燃烧系统及其组装方法 |
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| 申请号 | CN201210369296.5 | 申请日 | 2012-09-27 | 公开(公告)号 | CN103032902B | 公开(公告)日 | 2016-03-16 |
| 申请人 | 通用电气公司; | 发明人 | D.B.帕特森; D.M.科斯梅尔; C.D.杨; D.L.加纳; J.E.汤普森; D.D.布朗; G.E.维赫; | ||||
| 摘要 | 本 发明 涉及燃烧系统及其组装方法。提供了一种用于燃气 涡轮 发动机 (100)的燃烧系统(106)。该燃烧系统包括内壳体结构(124)、 外壳 体结构(122)和 燃烧室 框架 (200)，燃烧室框架(200)安装在内壳体结构和外壳体结构之间，使得燃烧室框架联接到内壳体结构和外壳体结构。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种用于燃气涡轮发动机(100)的燃烧系统(106)，所述燃烧系统包括： |
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| 说明书全文 | 燃烧系统及其组装方法技术领域背景技术[0002] 许多已知的燃气涡轮发动机包括用于将燃料与压缩空气混合并点燃混合物以产生燃烧气体的燃烧系统。燃烧气体被导入涡轮系统中以驱动涡轮旋转，从而驱动风扇、压缩机和/或可旋转地联接到涡轮的发电机。在一些燃气涡轮发动机(例如，飞行器上的推进式燃气涡轮发动机)中，燃烧气体从涡轮系统排出到环境空气中，从而为飞行器提供推力。在一些其它燃气涡轮发动机(例如，在联合循环发电厂中的燃气涡轮发动机)中，燃烧气体从涡轮系统被导入热回收蒸汽发生器中以用于产生蒸汽。 [0003] 大多数已知的燃烧系统经受与燃烧过程相关联的较大温度和压力梯度。这些温度和压力梯度可以是燃烧系统上的应力来源。因此，提供一种燃烧系统将是有用的，该燃烧系统便于燃气涡轮发动机的有效运转，同时更好地经受与燃烧过程相关联的温度和压力梯度。发明内容 [0004] 在一个方面，提供了一种组装用于燃气涡轮发动机的燃烧系统的方法。该方法包括提供燃烧室框架、内壳体结构和外壳体结构。该方法还包括将燃烧室框架安装在内壳体结构和外壳体结构之间，使得燃烧室框架联接到内壳体结构和外壳体结构。 [0005] 在另一方面，提供了一种用于燃气涡轮发动机的燃烧系统。该燃烧系统包括内壳体结构和外壳体结构。燃烧系统还包括燃烧室框架，该燃烧室框架安装在内壳体结构和外壳体结构之间，使得燃烧室框架联接到内壳体结构和外壳体结构。 [0006] 在另一方面，提供了一种用于具有内壳体结构和外壳体结构的燃气涡轮发动机燃烧系统的燃烧室框架。该燃烧室框架包括内框架段、外框架段以及从内框架段延伸到外框架段的中间框架段。燃烧室框架被构造成安装在内壳体结构和外壳体结构之间，使得内框架段联接到内壳体结构，并且使得外框架段联接到外壳体结构。附图说明 [0007] 图1是示例性燃气涡轮发动机的示意图； [0008] 图2是用于在图1所示燃气涡轮发动机中使用的燃烧室框架的前透视图； [0009] 图3是图2所示燃烧室框架的前透视图的放大部分； [0010] 图4是图2所示燃烧室框架的后透视图； [0011] 图5是图4所示燃烧室框架的后透视图的放大部分； [0012] 图6是图2所示燃烧室框架的前视图； [0013] 图7是图6所示燃烧室框架沿线7-7截取的剖视图； [0014] 图8是沿图6的线8-8截取的图1所示燃气涡轮发动机的燃烧系统的示意性剖视图，其具有图2至图7所示的燃烧室框架； [0015] 图9是图8所示示意性剖视图的放大部分；以及 [0016] 图10是沿图6的线10-10截取的图1所示燃气涡轮发动机的燃烧系统的另一个示意性剖视图，其具有图2至图7所示的燃烧室框架。 [0017] 附图标记： [0018] 10 压缩空气 [0019] 12 第一部分 [0020] 14 第二部分 [0021] 16 第三部分 [0022] 18 流 [0023] 100 燃气涡轮发动机 [0024] 102 风扇系统 [0025] 104 压缩机系统 [0026] 106 燃烧系统 [0027] 108 高压涡轮系统 [0028] 110 低压涡轮系统 [0029] 112 排气系统 [0030] 114 燃烧器壳体 [0032] 118 CDN模块 [0033] 120 HPT壳体 [0034] 122 外壳体结构 [0035] 124 内壳体结构 [0036] 126 燃烧器组件 [0037] 128 燃料喷嘴 [0038] 130 点火器 [0039] 132 混合器 [0040] 134 内衬套 [0041] 136 外衬套 [0042] 138 螺栓 [0043] 140 螺栓 [0044] 142 螺栓 [0045] 144 前端 [0046] 146 螺栓 [0047] 148 前端 [0048] 150 后端 [0049] 152 内片簧(leaf spring) [0050] 154 涡轮喷嘴 [0051] 156 后端 [0052] 158 外片簧 [0053] 162 冷却管 [0054] 164 旁路导管 [0055] 200 燃烧室框架 [0056] 202 内框架段 [0057] 204 外框架段 [0058] 206 中间框架段 [0059] 208 内凸缘 [0060] 210 气室(plenum) [0061] 212 接头 [0062] 214 内凸缘螺栓孔 [0063] 216 阀转接器 [0064] 218 出口槽 [0065] 220 内衬套冷却流进入孔 [0066] 222 内罩 [0067] 223 前表面 [0068] 224 穹隆结构 [0069] 225 前表面 [0070] 226 外罩 [0071] 228 内边缘 [0072] 230 外边缘 [0073] 232 腹板(web) [0074] 234 内衬套螺栓孔 [0075] 236 外衬套螺栓孔 [0076] 238 孔眼 [0077] 240 接片(tab) [0078] 244 背面 [0079] 246 支撑件 [0080] 248 组 [0081] 249 组 [0082] 250 间隔 [0083] 252 间隔 [0084] 256 臂 [0085] 258 间隔件 [0086] 260 支撑件螺栓孔 [0087] 262 花篮螺母 [0088] 264 径向内表面 [0089] 266 大致U形的外衬套冷却流进入孔 [0090] 268 大致倒U形的外衬套冷却流进入孔 [0091] 270 内唇缘 [0092] 272 外唇缘 [0093] 300 流动路径 [0094] 302 燃烧室 [0095] 304 外衬套冷却流路径 [0096] 306 内衬套冷却流路径。 具体实施方式[0097] 以下详细描述以示例的方式而非以限制的方式阐述了燃烧系统及其组装方法。该描述应清楚地使本领域的普通技术人员能够制造和使用燃烧系统，并且该描述阐述了燃烧系统的若干实施例、修改、变型、备选方案和用法，包括目前认为是其最佳模式的内容。燃烧系统在本文中描述为适用于优选实施例，即燃气涡轮发动机。然而，设想到燃烧系统及其组装方法具有在广泛的系统和/或各种其它商业、工业和/或消费性应用中的一般应用。 [0098] 图1是示例性燃气涡轮发动机100的示意图，其包括沿中线轴线C对齐的风扇系统102、压缩机系统104、燃烧系统106、高压涡轮系统108和低压涡轮系统110。在运行中，空气流过风扇系统102并供应到压缩机系统104。压缩空气被输送至燃烧系统106，在其中压缩空气与燃料混合并点燃以产生燃烧气体。燃烧气体从燃烧系统106流过涡轮系统108、110并经由排气系统112离开燃气涡轮发动机100。在其它实施例中，燃气涡轮发动机100可包括以任何合适方式布置的任何合适数量的风扇系统、压缩机系统和/或涡轮系统。 [0099] 图2至图6是燃烧系统106的燃烧室框架200的透视图，并且图7是沿图6的线7-7截取的燃烧室框架200的剖视图。如图2至图7所用，按照在燃气涡轮发动机100内的取向对燃烧室框架200的引用(例如，诸如“燃烧室框架200的构件X从燃烧室框架200的构件Y‘轴向向前’或‘轴向向后’延伸”)意图表示燃烧室框架200被构造成当燃烧室框架200如本文所述安装在燃气涡轮发动机100内时以这种方式取向，并且这种对取向的引用并不意图将本公开的范围限制到仅仅实际上安装在燃气涡轮发动机100内的那些燃烧室框架200。而是，本公开意图适用于一般的燃烧室框架200，无论是否安装在燃气涡轮发动机内。 [0100] 燃烧室框架200围绕轴线C为环形的，使得燃烧室框架具有半径R。燃烧室框架200包括内框架段202、外框架段204以及从内框架段202延伸到外框架段204的中间框架段206。在示例性实施例中，内框架段202、外框架段204和中间框架段206由相同材料一体地形成在一起。在一些实施例中，内框架段202、外框架段204和/或中间框架段206可彼此分开形成且使用任何合适的联接工艺(例如，焊接工艺)联接到彼此。在其它实施例中，内框架段202、外框架段204和/或中间框架段206可由不同材料形成。 [0101] 内框架段202包括内凸缘208、气室210和多个接头212。内凸缘208、气室210和接头212一体地形成在一起。内凸缘208从气室210径向向内延伸且包括多个周向间隔的内凸缘螺栓孔214。气室210从内凸缘208轴向向前延伸，并且包括一对直径上相对的径向延伸的阀转接器216以及四个等距隔开的面向后的出口槽218。接头212彼此周向间隔开且从气室210延伸到中间框架段206以限定多个内衬套冷却流进入孔220。在示例性实施例中，内衬套冷却流进入孔220形状上为大体矩形的。在其它实施例中，内衬套冷却流进入孔220可具有便于使燃烧室框架200能够如本文所述起作用的任何合适的形状。适当地，内框架段202可具有任何数量和尺寸的内凸缘螺栓孔214、阀转接器216、出口槽218和/或内衬套冷却流进入孔220，以适应其中将安装燃烧室框架200的相关燃气涡轮发动机或其它系统的所需空气动力学和/或热力学性质。 [0102] 中间框架段206包括一体地形成在一起的弧形内罩222、穹隆结构224和弧形外罩226。内罩222为环形的且设置在内框架段202的接头212和穹隆结构224之间，并且外罩 226为环形的且设置在外框架段204和穹隆结构224之间，使得穹隆结构224从内罩222延伸到外罩226。内罩222的弯曲前表面223限定每个内衬套冷却流进入孔220的周边的后部，以便于空气流更顺利(即更少受限)地穿过其。穹隆结构224包括内边缘228、外边缘 230和从内边缘228延伸到外边缘230的腹板232。内边缘228具有内唇缘270和多个周向间隔的内衬套螺栓孔234，并且外边缘230具有外唇缘272和多个周向间隔的外衬套螺栓孔236。 [0103] 腹板232限定多个周向布置的基本上轴向取向的孔眼238。在一些实施例中，内边缘228还可具有多个周向间隔的径向向外延伸的接片240，接片240设置在内罩222和内衬套螺栓孔234之间，使得一个接片240与每个孔眼238相关联且设置在该孔眼238下方。在示例性实施例中，多个偏转器(deflector)242联接到(例如钎焊到)腹板232，使得每个偏转器242外接相应的一个孔眼238，以共同便于腹板232的背面244从与燃烧过程相关联的热量隔绝，如下文更详细描述的。在其它实施例中，偏转器242可以一体地形成为联接到腹板232的单个环形偏转器单元。合适地，中间框架段206可具有任何数量和尺寸的内衬套螺栓孔234、外衬套螺栓孔236和/或孔眼238，以适应其中将安装燃烧室框架200的相关燃气涡轮发动机或其它系统的所需空气动力学和/或热力学性质。 [0104] 外框架段204包括多个周向间隔的支撑件246，这些支撑件246与中间框架段206的外罩226一体地形成且从外罩226轴向向前延伸。在示例性实施例中，支撑件246布置成9个支撑件246的一组248和8个支撑件246的另一组249，组248、249之间的间隔250大于每个组248、249内的各个支撑件246之间的间隔252。每个间隔250与一个阀转接器216周向对齐，以便于为冷却管162(图10)提供间隙，如下文更详细描述的。在其它实施例中，支撑件246可以任何合适的组数布置，每组中具有任何合适数量的支撑件246。备选地，支撑件246可围绕燃烧室框架200的周围等距间隔开(即，外框架段204可不具有布置成组的支撑件246)。 [0105] 每个支撑件246包括一对倾斜取向的臂256，臂256在限定支撑件螺栓孔260的间隔件258处接合到一起。在一些实施例中，紧固装置可联接到围绕支撑件螺栓孔260的间隔件258(例如，在示例性实施例中，花篮螺母262铆接到围绕支撑件螺栓孔260的间隔件258，以便于在安装燃烧室框架200时提供更大的公差，如下文更详细描述的，并且间隔件258的径向内表面264可因此具有平面而不是弧形的轮廓，以便于靠着间隔件258设定花篮螺母262)。在其它实施例中，紧固装置可不联接到间隔件258。 [0106] 在示例性实施例中，每个支撑件246具有在臂256之间的间距，该间距在外罩226处比在间隔件258处更大，以限定大致U形的外衬套冷却流进入孔266。因此，相邻支撑件246之间的每个间隔252为大致倒U形的外衬套冷却流进入孔268。这样，每组248、249支撑件246具有与大致倒U形的外衬套冷却流进入孔268互相交叉的大致U形的外衬套冷却流进入孔266。外罩226的弯曲前表面225限定每个大致U形的外衬套冷却流进入孔266和每个大致倒U形的外衬套冷却流进入孔268的周边的轴向后部，以便于空气流更顺利(即，更少受限)地穿过其。在一些实施例中，支撑件246可在径向方向上具有厚度，该厚度在轴向方向上变化，以便于在运行期间由燃烧室框架200上的热梯度引起的弯曲(即，每个支撑件246可以在靠近间隔件258和/或靠近外罩226处比在它们之间的(多个)区域中更厚，以便于使支撑件246能够在燃气涡轮发动机100的高周疲劳(HCF)或低周疲劳(LCF)期间弯曲)。备选地，外框架段204可具有任何合适数量和尺寸的支撑件246，这些支撑件 246以任何合适方式被构造和间隔成适应其中将安装燃烧室框架200的相关燃气涡轮发动机或其它系统的所需空气动力学和/或热力学性质。 [0107] 图8和图9是具有燃烧室框架200的燃气涡轮发动机100的燃烧系统106沿图6的线8-8截取的示意性剖视图。在示例性实施例中，燃烧系统106包括燃烧器壳体114和前内喷嘴支撑件(FINS) 116，前内喷嘴支撑件(FINS) 116联接到燃烧器/扩散器/喷嘴(CDN)模块118和高压涡轮(HPT)壳体120之间，以限定燃烧系统106的外壳体结构122和内壳体结构124。外壳体结构122和内壳体结构124限定用于从压缩机系统104排出的压缩空气10的流动路径300。 [0108] 燃烧系统106还包括燃烧室302和多个周向间隔的燃烧器组件126，每个燃烧器组件126具有燃料喷嘴128、点火器130和混合器132。燃烧室302具有至少部分地由燃烧室框架200限定的前边界和至少部分地由内衬套134和外衬套136限定的径向边界，内衬套134和外衬套136联接到燃烧室框架200且从燃烧室框架200向后延伸。燃烧室框架200经由内凸缘208联接到内壳体结构124(即，内凸缘208经由穿过内凸缘螺栓孔214插入的多个螺栓138螺栓连接在FINS 116和CDN 118之间)。燃烧室框架200还经由支撑件246联接到外壳体结构122(即，支撑件246经由穿过支撑件螺栓孔260插入的多个螺栓140螺栓连接到燃烧器壳体114，使得间隔件258靠着外壳体结构122被紧固)。 [0109] 内衬套134经由穿过内衬套螺栓孔234插入的多个螺栓142螺栓连接到燃烧室框架200的内边缘228，使得内衬套134的前端144邻接内边缘228的内唇缘270用于对齐目的。类似地，外衬套136经由穿过外衬套螺栓孔236插入的多个螺栓146螺栓连接到燃烧室框架200的外边缘230，使得外衬套136的前端148邻接外边缘230的外唇缘272用于对齐目的。另外，内衬套134的后端150悬置地靠着或靠近内片簧152安放，内片簧152联接到高压涡轮系统108的涡轮喷嘴154；并且外衬套136的后端156悬置地靠着或靠近外片簧158安放，外片簧158也联接到高压涡轮系统108的涡轮喷嘴154。这样，燃烧室框架200跨越流动路径300，以将压缩空气10的第一部分12导入燃烧室302中，将压缩空气10的第二部分14导入限定在燃烧器壳体114和外衬套136之间的外衬套冷却流路径304中，并且将压缩空气10的第三部分16导入限定在内衬套134和FINS 116之间的内衬套冷却流路径306中。 [0110] 在每个燃烧器组件126中，燃料喷嘴128延伸穿过外壳体结构122、穿过一个大致倒U形的外衬套冷却流进入孔268并进入一个孔眼238中。混合器132悬置地联接到围绕孔眼238的燃烧室框架200的腹板232以外接燃料喷嘴128，并且每个接片240便于相对于燃烧室框架200钟点式布置(clock)混合器132和/或提供对混合器132在组装和运行期间相对于燃烧室框架200的径向和/或轴向位移的限位止动。点火器130延伸穿过外壳体结构122且联接到外衬套136，使得点火器130与燃烧室302连通。 [0111] 在运行期间，压缩空气10的第一部分12在内罩222和外罩226之间流过混合器132并进入燃烧室302中。压缩空气10的第二部分14通过大致U形的外衬套冷却流进入孔266、大致倒U形的外衬套冷却流进入孔268以及在支撑件246的组248、249之间的较大间隔250流入外衬套冷却流路径304中。压缩空气10的第三部分16通过内衬套冷却流进入孔220流入内衬套冷却流路径306中。这样，混合器132使压缩空气10的第一部分 12旋动，燃料喷嘴128将燃料喷入旋动的第一部分12中，并且点火器130点燃混合物而产生流出燃烧室302并进入涡轮喷嘴154中的热燃烧气体。压缩空气10的第二部分14和第三部分16便于在燃烧过程中分别冷却外衬套136和内衬套134。在示例性实施例中，内罩 222和外罩226尺寸设计得较小，以便于增加流入燃烧室302中的压缩空气10的第一部分 12并减少流入衬套冷却流路径304、306中的压缩空气10的第二部分14和第三部分16，从而提供更低的燃气涡轮发动机100的排放。 [0112] 图10是具有燃烧室框架200的燃气涡轮发动机100的燃烧系统106沿图6的线10-10截取的示意性剖视图。在示例性实施例中，燃气涡轮发动机100还包括具有多个冷却管162的涡轮冷却歧管递送系统，冷却管162从外壳体结构122径向向内延伸穿过在支撑件246的组248、249之间的间隔250。冷却管162联接到气室210的阀转接器216，使得冷却管162将冷却空气的流18从风扇系统102和/或压缩机系统104导引至气室210中。 流18在气室210内周向围绕燃烧室框架200被引导并通过出口槽218离开气室210，随后经由内衬套冷却流路径306径向向内的旁路导管164(图8)流入高压涡轮系统108和/或低压涡轮系统110中。 [0113] 本文所述的方法和系统便于将燃烧室框架安装在燃气涡轮发动机燃烧系统的更向前且更冷的区域中，从而减小了施加在燃烧室框架上的操作应力并增加了燃烧室框架的使用寿命。本文所述的方法和系统还便于将燃烧室框架联接到内壳体结构和外壳体结构两者以改进燃烧室框架的结构支撑，使燃烧室衬套在燃烧过程期间能够径向增长，从而更好地吸收施加在燃烧室框架上的操作应力，同时增加燃烧室框架的使用寿命。本文所述的方法和系统进一步便于一体化穹隆结构与罩，从而通过减少穿过穹隆结构和罩联接到燃烧室衬套处的连接部的空气流泄漏而降低制造成本并增加运行效率。 [0114] 本文所述的方法和系统还便于能够使用这种燃烧室衬套：其不被构造成在结构上支撑混合器、穹隆结构和/或罩(例如，衬套可由陶瓷基质复合物(CMC)材料制成)。本文所述的方法和系统还便于将燃烧室框架定位成更靠近燃料喷嘴，这提供了对混合器、穹隆结构和/或罩相对于燃料喷嘴的轴向和径向位移的更好控制(例如，便于减少混合器、穹隆结构和/或罩相对于燃料喷嘴的旋转)，从而减小施加在燃烧室框架上的操作应力并增加燃烧室框架的使用寿命。另外，本文所述的方法和系统便于使燃烧系统构件在组装期间钟点式布置(例如，使点火器相对于外衬套钟点式布置)，从而降低制造成本。 [0115] 以上详细描述了燃烧系统及其组装方法的示例性实施例。方法和系统不限于本文所述的具体实施例，而是，方法和系统的构件可与本文所述其它构件独立且分开使用。例如，本文所述的方法和系统可具有其它工业和/或消费性应用，而不限于如本文所述仅用燃气涡轮发动机来实践。而是，本发明可结合许多其它行业来实现和利用。 |
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