带有具有非共线冷却通道的点火器堆或管道镜支架的燃气涡轮发动机 |
|||||||
| 申请号 | CN201611273052.1 | 申请日 | 2016-12-15 | 公开(公告)号 | CN106895440B | 公开(公告)日 | 2019-08-13 |
| 申请人 | 通用电气公司; | 发明人 | C·A·冈尤; W·T·班尼特; | ||||
| 摘要 | 本 发明 涉及带有具有非共线冷却通道的点火器堆或管道镜 支架 的燃气 涡轮 发动机 。具体而言，一种用于 燃气涡轮发动机 (10)的 燃烧器 (30)包括限定了 燃烧室 (86)的燃烧器衬套(80)，其中燃烧器衬套(80)具有接收燃烧器衬套支架(200)到其中的至少一个开口。燃烧器衬套支架(200)可具有限定在其中的至少一个冷却通道(208)，该至少一个冷却通道(208)具有限定了入口轴线(211)的入口(210)和限定了出口轴线(213)的出口(212)，其中入口轴线(211)与出口轴线(213)是非共线的，以用于给燃烧器衬套支架(200)和附近的诸如点火器或管道镜塞的燃烧器构件(97)中的至少一者提供增强的冷却。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器，包括： |
||||||
| 说明书全文 | 带有具有非共线冷却通道的点火器堆或管道镜支架的燃气涡轮发动机 背景技术[0001] 涡轮发动机且尤其是燃气或燃烧涡轮发动机是压缩入口空气穿过一系列压缩机级(其包括成对的旋转叶片和静止导叶)到燃烧器(燃料加入其中且燃烧)中且然后到多个涡轮叶片和导叶上的旋转发动机。在压缩机级中，叶片从转子延伸到流路中，而导叶安装至定子。燃气涡轮发动机已经用于陆上和海上移动以及发电，但最常见地用于航空应用，诸如飞机(包括直升机)。在飞机以及直升机中，燃气涡轮发动机用于飞行器的推进。 [0002] 燃气涡轮发动机的燃烧器通常具有用于将燃烧器中的燃料点燃的点火器，且通常具有一个或多个管道镜(borescope)端口(其允许维护人员观察燃气涡轮发动机的内部)。点火器组件通常包括用于将点火器在燃烧器内对准且允许外壳和热侧流路之间的热增长差的一系列堆叠构件。此外，每个管道镜端口可包括由管道镜塞封闭的一系列堆叠构件。管道镜塞存在于燃气涡轮发动机的所有区域中。在压缩机后级、燃烧器以及涡轮中它们可能需要冷却。由于高操作温度，冷却孔通常设在用于点火器和管道镜端口的构件中，以尝试防止过高温度和对这些构件的损坏。目前冷却点火器和管道镜端口的尝试在直接邻近燃气涡轮发动机内的热侧流路的区域(其可具有超过3000°F的温度)处不给点火器的部分、管道镜端口及其相应的支架提供足够的冷却。 发明内容 [0003] 在一个方面，本发明的各种实施例涉及一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器，包括：限定了燃烧室的燃烧器衬套，其中燃烧器衬套具有至少一个开口；接收在燃烧器衬套的至少一个开口中的燃烧器衬套支架，包括限定在燃烧器衬套支架内的至少一个冷却通道，冷却通道具有限定了入口轴线的入口和限定了出口轴线的出口，其中入口轴线与出口轴线是非共线的；以及接收在燃烧器衬套支架中的燃烧器构件，其中燃烧器构件具有与燃烧室配准且靠近出口的向内部分；由此，燃烧器衬套外部的冷却空气流提供至入口，穿过至少一个冷却通道，且排出出口，以冷却燃烧器衬套支架和燃烧器构件中的至少一者。 [0004] 在另一个方面，本发明的各种实施例涉及一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器衬套支架，以用于接收在具有限定在其中的至少一个冷却通道的燃烧器衬套的至少一个开口中，该至少一个冷却通道具有在燃烧器衬套支架的外部部分处限定入口轴线的入口和在燃烧器衬套的内部部分处限定出口轴线的出口，其中该至少一个冷却通道在其入口端和出口端之间具有垂直偏置或非共线的部分。 [0005] 在另一个方面，本发明的各种实施例涉及一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器，包括：限定了燃烧室的燃烧器衬套，其中燃烧器衬套具有至少一个开口；接收在燃烧器衬套的至少一个开口中的燃烧器衬套支架，包括限定在燃烧器衬套支架内的至少一个冷却通道，其中该至少一个冷却通道在其入口端和出口端之间具有垂直偏置或非共线的部分；接收在燃烧器衬套支架中的燃烧器构件，包括：塔；塔帽；和套圈；其中这些构件以堆叠关系轴向对准地布置在燃烧器衬套的至少一个开口周围，其中燃烧器构件具有与燃烧室配准且靠近出口的向内部分；由此，在燃烧器衬套附近流动的冷却空气部分地接收在入口端内，穿过至少一个冷却通道，且排出出口端，以给燃烧器衬套支架和燃烧器构件中的至少一者提供冷却。 [0006] 技术方案1.一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器，包括： [0007] 燃烧器衬套，其限定燃烧室，其中所述燃烧器衬套具有至少一个开口； [0008] 燃烧器衬套支架，其接收在所述燃烧器衬套的至少一个开口中，所述燃烧器衬套支架包括限定在所述燃烧器衬套支架内的至少一个冷却通道，所述至少一个冷却通道具有限定了入口轴线的入口和限定了出口轴线的出口，其中所述入口轴线与所述出口轴线是非共线的；以及 [0009] 燃烧器构件，其接收在所述燃烧器衬套支架中，其中所述燃烧器构件具有与所述燃烧室匹配且靠近所述出口的向内部分； [0010] 由此，所述燃烧器衬套外部的冷却空气流提供至所述入口，穿过所述至少一个冷却通道，且排出所述出口，以冷却所述燃烧器衬套支架和所述燃烧器构件中的至少一者。 [0011] 技术方案2.根据技术方案1所述的燃烧器，其中，所述燃烧器构件包括点火器或管道镜塞，且所述燃烧器衬套支架包括点火器堆或管道镜塞支架。 [0012] 技术方案3.根据技术方案1所述的燃烧器，其中，所述燃烧器衬套支架包括塔、塔帽和套圈，它们以堆叠关系轴向对准地布置在所述燃烧器衬套的所述至少一个开口周围。 [0013] 技术方案4.根据技术方案3所述的燃烧器，其中，所述燃烧器衬套支架的所述至少一个冷却通道限定在所述塔、塔帽和套圈中的至少一者内。 [0014] 技术方案5.根据技术方案1所述的燃烧器，其中，限定在所述燃烧器衬套支架中的所述至少一个冷却通道包括布置在其入口和出口之间的弧形部分。 [0015] 技术方案6.根据技术方案1所述的燃烧器，其中，限定在所述燃烧器衬套支架中的所述至少一个冷却通道包括布置在其入口和出口之间的成角度的部分。 [0016] 技术方案7.根据技术方案1所述的燃烧器，其中，所述至少一个冷却通道在其入口和出口之间包括方向的变化。 [0017] 技术方案8.根据技术方案1所述的燃烧器，其中，所述至少一个冷却通道在其入口和出口之间具有多个内部尺寸。 [0018] 技术方案9.根据技术方案1所述的燃烧器，其中，所述至少一个冷却通道包括从其入口延伸到所述至少一个冷却通道中的变窄渐缩以及从其出口延伸到所述至少一个冷却通道中的变宽渐缩中的至少一者。 [0020] 技术方案11.根据技术方案1所述的燃烧器，其中，所述至少一个冷却通道的出口包括靠近所述燃烧器衬套支架的基底的开口，所述基底定位在所述燃烧器构件附近。 [0021] 技术方案12.一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器衬套支架，所述燃烧器衬套支架接收在具有限定在其中的至少一个冷却通道的燃烧器衬套的至少一个开口中，所述至少一个冷却通道具有在所述燃烧器衬套支架的外部部分处限定入口轴线的入口和在所述燃烧器衬套的内部部分处限定出口轴线的出口，其中所述至少一个冷却通道在其入口端和出口端之间具有垂直偏置的部分。 [0022] 技术方案13.根据技术方案12所述的燃烧器，其中，所述至少一个冷却通道包括布置在所述入口端和出口端之间的弧形部分。 [0023] 技术方案14.根据技术方案12所述的燃烧器，其中，所述至少一个冷却通道包括布置在所述入口端和出口端之间的成角度的部分。 [0024] 技术方案15.根据技术方案12所述的燃烧器，其中，所述至少一个冷却通道在所述入口和出口之间包括方向的变化。 [0025] 技术方案16.根据技术方案12所述的燃烧器，其中，所述至少一个冷却通道在所述入口和出口之间包括多个内部尺寸。 [0026] 技术方案17.根据技术方案12所述的燃烧器，其中，所述至少一个冷却通道包括从所述入口延伸到所述至少一个冷却通道中的变窄渐缩以及从所述出口延伸到所述至少一个冷却通道中的变宽渐缩中的至少一者。 [0027] 技术方案18.一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器，包括： [0028] 燃烧器衬套，其限定燃烧室，其中所述燃烧器衬套具有至少一个开口； [0029] 燃烧器衬套支架，其接收在所述燃烧器衬套的至少一个开口中，所述燃烧器衬套支架包括限定在所述燃烧器衬套支架内的至少一个冷却通道，其中所述至少一个冷却通道在其入口端和出口端之间具有非共线的部分或垂直偏置的部分中的至少一者； [0030] 接收在所述燃烧器衬套支架中的燃烧器构件，包括： [0031] 塔； [0032] 塔帽；和 [0033] 套圈； [0034] 其中所述塔、塔帽和套圈以堆叠关系轴向对准地布置在所述燃烧衬套的至少一个开口周围，其中所述燃烧器构件具有与所述燃烧室配准且靠近所述出口的向内部分； [0035] 由此，靠近所述燃烧器衬套的冷却空气流部分地接收在所述入口端内，穿过所述至少一个冷却通道，且排出所述出口端，以给所述燃烧器衬套支架和所述燃烧器构件中的至少一者提供冷却。 [0036] 技术方案19.根据技术方案18所述的燃烧器，其中，所述冷却空气流还冷却所述燃烧器构件的向内部分。 [0037] 技术方案20.根据技术方案18所述的燃烧器，其中，所述燃烧器构件包括点火器或管道镜塞，且所述燃烧器衬套支架包括点火器堆或管道镜塞支架。 [0039] 在附图中： [0040] 图1是燃气涡轮发动机的示意性截面视图。 [0041] 图2是来自图1的燃气涡轮发动机的燃烧区段的放大示意性剖视图，示出了燃烧器衬套支架，诸如点火器塔堆。 [0042] 图3示出了图2的区域A的剖视图，示出了延伸到燃烧室中的点火器部分。 [0043] 图4是图3的标记IV的区域的放大部分，示出了点火器和点火器塔堆，示出了延伸到燃烧室中的点火器的末梢，其中多个冷却通道在燃烧器衬套支架中。 [0044] 图5是图4中所示的点火器塔的一部分的局部透视图，示出了根据本发明的实施例的冷却通道。 [0045] 图6是跨过图5的区段A-A的剖视图，示出了冷却通道的替代视图。 [0046] 图7是根据冷却通道的第二实施例的图1-图4中所示的燃烧器衬套支架的一部分的局部透视图。 [0047] 图7A是类似于图7的定向的局部透视图，示出了图7的冷却通道的备选实施例，但设有如图中所示的渐缩的出口。 [0048] 图8是示出了用于燃烧器衬套支架和燃烧器构件的非线性冷却通道的示例的剖视图，且将理解的是，冷却通道在此截面中也可为线性的，且也可具有渐缩的入口、渐缩的出口或渐缩的与线性的或非线性的通路的任何组合。 [0049] 图9是示出了根据第三实施例的设在燃烧器衬套支架内的接收来自燃气涡轮发动机的前冲击腔的冷却空气的多向冷却通道的局部剖视图。 [0050] 图10是图9的燃烧器衬套支架的一部分的局部透视图，示出了根据本发明的第四实施例的冷却通道。 [0051] 图11是带有冷却通道的燃烧器衬套支架的局部剖视图，冷却通道从输送用于发动机的衬套冷却的后冲击燃烧器衬套冷却流接收冷却空气。 [0052] 零件清单 [0053] 10 发动机 [0054] 12 中心线 [0055] 14 前 [0056] 16 后 [0058] 20 风扇 [0059] 22 压缩机区段 [0060] 24 低压压缩机 [0061] 26 高压压缩机 [0062] 28 燃烧区段 [0063] 30 燃烧器 [0064] 32 涡轮区段 [0065] 34 高压涡轮 [0066] 36 低压涡轮 [0067] 38 排气区段 [0068] 40 风扇罩 [0069] 42 风扇叶片 [0070] 44 核心 [0071] 46 核心壳 [0072] 48 高压轴/转轴 [0073] 50 低压轴/转轴 [0074] 51 转子 [0075] 52 压缩机级 [0076] 53 盘 [0077] 54 压缩机级 [0078] 56 旋转叶片 [0079] 58 旋转叶片 [0080] 60 导叶 [0081] 62 导叶 [0082] 64 涡轮级 [0083] 66 涡轮级 [0084] 68 涡轮叶片 [0085] 70 涡轮叶片 [0086] 72 涡轮导叶 [0087] 74 涡轮导叶 [0088] 80a 内燃烧器衬套 [0089] 80b 外燃烧器衬套 [0090] 86 燃烧室 [0091] 88 燃料源 [0092] 90 燃料供应 [0093] 92 燃料供应线路 [0094] 94 压缩空气供应 [0095] 96 燃料-空气混合器 [0096] 97 燃烧器构件 [0097] 98 末梢 [0098] 200 燃烧器衬套支架 [0099] 202 点火器塔 [0100] 203 渐缩的凸缘 [0101] 204 点火器塔帽 [0102] 205 间隙 [0103] 206 套圈 [0104] 207 开口 [0105] 208 冷却通道 [0106] 210 入口 [0107] 211 入口轴线 [0108] 212 出口 [0109] 213 出口轴线 [0110] 214 悬置部分 [0111] 216 周边部分 [0112] 218 会聚渐缩 [0113] 220 发散渐缩 [0115] 224 斜弯曲部 [0116] 226 歧管 [0117] 228 基底部分 [0118] 240 后冲击腔。 具体实施方式[0119] 本发明的描述的实施例针对与传送涡轮发动机中的空气流相关的系统、方法以及其它装置。为了说明的目的，将关于飞行器燃气涡轮发动机来描述本发明。然而，将理解的是，本发明不限于此且可具有非飞行器应用中的一般适用性，诸如其它机动应用和非机动的工业、商业以及住宅应用。 [0121] 如本文所使用，用语“前”或“上游”指沿朝发动机入口的方向移动，或构件相比于另一构件相对更靠近发动机入口。与“前”或“上游”结合使用的用语“后”或“下游”指相对于发动机中心线朝发动机的后方或出口的方向。 [0123] 所有的方向参照(例如，径向、轴向、近、远、上、下、向上、向下、左、右、侧、前、后、顶、底、上方、下方、垂直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、后等)仅用于识别目的以助于读者对本发明的理解，且不产生限制、尤其是对本发明的位置、定向或使用。连接参照(例如，附接、联接、连接和结合)将宽泛地理解，且可包括在元件的集合之间的中间部件，以及元件之间的相对移动，除非另外指出。因此，连接参照不一定表示两个元件直接连接且彼此成固定关系。示例性附图仅用于说明的目的，且附于此的图中所反映的尺寸、位置、顺序和相对大小可变化。 [0124] 图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意性剖视图。发动机10具有从前部14延伸至后部16的大体上纵向延伸的轴线或中心线12。发动机10包括(成下游串流关系)：包括风扇20的风扇区段18、包括升压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26的压缩机区段22、包括燃烧器30的燃烧区段28、包括HP涡轮34和LP涡轮36的涡轮区段32，以及排气区段38。 [0125] 风扇区段18包括包围风扇20的风扇壳40。风扇20包括围绕中心线12沿径向布置的多个风扇叶片42。HP压缩机26、燃烧器30和HP涡轮34形成发动机10的核心44，其产生燃烧气体。核心44由可与风扇壳40联接的核心壳46包围。 [0126] 围绕发动机10的中心线12同轴地布置的HP轴或转轴48将HP涡轮34传动地连接至HP压缩机26。围绕发动机10的中心线12同轴地布置在较大直径的环形HP转轴48内的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。发动机10安装至转轴48、50中的任一者或两者且与它们一起旋转的部分也单独或共同称为转子51。 [0127] 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58相对于相应组的静止压缩机导叶60、62(也被称作喷嘴)旋转，以压缩或加压穿过该级的流体流。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶片56、58可设成环，且可相对于中心线12从叶片平台沿径向向外延伸至叶片末梢，而相应的静止压缩机导叶60、62定位在旋转叶片56、58的下游和附近。要注意的是，图1中所示的叶片、导叶和压缩机级的数量仅为了说明目的而选择，且其它数量是可能的。用于压缩机的级的叶片56、58可安装至盘53，盘53安装至HP转轴48和LP转轴50中的相应的一个，其中每个级具有其自身的盘。导叶60、62围绕转子51以周向配置安装至核心壳46。 [0128] HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64、66，其中一组涡轮叶片68、70相对于相应组的静止涡轮导叶72、74(也被称作喷嘴)旋转，以从穿过该级的流体流获取能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮叶片68、70可设成环，且可相对于中心线12从叶片平台沿径向向外延伸至叶片末梢，而相应的静止涡轮导叶72、74定位在旋转叶片68、70的上游和附近。要注意的是，图1中所示的叶片、导叶和涡轮级的数量仅为了说明目的而选择，且其它数量是可能的。 [0129] 在操作中，旋转风扇20将环境空气供应至LP压缩机24，LP压缩机24然后将加压的环境空气供应至HP压缩机26，HP压缩机26进一步将环境空气加压。来自HP压缩机26的加压空气在燃烧器30中与燃料混合且点燃，由此产生燃烧气体。一些功由HP涡轮34从这些气体获取，其驱动HP压缩机26。燃烧气体排放到LP涡轮36中，其获取额外的功以驱动LP压缩机24，且排气最终经由排气区段38从发动机10排放。LP涡轮36的驱动将LP转轴50驱动以使风扇20和LP压缩机24旋转。 [0130] 由风扇20供应的一些环境空气可旁通发动机核心44，且用于冷却发动机10的部分(尤其是热部分)，且/或用于冷却飞行器的其它方面或为其供能。在涡轮发动机的情况下，发动机的最热部分在燃烧器中，且随着在转子系统中获取功以及冷却空气引入到热流路中，燃烧器30下游的温度降低。在涡轮区段32中，第一HP涡轮喷嘴34是涡轮的最热部分，因为它直接在燃烧区段28的下游。冷却流体的其它源可为但不限于从LP压缩机24或HP压缩机26排放的流体。 [0131] 图2是从图1的压缩机区段22的端部横跨至涡轮区段32的燃烧区段28的示意性侧向剖视图。燃烧器30包括限定了燃烧室86的燃烧器内衬套80a和燃烧器外衬套80b，燃烧室86与HP压缩机26和HP涡轮34流体连通。燃料源88通过供应线路92将燃料90的供应提供至燃料-空气混合器96。在燃料-空气混合器96处将燃料90与来自HP压缩机26的压缩空气94的供应混合，从而产生燃料-空气混合物。燃烧器构件97(示意性地示出为位于燃烧器外衬套80b中的点火器)点燃燃料-空气混合物且燃烧过程开始，从而产生热气体H的流。一旦燃烧过程开始，点火完成。燃料-空气混合器96构造成以压缩空气94和燃料90的稳定供应来维持燃烧过程。在燃烧室86中，当压缩的冷却空气94与燃料90混合且在燃烧室86内点燃时，能量释放。从燃烧器30所得的热气体H的流在涡轮叶片68、70上引导，从而引起涡轮叶片68、70的旋转。工作流体的流的能量转换成机械能。 [0132] 应当了解的是，虽然此描述和相关的附图关于点火器，但本发明不限于此。另外的构件(诸如管道镜塞)在外衬套中的孔(其中塞组装在孔中)周围也可能需要类似的冷却。典型的燃气涡轮发动机将在燃烧器中具有至少两个点火器和最少至少一个管道镜塞，虽然对本领域技术人员将显而易见的是，在不脱离该发明的范围的情况下，另外的或较少的点火器或管道镜塞可在燃气涡轮发动机中使用。更通常地，在燃烧器中的任何位置处存在两个至六个管道镜塞，以及在HP压缩机、HP涡轮和LP涡轮中存在另外的塞。对本领域技术人员将显而易见的是，这些塞的一些或全部可结合本文关于本发明所描述的特征。点火器只是燃烧器构件的一个示例，且用于促进读者理解本发明的创造性概念。 [0133] 现在转到图3，燃烧器构件97的剖视图示出为从外衬套80b延伸。燃烧器构件97位于示意性地示出为点火器塔堆的燃烧器衬套支架200内，点火器塔堆包括点火器塔202、塔帽204和套圈206，它们可在下文共同称为“点火器塔堆”。点火器塔202、塔帽204和套圈206以堆叠关系布置成轴向对准。燃烧器衬套支架200可为大致环形的，在燃烧器30的衬套80b中限定开口207。燃烧器构件97的末梢98布置在点火器塔堆200内，点火器塔堆200接收在开口207中。 [0134] 图4示出了燃烧器衬套支架200的放大视图。如图4中最佳所见，点火器塔202可安装至外燃烧器衬套80b。点火器塔帽204相对于外燃烧器衬套80b安装至点火器塔202，且在点火器塔202和塔帽204之间限定了环形间隙205。套圈206部分地布置在间隙205内，从而将套圈206固定在点火器塔202和塔帽204之间。套圈206还包括在塔帽204上方延伸的渐缩的凸缘。因此，可理解点火器塔堆的堆叠配置。点火器塔堆200的每个件可为环形的，使得限定开口207以用于将燃烧器构件97提供至燃烧室86。 [0135] 虽然此申请的附图说明了点火器在点火器塔堆内的使用以说明本发明，但对于本领域技术人员将显而易见的是，用于燃烧器衬套80的点火器和点火器塔堆是示例性的，且不应当理解为限制。备选地，开口207还可包括通常在操作期间由管道镜塞封闭的管道镜开口。例如，本领域技术人员将只需要以管道镜塞替换点火器，以将本文所描述的用于冷却燃烧器衬套支架和燃烧器构件的概念应用至管道镜塞。 [0136] 图5-图11示出了布置在燃烧器衬套支架200的至少一个构件内的一个或多个冷却通道208的若干示例。应当理解的是，图5-图11中所示的实施例提供了用于以垂直偏置或非共线的方式组织冷却通道208的六个单独的实施例。因此，冷却通道208可至少部分地包括垂直偏置或非共线的部分，入口和出口因此例如始终非共线。 [0137] 在图5-图11中，单独的实施例可大致彼此类似，且类似的元件将利用相似的标号识别。将理解的是，冷却通道208仅为了说明目的而示出，且不应当理解为本发明的限制。冷却通道208的其它变化和构造对本领域技术人员将是显而易见的。此外，冷却通道208例如示出为设在点火器塔202、塔帽204、套圈206或其任何组合内。这些是具体的示例且不应当理解为限制本发明的范围。此外，在不脱离本发明的范围的情况下，冷却通道208可跨越点火器塔堆202、204、206中的一个或多个。 [0138] 应当理解的是，在燃烧器衬套支架200内形成的冷却通道208能够对流冷却点火器塔堆202、204、206的部分，以及将冷却空气排出到燃烧器构件97的功能部分上，例如，诸如点火器末梢98。空气冷却通道208可包括非共线或偏置的通道，以提供冷却至燃烧器衬套支架200和燃烧器构件97两者。将理解的是，点火器塔堆202、204、206能够通过任何合适的制造过程(在非限制性示例中，诸如激光钻孔、金属打印或自适应制造)形成，以在点火器塔堆202、204、206内提供复杂的冷却通道形状。 [0139] 在图5-图11中，冷却通道208设在燃烧器衬套支架200中，冷却通道208具有入口210和出口212。入口210位于点火器塔堆202、204、206中的一者的外部部分处，以用于接收来自燃烧室86的外部的冷却空气。出口212优选位于燃烧器衬套支架200的内部部分处，当燃烧器构件97布置在燃烧器衬套支架200内时大体上与燃烧器构件97配准。 [0140] 应当理解的是，冷却空气可从燃烧器衬套的前冲击部分或燃烧器衬套的后冲击部分提供，且冷却空气传送至燃烧器衬套支架200的具体方式不应当理解为限制此发明的范围，相反，冷却空气传送至燃烧器衬套支架200的任何方式落入此发明的范围内。 [0141] 为了在其接收在燃烧器衬套支架200内时提供冷却至燃烧器构件97，出口212大体上定位在燃烧器构件97的功能端附近，在一个示例中诸如点火器末梢98。燃烧器构件97的功能端位于设在燃烧器衬套支架200中的至少一个冷却通道208的出口212附近。在另一个示例中，当燃烧器构件97是管道镜塞时，燃烧器衬套支架200的出口212位于管道镜塞的向内部分附近，以提供冷却空气至管道镜塞暴露于燃烧室86内的高温的部分或管道镜塞所在的导叶之间的涡轮外壁。 [0142] 此外，当冷却空气从入口210传递至出口212时，冷却通道208可通过出口212将增强的对流冷却输送至燃烧器衬套支架200且至燃烧器构件97。提供此增强冷却的一个示例是在入口210和出口212之间带有冷却通道208的垂直偏置或非共线的部分。例如，垂直偏置或非共线的部分可限定为具有限定了入口轴线211的入口210和限定了出口轴线213的出口212(见图6)，使得入口轴线211与出口轴线213非共线。由于偏置的入口210和出口212，其间的通路对于经过其入口210和出口212的冷却空气之间发生的对流提供较大长度且因此较大表面区域。 [0143] 特别地转向图5-图6，至少一个冷却通道208根据本发明的第一实施例设在塔202内。应当理解的是，虽然示出了三个冷却通道208，但另外的或较少的冷却通道208构想在本发明的范围内。每个冷却通道208从入口210向内延伸至继而与周边延伸部216流体连通的悬置部分214，终止于出口212处。悬置部分214和周边部分216可彼此正交，或成角度地偏置。以此方式，冷却通道208可将冷却空气从垂直定向的入口210提供至构件202、204、206的垂直表面。另外，在冷却空气排出出口212且向燃烧器构件97引导之前，对流冷却提供至构件的周边部分216。 [0144] 图7示出了设在燃烧器衬套支架200的点火器塔堆202、204、206中的一者中的冷却通道208的第二实施例；即，燃烧器塔202。在此实施例中，入口210设有到冷却通道208中的会聚渐缩218。会聚渐缩218在截面区域上减小，从而在最小截面区域处限定喷嘴222。相对于喷嘴222处的会聚渐缩218，冷却通道208包括朝向出口212的发散渐缩220。以此方式，额外的对流冷却可通过由入口210的会聚渐缩218和出口212的发散渐缩220所提供的额外表面区域提供至构件202、204、206的本体。此外，喷嘴222提供限制空气流的计量区段，使得向冷却通道208的出口212引导的排出空气流速度降低或最大限度减小。图7A示出了图7的冷却通道的备选实施例，但设有靠近出口212的渐缩的排出部分。 [0145] 在图8中所示的第三实施例中，冷却通道208具有弧形截面，其中斜弯曲部224包括在入口210和出口212之间相对于发动机中心线减小的径向高度。入口210和出口212之间的斜弯曲部224也可具有类似于图7的会聚渐缩218或发散渐缩220的渐缩部分，使得斜弯曲部224可包括会聚或发散的截面以及喷嘴，以分别计量流率且控制从冷却通道208的排出速度。 [0146] 转向图9，示出了燃烧器衬套支架200的第四实施例，其中冷却通道208在点火器塔堆202、204或206中的一者之间，或多于一个构件202、204、206之间经过。入口210可在塔202中形成，且其中的冷却通道208然后供给悬置部分214、周边部分216，且终止于出口212处。构想的是，多个入口210可围绕燃烧器塔202的基底布置，以给多个出口212供给将提供至套圈206内的燃烧器构件97的冷却空气。 [0147] 应当了解的是，虽然如图9中所示的第四实施例示出了塔202中的冷却通道208，但冷却通道208可从点火器塔堆202、204、206中的任一者或其任何组合开始、穿过或排出，且不应当由示例性说明和所附描述限制。 [0148] 在图10中，更加详细地示出了冷却通道208的第五实施例，其中气室或歧管226设在一个或多个冷却通道208的基底部分228处，使得冷却空气可提供至位于燃烧器塔202的基底部分228处的一个或多个出口212。在图10中，出口212与歧管220流体连通，使得一个冷却通道208可与多个出口212流体连通。如图10中可见，行进穿过冷却通道208的冷却空气在排出出口212之前冲击在衬套80b的热的转角部分上，这将冷却空气引导到直接靠近其出口212的衬套80b的径向部分上，且然后到任何燃烧器构件97上(在图10的定向中未示出)。 [0149] 另外，冷却通道208可具有靠近入口210的渐缩部分218，其从入口210且朝在其远侧部分处的气室226会聚。冷却通道208可具有计量功能(诸如图10中由最小区域悬置部分214所示的那样)，以限制或调节冷却通道208内的冷却空气流。对于本领域技术人员将显而易见的是，可使用冷却通道208的任何截面特征，在非限制性示例中包括矩形、圆形以及其它多边形形状。冷却通道208的另一个实施例可包括大面积的出口212，其提供较低速度的空气，以利用可通过之前描述的排出区域进行调节的给定速度的空气填充和冲洗构件200和燃烧器构件97之间的间隙207。这允许在冷却通道208内调节限制流且通过出口212的面积确定排出速度。 [0150] 转向图11，示出了穿过组成燃烧器衬套支架200的点火器塔堆202、204、206的空气冷却通道208的第六实施例。在此实施例中，冷却空气从燃烧器30的后冲击腔240提供，如相对于图9-图10中所示的前冲击实施例。在图11中，冷却通道208具有来自燃烧器30的衬套80b的后冲击腔的入口210，其向上延伸穿过衬套80b且到点火器塔202和燃烧器塔帽204中。 应当了解的是，冷却通道208具有侧向部分242和延伸到悬置部分214中且至周边部分216的弯曲部分244，终止于出口212处。 [0151] 如对于本领域技术人员将显而易见的是，设在组成燃烧器衬套支架200的点火器塔堆202、204、206中的一个或多个中以及如图11的实施例中所示的外衬套板246中的冷却通道208的数量可对于任何给定的应用选择，冷却通道208的具体数量是示例性的，且不应当理解为限制本发明的范围。通过提供带有如本文所述的垂直偏置或非共线的部分的冷却通道，改进了冷却空气效率。除了更靠近燃烧器构件200的较高温区域和燃烧器外衬套80b的内热侧流路提供对流冷却之外，靠近套圈的金属的温度也可通过设在包括燃烧器衬套支架200的点火器塔堆202-206中的一个或多个内的冷却通道208的延伸长度和垂直偏置或非共线的本质而降低。冷却通道208的延伸长度、改变方向以及内部截面的改变提供额外的冷却效率和更大的对流表面区域，以冷却和冲洗组成燃烧器衬套支架200的点火器塔堆和燃烧器构件97。 [0152] 应当理解的是，冷却通道208的垂直偏置或非共线部分可包括如附图中示出或描述的弧形部分、成角度的部分、方向改变、离散内部尺寸、变窄或会聚渐缩、变宽或发散渐缩以及歧管中的一种或多种。应当了解的是，冷却通道208的垂直偏置或非共线部分提供了改进的冷却效率或增加的对流表面区域以改进其冷却。改进的冷却可应用于燃烧器衬套支架或燃烧器构件，以及另外的互连元件。改进的冷却可降低局部温度，这种局部温度易于引发与操作相关联的高温所导致的损坏或破坏。因此，构件寿命和在翼时间增加。 [0153] 本发明包括设在燃烧器衬套支架200中的流动通道，流动通道可因而在冷却通道的入口和其相应的出口之间具有垂直距离上的改变，这具有将用于冷却空气的出口直接放置在燃烧器构件97(且特别地，燃烧器构件97直接位于热侧流路附近的部分)附近的实际效果。此外，由冷却通道采取的通路也通过组成燃烧器衬套支架200的一个或多个元件也在其直接靠近热侧流路的部分中提供冷却。 [0154] 虽然此发明的元件已经在用于燃气涡轮发动机的燃烧器的情况下描述，但将由本领域技术人员理解的是，在不脱离此发明的范围的情况下，燃烧器衬套支架200和燃烧器构件97也可位于燃气涡轮发动机的其它区域中，诸如HP压缩机、HP涡轮以及LP涡轮。本领域技术人员利用此技术领域中的普通工程技术将能够简单地将燃烧器衬套支架200和燃烧器构件97定位在燃气涡轮发动机的这些其它区域中。 |
||||||
QQ群二维码
意见反馈
意见反馈