡流基本对准。一种使燃气涡轮的燃烧器冷却的方法包括：将燃料/空气混合物的旋涡流从燃料喷嘴喷出到燃烧器衬套中；和将冷却空气流喷出到燃烧器衬套中，而不使旋涡流中断。附图说明在附图中：图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机的示意横截面图。图2是图1的发动机的燃烧器区段过渡至涡轮区段中的示意横截面图。图3是燃烧器区段的剖视透视图，并且图示多个旋流器和燃烧器衬套。图4是图3的燃烧器衬套的区段的透视图。图5是图示轴向地成角度的块孔的图3的燃烧器衬套的侧视透视图。图6是图示径向地成角度的块孔的图3的燃烧器衬套的顶视透视图。图7是图示穿过块孔的流路和自旋流器的流路的图3的燃烧器衬套的区段的顶视示意图。图8是图示起源于没有角度的块孔的近衬套壁流路线路的图7的顶视示意图。图9是图示起源于以30°成角度的块孔的近衬套壁流路线路的图7的顶视示意图。图10是图示起源于以45°成角度的块孔的近衬套壁流路线路的图7的顶视示意图。图11是沿着衬套轴向地安置的不同的近衬套壁流路线路的顶视示意图。零件列表10燃气涡轮发动机12纵向轴线(中心线)14前部16后部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风扇外壳42风扇叶片44核心46核心外壳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压缩机导叶(喷嘴)62压缩机导叶(喷嘴)64涡轮级66涡轮级68涡轮叶片70涡轮叶片72涡轮导叶74涡轮导叶76偏转器组件78燃烧衬套80燃烧室82纵向轴线84块孔84a轴向块孔84b径向块孔86旁通通道88流体流90开口92燃料喷嘴94燃料线路96安装件98旋流器100旋涡流102偏转器104间隙106入口110后壁120内表面122外表面C冷却流130面板132块部132a第一冷却块部132b第二冷却块部132c第三冷却块部134桥部136唇缘138狭槽140出口150入口151角152出口153发动机中心线的投影154通路156通路中心线158入口159角160出口161发动机中心线的投影162通路164通路轴线170局部流170a第一局部流170b第二局部流170c第三局部流200擦洗间隙202擦洗宽度。具体实施方式本专利技术的所描述的实施例针对涡轮燃烧器，且具体地，针对冷却燃烧器衬套壁。出于图示的目的，将关于用于飞行器燃气涡轮发动机的涡轮叶片而描述本专利技术。然而，将理解到，本专利技术不限于此，并且，能够具有在诸如其他移动应用和非移动工业、商业以及住宅应用的非飞行器应用中的普遍适用性。如本文中所使用的，术语“轴向的”或“轴向地”是指沿着发动机的纵向轴线的维度。联合“轴向的”或“轴向地”而使用的术语“前部”或“上游”是指沿朝向发动机入口或与另一构件相比而相对地更接近于发动机入口的构件的方向移动。联合“轴向的”或“轴向地”而使用的术语“后部”或“下游”是指相对于发动机中心线而朝向发动机的后方或出口的方向。如本文中所使用的，术语“径向的”或“径向地”是指在发动机的中心纵向轴线与发动机外圆周之间延伸的维度。术语“近侧的”或“近侧地”单独地使用或联合术语“径向的”或“径向地”的使用是指沿朝向中心纵向轴线或与另一构件相比而相对地更接近于中心纵向轴线的构件的方向移动。术语“远侧的”或“远侧地”单独地使用或联合术语“径向的”或“径向地”的使用是指沿朝向发动机外圆周或与另一构件相比而相对地更接近于发动机外圆周的构件的方向移动。所有的方向参考(例如，径向、轴向、近侧、远侧、上部、下部、向上、向下、左边、右边、横向、前面、后面、顶部、底部、上面、下面、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、后部等)仅用于识别的目的，以帮助读者理解，并且，不创建限制，具体地，关于位置、定向或使用的限制。连接参考(例如，附接、联接、连接以及联结)将被广义地解释，并且，能够包括一批元件之间的中间部件和元件之间的相对移动，除非另有指示。正因如此，连接参考不一定推断出两个元件直接地连接且彼此处于固定的关系。示范性的附图仅出于图示的目的，并且，附图中所反映出的尺寸、位置、顺序以及相对大小可能变化。图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意横截面图。发动机10具有从前部14延伸至后部16的大体上纵向地延伸的轴线或中心线12。按照向下游按顺序流动的关系，发动机10包括：风扇区段18，其包括风扇20；压缩机区段22，其包括增压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26；燃烧区段28，其包括燃烧器30；涡轮区段32，其包括HP涡轮34和LP涡轮36；以及排气区段38。风扇区段18包括环绕风扇20的风扇外壳40。风扇20包括围绕中心线12径向地安置的多个风扇叶片42。HP压缩机26、燃烧器30以及HP涡轮34形成发动机10的核心44，核心44生成燃气。核心44由核心外壳46环绕，核心外壳46能够与风扇外壳40联接。围绕发动机10的中心线12同轴地安置的HP轴或转轴48将HP涡轮34传动地连接至HP压缩机26。在直径更大的环形HP转轴48内围绕发动机10的中心线12同轴地安置的LP轴或转轴50将LP涡轮36传动地连接至LP压缩机24和风扇20。LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级52、54，其中，一组压缩机叶片56、58相对于对应的一组静压缩机导叶60、62(也被称为喷嘴)而旋转，以使经过该级的流体流压缩或加压。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于燃气涡轮发动机(10)的燃烧器(30)，包括：燃烧衬套(78)，其限定燃烧室(80)；燃料喷嘴(92)，其将旋涡流(100)中的燃料/空气混合物喷出到所述燃烧室(80)中；以及多个冷却通路(84)，其延伸穿过所述燃烧衬套(78)，且具有与所述旋涡流(100)的局部流线(170)对准的通路中心线(156)；其中穿过所述冷却通路(84)而进入所述燃烧室(80)的冷却空气与所述旋涡流(100)局部地对准。

【技术特征摘要】
2015.11.06 US 14/9348671.一种用于燃气涡轮发动机(10)的燃烧器(30)，包括：燃烧衬套(78)，其限定燃烧室(80)；燃料喷嘴(92)，其将旋涡流(100)中的燃料/空气混合物喷出到所述燃烧室(80)中；以及多个冷却通路(84)，其延伸穿过所述燃烧衬套(78)，且具有与所述旋涡流(100)的局部流线(170)对准的通路中心线(156)；其中穿过所述冷却通路(84)而进入所述燃烧室(80)的冷却空气与所述旋涡流(100)局部地对准。2.根据权利要求1所述的燃烧器(30)，其特征在于，所述燃烧衬套(78)包括外周缘(122)，且所述冷却通路(84)围绕所述外周缘(122)周向地隔开。3.根据权利要求2所述的燃烧器(30)，其特征在于，所述燃烧衬套(78)外切所述燃料喷嘴(92)，且所述冷却通路(84)外切所述燃烧室(80)。4.根据权利要求1所述的燃烧器(30)，其特征在于，进一步包括安装至圆形后壁(110)的多个燃料喷嘴(92)，其中所述燃料喷嘴(92)周向地布置于圆形壁(110)上，并且所述燃烧器衬套(78)包括从所述圆形壁(110)延伸的外和内面板(130)，以限定所述燃料喷嘴(...

【专利技术属性】
技术研发人员：H纳斯尔，J张，JE施拉德特，CA冈尤，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：美国,US