燃烧器稀释孔制造技术

一种燃气涡轮发动机，其包括被构造成用于有效燃烧燃料以产生燃烧气体的燃烧器。发动机包括环形燃烧器，环形燃烧器包括环形壁，环形壁限定通道，通道被构造成沿燃烧气体的流动路径引导热燃烧气体。环形壁具有外部第一表面和内部第二表面。多个稀释孔被限定通过壁。每个稀释孔由稀释孔表面限定，稀释孔表面在入口端和出口端之间延伸。入口端由第一表面限定并且出口端由第二表面限定，使得稀释孔具有会聚且然后发散的横截面轮廓。入口端具有第一几何形状并且出口端具有不同于第一几何形状的第二几何形状。几何形状。几何形状。

【技术实现步骤摘要】
燃烧器稀释孔


[0001]本专利技术大体涉及燃气涡轮发动机的燃烧器，并且更具体地，涉及被构造为减少从燃烧器排放的污染物的稀释孔。

技术介绍

[0002]在燃气涡轮发动机中，空气在压缩机中被加压并且在燃烧器中与燃料混合，以产生热燃烧气体。热气体向下游流过涡轮级，涡轮级从其中提取能量。高压涡轮为压缩机提供动力。例如，低压涡轮通过为典型涡轮风扇燃气涡轮发动机飞行器发动机应用中的上游风扇提供动力来产生有用功。
[0003]燃烧器性能对燃气涡轮发动机的整体性能至关重要。压缩空气在燃烧器中与燃料混合以产生燃料和空气混合物，燃料和空气混合物被点燃以产生燃烧气体。
[0004]附加空气通过稀释孔被引入到燃烧器中。附加空气通过稀释孔被引出，以在燃烧器的特定区域中提供预定的燃料与空气比。

技术实现思路

[0005]本文公开的技术被构造为将衬套壁气体温度降低多达500
°
F并消除热点，因此导致衬套的耐用性提高。附加好处包括轮廓/模式因子的良好可控性和减少NO
X
的产生。所公开的技术提供了一种燃气涡轮发动机，燃气涡轮发动机包括具有稀释孔的燃烧器，稀释孔具有在可为圆形的入口端和出口端之间延伸的连续变化的轮廓。
[0006]根据本文所描述技术的一个方面，一种用于航空航天应用的燃气涡轮发动机，燃气涡轮发动机包括被构造用于有效燃烧燃料以产生燃烧气体的燃烧器，发动机包括：环形燃烧器，环形燃烧器绕轴线设置并且包括环形壁，环形壁限定通道，通道被构造成沿大致平行于轴线的燃烧气体的流动路径引导热燃烧气体；环形壁具有外部第一表面和内部第二表面；多个稀释孔，多个稀释孔被限定通过壁，每个稀释孔由稀释孔表面限定，稀释孔表面在由第一表面限定的入口端和由第二表面限定的出口端之间延伸，使得稀释孔具有会聚且然后发散的横截面轮廓；并且其中，入口端具有第一几何形状并且出口端具有第二几何形状；并且其中第一几何形状不同于第二几何形状。
[0007]根据本文所描述技术的另一个方面，一种绕轴线设置的环形燃烧器，燃烧器包括：环形壁，环形壁限定通道，通道被构造成沿大致平行于轴线的燃烧气体的流动路径引导热燃烧气体；环形壁具有外部第一表面和内部第二表面；多个稀释孔，多个稀释孔被限定通过壁，每个稀释孔由稀释孔表面限定，稀释孔表面在由第一表面限定的入口端和由第二表面限定的出口端之间延伸，使得稀释孔具有会聚且然后发散的横截面轮廓；并且其中，入口端具有第一几何形状并且出口端具有第二几何形状；并且其中第一几何形状不同于第二几何形状。
[0008]根据本文所描述技术的另一方面，提供了一种用于将稀释空气引入燃烧器的燃烧气体中的方法，燃烧器包括环形壁，环形壁限定通道，通道被构造成沿大致平行于轴线的燃
烧气体的流动路径引导热燃烧气体；环形壁具有外部第一表面和内部第二表面；多个稀释孔，多个稀释孔被限定通过壁，每个稀释孔由稀释孔表面限定，稀释孔表面在由第一表面限定的入口端和由第二表面限定的出口端之间延伸，使得稀释孔具有会聚且然后发散的横截面轮廓；并且其中，入口端具有第一几何形状并且出口端具有第二几何形状；并且其中第一几何形状不同于第二几何形状；方法包括以下步骤：生成燃烧气体以沿燃烧气体的流动路径产生燃烧气体；将稀释空气通过稀释孔引入燃烧气体中，使得稀释空气产生以宽轮廓与燃烧气体相交的湍流，以及在燃烧气体中产生湍流。
附图说明
[0009]根据优选和示例性实施例，本专利技术连同其进一步的目的和优点在以下结合附图的详细描述中得到更具体的描述，其中：
[0010]图1是根据所公开技术的涡轮风扇燃气涡轮发动机的示例性环形燃烧器的一部分的轴向局部截面图；
[0011]图2是根据所公开技术的圆圈2中涉及的图1的燃烧器的稀释孔的放大轴向截面图；
[0012]图3示出了根据所公开技术的稀释孔的俯视平面图；
[0013]图4示出了根据所公开技术的稀释孔沿图3的线4
‑
4截取的截面图；
[0014]图5示出了根据所公开技术的稀释孔沿图3的线5
‑
5截取的截面图；
[0015]图6示出了根据所公开技术的一个实施例的定位在稀释孔附近的辅助稀释孔阵列；
[0016]图7示出了沿线7
‑
7截取的图6的稀释孔的截面图；
[0017]图8示出了根据所公开技术的稀释孔阵列；
[0018]图9示出了根据所公开技术的另一个稀释孔阵列；和
[0019]图10示出了根据所公开技术的另一个实施例的稀释孔的类似于图5的截面图。
具体实施方式
[0020]参考附图，其中相同的附图标记在各个视图中表示相同的元件，图1中示出的公开技术是包括环形燃烧器的示例性涡轮风扇燃气涡轮发动机的一部分，环形燃烧器包括具有会聚稀释孔(即，骤冷孔)的衬套，这将在下面详细描述。传统的离散稀释孔(未示出)是用于将稀释空气引入燃烧器(例如燃烧器10)的传统结构。离散稀释孔具有在稀释孔的轴向后方形成热点的固有问题。此外，传统的离散稀释孔限定再循环区，再循环区的后方在操作期间趋向于吸入热气体并因此导致NO
X
的产生增加。所公开技术的稀释孔50通过增加稀释孔50后方的燃烧器内的湍流来解决这个问题。应当理解，稀释孔50可以被增材制造。
[0021]现在参考图1和2，环形燃烧器10同轴地绕纵向或轴向中心线轴线12适当地安装在壳体内。燃烧器10是单环形燃烧器设计并且包括径向外罩和内罩，外罩和内罩在与外衬和内衬的接合部处从圆顶18轴向向前延伸，以在圆顶18的上游侧上限定环形气室24。
[0022]如图1所示，发动机包括合适的压缩机26(例如传统的多级轴流式压缩机)，其被适当地构造为在气流28向下游流过其中时对气流28加压。加压气流28通过合适的扩散器从压缩机26向下游轴向引导，并且通过第一环形入口34被引入气室24中。如上所述的燃烧器10
和压缩机26可以具有任何传统构造。
[0023]根据本专利技术，图1所示的燃烧器10包括适当地安装在燃烧器圆顶18中的多个旋流器42。喷嘴41被构造成将燃料注入到旋流器42中，其中燃料在喉部内与气流28的加压空气混合以产生燃料和空气混合物。燃烧器10包括环形燃烧器衬套14，环形燃烧器衬套14在其上游端适当地接合到环形燃烧器圆顶18。衬套14包括具有外部第一表面21和内部第二表面23的壁19。第二内表面23限定通道15，通道15被构造成沿燃烧气体36的流动路径接收和引导由在旋流器42内生成的燃料和空气混合物产生的热燃烧气体。
[0024]热燃烧气体共同向下游流过由燃烧器衬套14的第二内表面23限定的通道15。燃烧气体从燃烧器的出口端排放到高压涡轮(未示出)中，高压涡轮从其中提取能量以为压缩机26提供动力。低压涡轮(未示出)设置在高压涡轮的下游，并且被适当地构造用于产生输出功率，例如用于为典型涡轮风扇燃气涡轮发动机飞行器应用中的上游风扇提供动力。
[0025]环形燃烧器衬套14包括分别一体本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种用于航空航天应用的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述燃气涡轮发动机包括被构造用于有效燃烧燃料以产生燃烧气体的燃烧器，所述发动机包括：环形燃烧器，所述环形燃烧器绕轴线设置并且包括环形壁，所述环形壁限定通道，所述通道被构造成沿大致平行于所述轴线的燃烧气体的流动路径引导热燃烧气体；所述环形壁具有外部第一表面和内部第二表面；多个稀释孔，所述多个稀释孔被限定通过所述壁，每个稀释孔由稀释孔表面限定，所述稀释孔表面在由所述第一表面限定的入口端和由所述第二表面限定的出口端之间延伸，使得所述稀释孔具有会聚且然后发散的横截面轮廓；并且其中，所述入口端具有第一几何形状并且所述出口端具有第二几何形状；并且其中所述第一几何形状不同于所述第二几何形状。2.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述第二几何形状是椭圆形，并且因此具有长轴。3.根据权利要求2所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述第一几何形状是圆形。4.根据权利要求3所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述椭圆形的所述长轴相对于所述燃烧气体的流动路径垂直定向。5.根据权利要求3所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述椭圆形的所述长轴相对于所述燃烧气体的流动路径在50
°
和约90
°
之间定向。6.根据权利要求5所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述椭圆形的所...

【专利技术属性】
技术研发人员：萨克特，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：