CN101832555A - 燃烧器衬套冷却系统 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种燃烧器衬套冷却系统。在一个实施例中，系统包括涡轮发动机(10)。涡轮发动机(10)包括燃烧器(16)，燃烧器(16)包括具有燃烧器衬套(34)的中空环形壁。涡轮发动机(10)还包括沿着通过中空环形壁的第一方向的第一流径。涡轮发动机(10)进一步包括沿着与通过中空环形壁的第一方向相反的第二方向的第二流径。第二流径可包括构造成以便为燃烧器衬套(34)的下游端部分(52)供应冷却薄膜(86)的一个或多个薄膜孔(64)。

Description

燃烧器衬套冷却系统
技术领域
本文公开的主题涉及燃气涡轮发动机，且更具体地，涉及用于冷却燃气涡轮发动机的燃烧器中所使用的燃烧器衬套的系统。
背景技术
燃气涡轮发动机通常包括具有限定了燃烧室的燃烧器衬套的燃烧器。在燃烧室内，压缩空气和燃料的混合物燃烧，以产生热的燃烧气体。燃烧气体可流过该燃烧室，流到一个或多个涡轮级，以产生用于驱动负载和/或压缩机的动力。通常，燃烧过程由于热的燃烧气体而加热燃烧器衬套。不幸的是，现有的冷却系统可能不能在所有情况下充分地冷却燃烧器衬套。
发明内容
下面对在范围方面与初始要求保护的发明相当的某些实施例进行概述。这些实施例不意图限制要求保护的发明的范围，而是相反，这些实施例仅意图提供对本发明的可行形式的简要概述。实际上，本发明可包括可能类似于或异于下面阐述的实施例的各种形式。
在一个实施例中，一种系统包括涡轮发动机。涡轮发动机包括燃烧器，燃烧器包括具有燃烧器衬套的中空环形壁。涡轮发动机还包括沿着通过中空环形壁的第一方向的第一流径。涡轮发动机进一步包括沿着与通过中空环形壁的第一方向相反的第二方向的第二流径。第二流径可包括构造成以便为燃烧器衬套的下游端部分供应冷却薄膜的一个或多个薄膜孔。
在另一个实施例中，一种系统包括涡轮机燃烧器衬套。涡轮机燃烧器衬套包括在涡轮机燃烧器衬套的下游端部分周围沿周向布置的多个轴向冷却通道，下游端部分是相对于沿着涡轮机燃烧器衬套的纵向轴线的燃烧的下游方向而言的。多个冷却通道的各个通道包括构造成以便为下游端部分处的燃烧器衬套的内表面供应冷却薄膜的一个或多个薄膜孔。
在又一个实施例中，一种用于冷却涡轮机燃烧器衬套的方法包括：沿着涡轮机燃烧器衬套的外表面沿第一方向将空气流供应通过环形通路。该方法还包括将空气流的一部分转移到涡轮机燃烧器衬套的下游端部分处的多个冷却通道的各个通道中，从而使得通过各个冷却通道的空气流沿与第一方向相反的第二方向流动，并且使得流过多个冷却通道的各个通道的空气将热传递离开衬套。该方法另外还包括通过各个相应的冷却通道内的一个或多个薄膜孔来转移流过多个冷却通道的各个通道的空气的一部分，以沿着涡轮机燃烧器衬套的内表面提供绝热性冷却空气膜。
附图说明
当参照附图阅读以下详细描述时，本发明的这些和其它特征、方面和优点将得到更好的理解，在附图中，相同标号在所有图中表示相同的部件，其中：
图1是根据本技术的一个实施例的、具有拥有用于增强冷却的冷却通道的燃烧器衬套的涡轮机系统的简图；
图2是根据本技术的一个实施例的、如图1所示的涡轮机系统的剖面侧视图；
图3是根据本技术的一个实施例的、具有在下游端部分处具有冷却通道的燃烧器衬套的如图1所示的燃烧器的剖面侧视图；
图4是根据本技术的一个实施例的、如图3所示的燃烧器的某些构件的分解透视图；
图5是根据本技术的一个实施例的、在如图4所示的线5-5内获得的燃烧器衬套的下游端部分上的冷却通道的一部分的局部透视图；
图6是根据本技术的一个实施例的、在如图3所示的线6-6内获得的燃烧器衬套的下游端部分的局部截面侧视图；
图7A和7B是根据本技术的实施例的、沿如图6所示的线7-7获得的燃烧器衬套的下游端部分内的冷却通道的局部截面端视图；
图8A-8D是示出了根据本技术的实施例的、在如图6所示的线8-8内获得的燃烧器衬套的下游端部分的冷却通道内的孔构造的局部截面侧视图；以及
图9是根据本技术的另一个实施例的、在如图3所示的线6-6内获得的燃烧器衬套的下游端部分的局部截面侧视图。
部件列表：
10  涡轮机系统
12  燃料喷嘴
14  燃料供应
16  燃烧器
17  涡轮叶片
18  涡轮
19  压缩机叶片
20  排气
22  轴
24  压缩机
26  进气口
28  负载
29  扩散器
30  盖板
31  气室
32  流动套管
34  燃烧器衬套
36  环形通路
38  燃烧室
39  下游方向
40  入口
41  旁路开口
42  冲击套管
43  流过旁路开口的空气
44  法兰
46  过渡件
47  环形通路
48  入口
50  内腔
52  下游端部分
53  通过薄膜孔的冷却空气流
54  环形包壳
55  环形包壳的内表面
56  冷却通道
58  纵向轴线
60  涡轮喷嘴
62  分隔部件
64  薄膜孔
66  密封件
68  入口
72  空气流
74  流动套管的下游端部
76  部件
78  冲击套管的上游端部
80 空气
84 进入冷却通道的空气流
86 冷却薄膜
90 冷却通道的宽度
92 冷却通道的侧壁
94 冷却通道的高度
95 冷却通道的表面
96 表面特征
100 外开口
102 内开口
104 边缘
具体实施方式
以下将对本发明的一个或多个具体实施例进行描述。为了努力提供对这些实施例的简明描述，可能不会在说明书中描述实际实现的所有特征。应当理解，在例如在任何工程或设计项目中开发任何这种实际实现时，必须作出许多对实现而言特有的决定，以实现开发人员的具体目标，例如符合与系统有关和与商业有关的约束，开发人员的具体目标可根据不同的实现而彼此有所改变。而且，应当理解，这种开发工作可能是复杂和耗时的，但尽管如此，对具有本公开的益处的普通技术人员来说，这种开发工作将是设计、生产和制造的例行任务。
在介绍本发明的各实施例的元件时，冠词“一个”、“一种”、“该”和“所述”意图表示存在一个或多个该元件。用语“包括”、“包含”和“具有”意图为包括性的，且表示除了列出的元件之外，可存在另外的元件。操作参数和/或环境条件的任何实例都不排除所公开的实施例的其它参数/条件。另外，将理解的是，对本发明的“一个实施例”或“实施例”的引用不意图解释为排除了同样结合了所述特征的额外实施例的存在。
在继续之前，首先将定义在本公开中始终广泛使用的几个用语，以便提供对要求保护的主题的更好理解。如本文所用，当结合燃烧器衬套进行论述时，用语“上游”和“下游”应理解为分别表示相对于燃料喷嘴的燃烧器衬套近端和燃烧器衬套远端。也就是说，除非另外指出，大体相对于燃烧器衬套内部的燃烧气体流来使用用语“上游”和“下游”。例如，“下游”方向指的是燃料-空气混合物燃烧且从燃料喷嘴流向涡轮机所沿的方向，而“上游”方向指的是与下游方向相反的方向(如以上所定义)。另外，用语“下游端部分”、“联接部分”等应理解为指的是燃烧器衬套最后面的(最下游)部分。如将在下面进一步论述的，在某些实施例中，燃烧器衬套的下游端部分的轴向长度可长达燃烧器衬套的总轴向长度的大约百分之二十。在一些实施例中，下游端部分(或联接部分)也可理解为大体构造成大体以伸缩式、同心或同轴交迭环形关系联接到燃烧器的下游过渡件上的衬套的一部分。另外，当用语“衬套”单独出现时，应当理解，该用语与“燃烧器衬套”大体同义。
记住以上定义的用语，本公开大体涉及能够在涡轮发动机操作期间提供更加有效的冷却的燃烧器衬套。在一个实施例中，衬套具有下游端部分，该下游端部分包括在下游端部分的外表面周围沿周向布置的多个通道(本文也称为“冷却通道”)。通道可限定平行于衬套的纵向轴线的流径。此外，各个通道可各自包括使该通道流体地联接到燃烧室上的一个或多个开口。虽然某些实施例将会将这些开口称为“薄膜孔”，但应当理解的是开口可包括孔、槽口或孔和槽口的组合，且例如可使用诸如激光钻孔的任何适当的技术来形成。
在操作中，具有沿径向延伸通过其中的多个开口的环形包壳可大体在下游端部分周围联接到衬套上。包壳的内表面和下游端部分上的冷却通道可限定一个或多个通路，空气流可经由包壳上的一个或多个开口来供应通过该一个或多个通路。空气流可为供应到燃烧器以用于燃料燃烧的压缩空气的一部分。当空气流过冷却通道时，通过强制空气对流可将热传递离开燃烧器衬套，特别是衬套的下游端部分。另外，冷却通道内的空气流的一部分可流过薄膜孔，并且流到燃烧室中，以提供冷却空气膜，该冷却空气膜使衬套特别是衬套的下游端部分与燃烧器内相对较热的燃烧气体隔离，从而通过薄膜冷却来冷却衬套。
在一些实施例中，除了以上论述的薄膜孔之外，衬套还可包括多个“旁路开口”。旁路开口可位于冷却通道的上游，且可沿径向延伸通过燃烧器衬套。旁路开口可提供绕过上述冷却通道的、通入燃烧室(例如燃烧器衬套的内部)中的直接流径。空气可沿着此路径流到燃烧室中，从而在通过薄膜孔提供的冷却薄膜的上游沿着燃烧器衬套的表面的内部提供额外的冷却薄膜，从而使得衬套进一步与衬套内的燃烧气体隔离。这样，本发明的实施例就可同时使用强制对流和薄膜冷却原理来提供增强的热传递。有利的是，这可提高整体的涡轮机性能，且提高燃烧器和/或燃烧器衬套的寿命。
现在转到附图，且首先参看图1，示出了涡轮机系统10的一个实施例的简图。如将在下面详细论述的，所公开的涡轮机系统10可采用具有冷却通道的燃烧器衬套，冷却通道形成于衬套的下游端部分上。冷却通道可包括对下游端部分提供改进的冷却的薄膜孔，将在下面进一步论述。涡轮机系统10可使用液体燃料或气体燃料，诸如天然气和/或富氢合成气体，以使涡轮机系统10运行。如图所描绘，多个燃料喷嘴12吸入燃料供应14，使燃料与空气混合，并且将空气-燃料混合物分配到燃烧器16中。空气-燃料混合物在燃烧器16内的室中燃烧，从而产生热的加压排气。燃烧器16朝向排气出口20而引导排气通过涡轮18。当排气穿过涡轮18时，气体强制一个或多个涡轮叶片使沿着系统10的轴线的轴22旋转。如图所示，轴22可连接到涡轮机系统10的各种构件上，包括压缩机24。压缩机24也包括可联接到轴22上的叶片。当轴22旋转时，压缩机24内的叶片也会旋转，从而通过压缩机24压缩来自进气口26的空气，并且将该空气压缩到燃料喷嘴12和/或燃烧器16中。轴22还可连接到负载28上，负载28可为运载工具或固定的负载，例如，诸如发电站中的发电机或飞行器上的推进器。如将理解的，负载28可包括能够由涡轮机系统10的旋转输出供以动力的任何适当的装置。
图2示出了在图1中示意性地描绘的涡轮机系统10的一个实施例的剖面侧视图。涡轮机系统10包括位于一个或多个燃烧器16内部的一个或多个燃料喷嘴12。燃烧器16可包括设置在一个或多个相应的流动套管内的一个或多个燃烧器衬套。如上所述，燃烧器衬套(或多个衬套)可包括形成于衬套的下游端部分上的多个冷却通道。各个冷却通道还可包括开口，诸如薄膜孔，该开口使冷却通道流体地联接到由衬套限定的燃烧室上。
在操作中，空气通过进气口26进入涡轮机系统10，且可在压缩机24中被压缩。然后压缩空气可与气体混合，以在燃烧器16内燃烧。例如，燃料喷嘴12可以以针对最优的燃烧、排放、燃料消耗和动力输出的适当的比率，将燃料-空气混合物喷射到燃烧器16中。燃烧会产生热的加压排气，然后热的加压排气驱动涡轮18内的一个或多个叶片17，以使轴22旋转，并且从而驱动压缩机24和负载28。涡轮叶片17的旋转使轴22旋转，从而使压缩机24内的叶片19吸入且压缩由进气口26接收的空气。
如将在下面进一步详细论述的，燃烧器衬套的下游端部分上的各个冷却通道可接收通过进气口26供应到燃烧器16的空气的一部分。在一个实施例中，供应到冷却通道的总空气可占通过压缩机24和进气口26供应到燃烧器16的总空气的大约2％。当压缩机供应的空气(其相对于燃烧器16内的燃烧气体大体冷得多)流过冷却通道时，热被传递离开衬套的下游端部分(例如通过强制对流冷却)。另外，各个冷却通道内的空气流的一部分可流过薄膜孔，且沿着衬套的内表面的一部分形成冷却薄膜。冷却薄膜使衬套与在燃烧器16内流动的相对热的燃烧气体隔离。因此，在操作中，通过使用强制对流技术和薄膜冷却技术两者来增强对衬套-特别是衬套的下游端部分的冷却。
现在继续参看图3，示出了如图2所示的燃烧器16的一个实施例的更加详细的剖面侧视图。如将理解的，燃烧器16大体流体地联接到压缩机24和涡轮18上。压缩机24可包括扩散器29和排放气室31，扩散器29和排放气室31以流体连通的方式彼此联接，以便有利于向下游将空气输送到燃烧器16。在所示实施例中，燃烧器16包括在燃烧器16的上游头端处的盖板30。盖板30可至少部分地支承燃料喷嘴12，且提供这样的路径：空气和燃料通过该路径被引导到燃料喷嘴12。
所示燃烧器16包括构造成以便有利于冷却空气流的中空环形壁。例如，燃烧器16包括设置在流动套管32内的燃烧器衬套34。如图3所示，衬套34和流动套管32的布置是大体同心的，且可限定环形通路36。在某些实施例中，流动套管32和衬套34可限定燃烧器16的第一或上游中空环形壁。衬套34的内部可限定基本圆柱形或环形的燃烧室38。流动套管32可包括多个入口40，入口40为空气的至少一部分提供从压缩机24到环形通路36中的流径。换句话说，流动套管32可穿孔成具有一定型式的开口，以限定穿孔的环形壁。
在衬套34和流动套管32的下游(例如沿方向39)，可称为“冲击套管”的第二流动套管42可联接到流动套管32上。因此，方向39可表示在衬套34内部相对于远离燃料喷嘴12的燃烧气体的流动的下游方向。如本文所用，当结合燃烧器衬套进行论述时，用语“上游”和“下游”应理解为分别表示相对于燃料喷嘴12的燃烧器衬套的近端和燃烧器衬套34的远端。也就是说，除非另外指出，大体相对于燃烧器衬套内部的燃烧气体的流动来使用用语“上游”和“下游”。例如，“下游”方向指的是燃料-空气混合物燃烧且从燃料喷嘴12流向涡轮18所沿着的方向39，而“上游”方向指的是与下游方向相反的方向(如以上所定义)。
在本实施例中，流动套管32可包括构造成以便接收冲击套管42的一部分的安装法兰44。过渡件46(可将其称为“过渡导管”)可设置在冲击套管42内。冲击套管42和过渡件46的同心布置可限定环形通路47。如图所示，环形通路47流体地联接到环形通路36上。在某些实施例中，套管42和过渡件46可限定燃烧器16的第二或下游中空环形壁。因此，元件32、34、42和46共同限定了构造成以便有利于空气流流到燃料喷嘴12、同时还由于由燃烧所产生的热的原因而冷却燃烧器16的中空环形壁(例如上游和下游部分)。
冲击套管42可包括多个入口48(例如穿孔的环形壁)，入口48可为空气的至少一部分提供从压缩机24到环形通路47中的流径。过渡件46的内腔50大体提供这样的路径：来自燃烧室38的燃烧气体可经由该路径被引导通过涡轮喷嘴60且进入涡轮18中。在所描绘的实施例中，过渡件46可大体在下游端部分52(联接部分)周围联接到衬套34的下游端部(相对于方向39)上，如上所述。环形包壳54和密封件可设置在下游端部分52和过渡件46之间。密封件可将包壳54的外表面固定到过渡件46的内表面上。另外，如上所述，包壳54的内表面和下游端部分上的冷却通道可限定接收来自环形通路47的空气流的一部分的通路。
如上所述，在操作中，涡轮机系统10可通过进气口26吸入空气。由轴22驱动的压缩机24旋转，且压缩空气。如由图3所示的箭头所表明，压缩空气被排放到扩散器29中。压缩空气的大部分经由扩散器29从压缩机24进一步排放出来，通过气室31而进入燃烧器16中。虽然本文没有详细显示，但是压缩空气的较小部分可被输送到下游，以冷却涡轮发动机10的其它构件。气室31内的压缩空气的一部分可经由入口48进入环形通路47。然后环形通路47中的空气朝向环形通路36向上游(例如朝燃料喷嘴12的方向)输送，从而使得空气在衬套34的下游端部分52上流过。也就是说，沿上游方向(相对于方向39)的流径是由环形通路36(由套管32和衬套34形成)和47(由套管42和过渡件46形成)限定的。沿上游方向流动的空气的一部分被转移到衬套34的下游端部分上的冷却通道中，以有利于进行冷却。在一个实施例中，包壳54上的多个入口可提供通入冷却通道中的流径。如上所述，流过通道的空气可通过强制对流冷却来冷却衬套34。另外，如由空气流53所表示，通道内的空气流的一部分可被转移通过通道内的一个或多个薄膜孔，并且进入燃烧室38中。空气流53可形成使衬套34的下游端部分52与室38内的热的燃烧气体隔离的冷却薄膜。
没有被排放到冷却通道中的那部分空气流继续朝向盖板30和燃料喷嘴12向上游流到环形通路36中。因此，环形通路36可接收来自环形通路47和入口40的空气。如图3所示，环形通路36内的空气流的一部分可被引导到衬套34上的一个或多个旁路开口41中。旁路开口41沿径向延伸通过衬套34，且提供绕过下游端部分52上的冷却通道的、通入燃烧室38中的直接流径。通过旁路开口41流到燃烧室38中的空气43可在经由冷却通道内的薄膜孔提供的冷却薄膜的上游沿着衬套34的内表面提供额外的冷却薄膜，从而为衬套34提供额外的隔离。然后，流到环形通路36中的剩余空气朝向燃料喷嘴12向上游输送，其中空气与燃料14混合，且在燃烧室38内被点燃。所得的燃烧气体从室38输送到过渡件腔50中，且通过涡轮喷嘴60输送到涡轮18。
图4是显示了燃烧器16的一些上述构件的分解透视图。特别地，图4意图提供对衬套34、包壳54和过渡件46之间的关系的更好理解。如图所示，在沿着纵向轴线(本文由参考标号58指出)测量时，衬套34可具有长度L1。在所示实施例中，衬套34的上游端部的半径R1可大于衬套34的下游端部的半径R2。但是在其它实施例中，半径R1和R2可相等，或者半径R2可大于半径R1。衬套34包括下游端部分52。如上所述，下游端部分52是具有轴向长度L2的衬套的一部分，在从衬套34的下游(最后面)端部测量时，轴向长度L2小于衬套34的总长度L1。在一个实施例中，下游端部分52的长度L2可为衬套的总长度L1的约10％-20％。但是，应当理解，在其它实施例中，取决于对实现而言特定的目标，长度L2可大于L1的20％或者小于L1的10％。例如，在其它实施例中，下游端部分52的纵向长度L2可至少小于总长度L1的大约5％、10％、15％、20％、25％、30％或35％。
包壳54构造成以便以伸缩式、同轴或同心交迭的关系大体在下游端部分52周围与衬套34匹配。过渡件46大体在下游端部分52和包壳54的周围联接到衬套34上。密封环66可设置在包壳54和过渡件46之间，以有利于进行联接。如图所示，包壳54可包括大体在包壳54的上游端部附近的多个入口68。在所示实施例中，将入口68描绘为沿周向(相对于轴线58)设置在包壳54的上游端部周围且还径向地延伸通过其中的多个开口。例如，由入口68限定的开口可包括孔、槽口或孔和槽口的组合。包壳54的内表面55和下游端部分52上的冷却通道56可形成用来接收通过入口68而提供的空气流的通路。作为实例，在一个实施例中，各个入口68可将空气流供应到(例如，使通过环形通路36和37朝向燃料喷嘴12向上游流动的空气的一部分转向到)下游端部分52上的相应的冷却通道56。当空气(其相对于燃烧室38内的燃烧气体的温度要冷得多)流到通道56中且流过通道56时，热被传递离开衬套34，从而冷却衬套34。另外，如上所述，通道56中的一个或多个可包括使通道56流体地联接到燃烧室38上的薄膜孔。通道56内的空气流的一部分可向下转移通过薄膜孔，以提供使衬套34的内表面与室38中的燃烧气体隔离的冷却薄膜。衬套34还包括旁路开口41，如上所述，旁路开口41可沿着衬套34的内表面提供额外的冷却薄膜，从而为衬套34提供额外的隔离。
图5是显示了由图4所示的弓形线5-5限定的圆形区域内的衬套34的下游端部分52上的冷却通道56的局部透视图。如所描绘的实施例中所示，多个轴向冷却通道56沿周向布置在衬套34的下游端部分52周围。通道56可限定大体彼此平行且平行于衬套34的纵向轴线58的流径。在一个实施例中，可通过移除下游端部分52的外表面的一部分来形成通道56，从而使得各个冷却通道56是相邻的凸起的分隔部件62之间的凹陷的凹槽。因此，冷却通道56可由在燃烧器衬套34的周边周围的交替的轴向凹槽和轴向突起(例如62)限定。如将理解的，可使用例如包括铣削、铸造、模制或激光蚀刻/切割的任何合适的技术来形成通道56。在一个实施例中，冷却通道56可具有基本等于下游端部分52的轴向长度L2(如上所述)的轴向长度(相对于轴线58)。在其它实施例中，冷却通道56可具有小于L2的轴向长度。仅作为实例，各个冷却通道56的轴向长度可至少小于约3、4、5、6、7或8英寸。但是，在其它实施例中，冷却通道56的轴向长度可小于3英寸或大于8英寸。冷却通道也可具有各种深度和宽度。在一个实施例中，冷却通道可具有至少小于约0.25英寸、0.5英寸、0.75英寸或1英寸的宽度。在其它实施例中，宽度可小于0.25英寸或大于1英寸。另外，在一个实施例中，冷却通道56的深度可至少小于约0.05英寸、0.10英寸、0.15英寸、0.20英寸、0.25英寸或0.30英寸。在另一个实施例中，冷却通道56的深度可小于0.05英寸或大于0.30英寸。
薄膜孔64沿径向延伸通过轴向凹槽而进入燃烧器衬套34的内部中。在某些实施例中，薄膜孔64可如图5所示沿着各个冷却通道56在特定的轴向位置处成组地布置。例如，薄膜孔64可包括介于约1个和20个之间或1个和10个之间的一组开口，这组开口可相对于下游端部设置在冷却通道56的长度L2的约20％、40％、60％或80％的轴向位置处。在一些实施例中，薄膜孔64可沿着通道56的长度L2、相对于彼此相等或不等地隔开而设置在多个轴向位置处。在该图中，出于清楚的目的仅在一个通道56中显示了薄膜孔64。应当理解，在实际实现中，可在下游端部分52上的不止一个冷却通道56中提供所示薄膜孔64的类似布置(例如各个冷却通道56可在一个或多个位置上包括薄膜孔64)。
如以上所论述的，薄膜孔64使通道56流体地联接到燃烧室38上，且可沿着衬套34的内表面提供隔离性的冷却空气膜。在一个实施例中，薄膜孔64可具有至少小于约0.01、0.02、0.03、0.04、0.05、0.06、0.07、0.08、0.09或0.10英寸的直径。在其它实施例中，薄膜孔64可小于0.01英寸或大于0.10英寸。图5还显示了位于冷却通道56上游的旁路开口41。如以上所论述的，旁路开口41可提供直接进入燃烧室38(例如绕过冷却通道56)中的空气流，从而沿着衬套34的内表面提供额外的冷却薄膜，由此进一步增强衬套34的冷却。在一个实施例中，旁路开口41可具有类似于如上所述的薄膜孔64的尺寸。也就是说，在一个实施例中，旁路开口41可具有至少小于约0.01、0.02、0.03、0.04、0.05、0.06、0.07、0.08、0.09或0.10英寸的直径，或者在其它实施例中可具有小于0.01英寸或大于0.10英寸的直径。如将理解的，目前示出的实施例仅意图提供使用薄膜孔64和旁路开口41两者以通过薄膜冷却和强制对流冷却来冷却衬套34的具体实现的一个实例。在另外的实施例中，衬套34可仅包括薄膜孔64，而不包括旁路开口41。
现在参看图6，示出了由图3中的弓形线6-6限定的圆形区域内的燃烧器16的局部截面侧视图。特别地，图6更加详细地显示了进入衬套34的下游端部分52上的冷却通道56中的空气流。由压缩机24排放的压缩空气可通过入口48接收在环形通路47(由冲击套管42和过渡件46限定)中。在本实施例中，入口48是圆形的孔，但是在其它实现中，入口48可为槽口，或者孔与其它几何结构的槽口的组合。当环形通路47内的空气72相对于燃烧气体流的方向(例如方向39)被输送到上游时，空气72中的大部分被排放到环形通路36(由流动套管32和衬套34限定)中。如上所述，流动套管32可在下游端部74处包括安装法兰44，安装法兰44构造成以便接收从冲击套管42的上游端部78沿径向向外延伸的部件76，从而流体地联接流动套管32和冲击套管42。除了接收来自环形通路47的空气流72之外，环形通路36还经由入口40接收来自气室31的压缩空气的一部分80。也就是说，环形通路36内的空气流可包括从环形通路47排放的空气72和流过入口40的空气80。因此，由环形通路36和47限定了导向上游(相对于方向39)的流径。另外，应当理解，类似于冲击套管42上的入口48，入口40也可包括孔、槽口或各种形状的孔和槽口的组合。
虽然流过环形通路47的空气72中的大部分被排放到环形通路36中，但是在本文中由参考标号84所示的空气流的一部分可经由通过包壳54上的多个入口68提供的流径F被引导到下游端部分52上的冷却通道56中。流径F可限定通过冷却通道56的空气流量。如图所示，流径F相对于方向39朝向下游，且与通过环形通路36和47的流径反向。虽然在图6的截面图中仅显示了一个冷却通道56，但应当理解的是，类似的空气流型式可应用于下游端部分52上的各个冷却通道56。在一个实施例中，引导到下游端部分52周围的冷却通道56中且通过冷却通道56的总空气流可以是供应到燃烧器16的总压缩空气的至少小于约1％、2％、3％、4％、5％、6％、7％、8％、9％或10％。在其它实施例中，引导到冷却通道56中的总空气可为供应到燃烧器16的总压缩空气的超过10％。
如上所述，流到所描绘的冷却通道56中的空气84相对于燃烧室38内的燃烧气体的温度大体上要冷得多。因此，当空气84沿着流径F流过冷却通道56时，热可被传递离开燃烧器衬套34，特别是衬套的下游端部分52。作为实例，在冷却衬套34时所采用的机制可以是由于冷却空气84和下游端部分52的外表面(其可包括限定了通道56的凹槽和分隔部件62)之间的接触而引起的强制对流热传递，如以上参照图5所述。流径F可沿着冷却通道56的轴向长度延续，其中冷却空气84在下游端部(未显示)处离开冷却通道56，从而排放到过渡件腔50中，由此朝向沿下游(远离燃料喷嘴12)流过过渡件腔50的燃烧气体引导冷却空气84。
如本实施例中所显示，冷却空气84的一部分53可流过冷却通道56内的薄膜孔64，且流到燃烧室38中。如上所述，空气53可提供使衬套34与室38内的燃烧气体隔离的冷却薄膜86。所描绘的冷却薄膜86还可包括可通过衬套34上的旁路开口41来提供的空气流43。因此，被引导通过薄膜孔64和旁路开口41的空气均可有利于形成冷却薄膜86。
现在参看图7A和7B，根据本发明的实施例示出了关于图6的切割线7-7的冷却通道56的截面端视图。首先参看图7A，显示了上述布置中的过渡件46、密封件66、包壳54和衬套34的下游端部分52。如所论述的，可通过移除衬套34的一部分以在分隔部分62之间限定凹槽来形成冷却通道56。在所示的实施例中，分隔部件62可具有可对应于冷却通道56的深度(如上所述)的、大约至少小于约0.05英寸、0.10英寸、0.15英寸、0.20英寸、0.25英寸或0.30英寸的高度94。在另外的实施例中，分隔部件62的高度94可小于0.05英寸或大于0.30英寸。另外，冷却通道56的宽度90可限定为两个相邻分隔部件62的侧壁92之间的周向距离。如上所述，在一个实施例中，各个冷却通道56的宽度90(例如周向宽度)可至少小于约0.25英寸、0.5英寸、0.75英寸或1英寸。在其它实施例中，宽度90可小于0.25英寸或大小1英寸。
在所描绘的实施例中，冷却通道56可具有基本平的和/或平坦的表面95。例如，表面95在轴向和/或周向方向上可为平的，或者表面95可由于衬套34的环形形状而在周向方向上具有略微的弯曲。根据另一个实例，除了薄膜孔64之外，表面95可基本没有或完全没有突起、凹陷或表面结构。当冷却空气(例如空气84)沿下游方向39(即垂直于页面)流过通道56且接触表面95和侧壁92时，可通过强制对流冷却使热量传递离开衬套34，特别是衬套34的下游端部分52。另外，如上所述，冷却空气84的一部分53可流过沿径向延伸通过通道56且将通道56流体地联接到燃烧室38上的一个或多个薄膜孔64。当空气53流过薄膜孔64且流入室38中时，形成冷却薄膜86。如上所述，冷却薄膜86可使衬套34与室38内的热的燃烧气体隔离。
虽然由图7A描绘的这个视图显示了三个薄膜孔64沿周向分布在冷却通道56的宽度90上，但是应当理解，这仅仅意图提供薄膜孔64可如何布置在通道56内的一个实例。实际上，可采用薄膜孔64的任何其它适当的布置。例如，多个薄膜孔64可沿周向方向和轴向方向两者布置在冷却通道56内。另外，如将在下面关于图9进一步论述的，在一些实施例中，薄膜孔64可布置成沿着冷却通道56的轴向长度轴向地隔开的多个组。
参看图7B，示出了冷却通道56的一个备选实施例。与图7A中所示的平的和/或平坦表面95相对，图7B所描绘的实施例的表面95可包括多个表面特征96，该多个表面特征96可为自表面95延伸的不连续的突起。作为实例，表面特征可包括形成于冷却通道56内的交叉凹槽之间的翅片形突起、圆柱形突起、环形突起、人字形突起、凸起部分，或者它们的一些组合，以及任何其它类型的适当的几何形状。将理解的是，可选择表面特征96的尺寸，以优化冷却，同时满足冷却通道56的几何限制(例如基于上述冷却通道尺寸)。
通过增大当冷却空气84流过通道56时冷却空气84可经由其发生接触的下游端部分52的表面积，表面特征96可进一步增强衬套34的强制对流冷却。因此，在本实施例中，当空气84流过通道56且接触表面特征96时，传递离开衬套34的热量相对于图7A所示的实施例-其中冷却通道56具有基本平的和/或平坦的表面95-来说可更大。另外，虽然目前示出的实施例显示了仅形成于表面95上的表面特征96，但是在其它实施例中，表面特征96也可形成于通道56的侧壁92上。
现在继续参看图8A-8D，示出了在由图6中的弓形线8-8限定的圆形区域内的冷却通道56的截面侧视图。特别地，图8A-8D示出了根据本发明的实施例的薄膜孔64可形成的几种形状。例如，参看图8A所示的实施例，冷却通道56内的、延伸通过下游端部分52的薄膜孔64可包括彼此平行且垂直于衬套34的纵向轴线58的边缘104。换句话说，薄膜孔64的边缘104可以限定相对于衬套34的内表面和外表面具有大约90度的角的笔直的圆柱形通路。因此，外开口100(邻近冷却通道56)和内开口102(邻近燃烧室38)的大小基本相等。如上所述，薄膜孔64可提供这样的路径：通过该路径，流过通道56的冷却空气84的一部分53可直接流到燃烧室38中，以提供隔离性冷却薄膜86。
图8B显示了薄膜孔64的一个备选实施例，其中边缘104彼此平行，但是相对于衬套34的纵向轴线58成角度。换句话说，薄膜孔64的边缘104可以限定相对于衬套34的内表面和外表面具有介于大约0度和90度之间、30度和60度之间或约45度的角的笔直的圆柱形通路。因此，外开口100和内开口102的大小也基本相等，但是空气的一部分53通过其而流到燃烧室38中的路径可基于边缘104的角度而成角度。
图8C显示了又一个实施例，其中薄膜孔64是渐缩的，使得外开口100相对于内开口102来说较小。换句话说，薄膜孔64的边缘104可限定从内表面(例如沿着冷却通道56)到外表面(例如在燃烧室38中)的发散通路，例如大体锥形(的通路)。此外，薄膜孔64的中心线相对于衬套34的内表面和外表面可具有介于大约0度和90度之间、30度和60度之间或约45度或90度的角。
图8D显示了又一个实施例，其中薄膜孔64是渐缩的，使得外开口100相对于内开口102来说较大。换句话说，薄膜孔64的边缘104可限定从内表面(例如沿着冷却通道56)到外表面(例如在燃烧室38中)的会聚通路，例如大体锥形(的通路)。此外，薄膜孔64的中心线相对于衬套34的内表面和外表面可具有介于大约0度和90度之间、30度和60度之间或约45度或90度的角。
如上所述，薄膜孔64的直径可至少小于约0.01、0.02、0.03、0.04、0.05、0.06、0.07、0.08、0.09或0.10英寸。在其它实施例中，薄膜孔64可小于0.01英寸或大于0.10英寸。另外，虽然图8A-8D中描绘的薄膜孔64显示为大体圆形形状，但应当理解的是，在其它实施例中，薄膜孔62可为正方形、长方形、椭圆形或任何其它类型的适当几何形状，而且可使用诸如激光钻孔的任何适当的技术来形成。更进一步，应当理解，本文描绘的薄膜孔64的各种实施例可类似地应用于形成位于下游端部分52的上游的旁路开口41。
图9显示了根据本发明的又一个实施例的、在由图3中的弓形线6-6限定的圆形区域内的燃烧器16的局部截面侧视图。特别地，图9描绘了这样的一个实施例：其中提供了多组薄膜孔64，且该多组薄膜孔64沿着冷却通道56的轴向长度沿轴向隔开。例如，在所示实施例中，通道56可包括第一组薄膜孔64a、位于第一组薄膜孔64a的下游的第二组薄膜孔64b以及位于第二组64b的下游的第三组薄膜孔64c。因此，当冷却空气84经由包壳54上的入口68流到冷却通道56中时，冷却空气84的一部分53可连续地流过各组薄膜孔64a、64b和64c。如将理解的，此布置不仅可增加供应到燃烧室38的空气53的量，而且还在下游端部分52的内表面上更均匀地分配空气53，从而提供更均匀的冷却薄膜86，以便隔离衬套34。
另外，图9还示出了多组旁路开口41的使用。例如，返回参看图4和5所示的实施例，示出了沿周向布置在衬套34周围的单组旁路开口41。在图9中，可在对衬套34进行冷却时使用此处由参考标号41a、41b和41c指出的三组这种沿轴向隔开的旁路开口。也就是说，图9的截面图中显示的各个旁路开口可对应于沿周向布置在衬套34周围的相应的一组旁路开口。来自环形通路36的空气43的一部分可流到通入燃烧室38中的各个旁路开口41a、41b和41c中。如上所述，这个空气流43可提供额外的冷却薄膜，或者可有助于通过薄膜孔41a、41b和41c经由空气流53供应的冷却薄膜86。如将理解的，使用多组旁路开口41a、41b和41c可进一步增加冷却薄膜86的面积和均匀性，从而进一步改进衬套34与室38内的燃烧气体的隔离。
本书面描述使用实例来公开本发明，包括最佳模式，且还使本领域任何技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统，以及执行任何结合的方法。本发明的可授予专利的范围由权利要求书限定，且可包括本领域技术人员想到的其它实例。如果这种其它实例具有无异于权利要求书的字面语言的结构元素，或者如果这种其它实例包括与权利要求书的字面语言无实质性差异的等效结构元素，则这种其它实例意图处于权利要求书的范围之内。

Claims (10)

1.一种系统，包括：
涡轮发动机(10)，包括：
包括具有燃烧器衬套(34)的中空环形壁的燃烧器(16)；
沿着通过所述中空环形壁的第一方向的第一空气流径；以及
沿着与通过所述中空环形壁的所述第一方向相反的第二方向的第二空气流径，其中，所述第二流径包括构造成以便为所述燃烧器衬套(34)的下游端部分(52)供应冷却薄膜(86)的一个或多个薄膜孔(64)。
2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述第二空气流径由这样的通路限定：所述通路由所述燃烧器衬套(34)的下游端部分(52)上的轴向冷却通道(56)和大体在所述下游端部分(52)周围同轴地设置的环形包壳(54)的内表面形成。
3.根据权利要求2所述的系统，其特征在于，所述环形包壳(54)包括构造成以便将沿着所述第一空气流径的空气流的一部分(86)供应到所述轴向冷却通道(56)中的一个或多个径向开口(68)。
4.根据权利要求3所述的系统，其特征在于，所述一个或多个薄膜孔(64)沿径向延伸通过所述轴向冷却通道(56)，并且其中，供应到所述轴向冷却通道(56)的所述空气流的另一部分(53)流过所述一个或多个薄膜孔(64)，以在所述下游端部分(52)处的所述燃烧器衬套(34)的内表面上提供所述冷却薄膜(86)。
5.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述第一空气流径至少部分地由环形过渡件(46)和第一环形流动套管(42)之间的第一环形通路(47)限定。
6.根据权利要求5所述的系统，其特征在于，所述第一环形通路(47)流体地联接到所述燃烧器衬套(34)和第二环形流动套管(32)之间的第二环形通路(36)上，其中，所述第二环形通路(36)相对于所述燃烧器衬套(34)内的燃烧气体的流动方向(39)在所述第一环形通路(47)的上游。
7.根据权利要求6所述的系统，其特征在于，所述第一环形通路(47)包括多个入口(48)，以接收来自压缩机(24)的空气的第一部分(72)，其中，当所述空气的第一部分(72)在所述第一方向上沿着所述第一空气流径流动时，所述空气的第一部分(72)从所述第一环形通路(47)排放到所述第二环形通路(36)中。
8.根据权利要求7所述的系统，其特征在于，所述第二环形通路(36)包括多个入口(40)，以接收来自所述压缩机(24)的空气的第二部分(80)，其中，所述空气的第二部分(80)和从所述第一环形通路(47)排放的所述空气的第一部分(72)沿所述第一方向流过所述第二环形通路(36)。
9.根据权利要求8所述的系统，其特征在于，所述涡轮发动机(10)包括一个或多个燃料喷嘴(12)，其中，所述燃料喷嘴(12)接收沿所述第一方向流过所述第二环形通路(36)的所述空气(72，80)，且使所述空气(72，80)与燃料(14)混合，并且其中，所得的空气-燃料混合物被分配到所述燃烧器衬套(34)中以进行燃烧。
10.一种系统，包括：
涡轮发动机(10)，包括：
一个或多个燃料喷嘴(12)；和
燃烧器(16)，包括：
环形流动套管(32)；和
燃烧器衬套(34)，所述燃烧器衬套(34)同轴地设置在所述第一环形流动套管(32)内，且在所述燃烧器衬套(34)和所述第一环形流动套管(32)之间限定了构造成以便接收沿第一方向的、朝向所述一个或多个燃料喷嘴(12)的空气流(80，72)的第一环形流径(36)，所述燃烧器衬套(34)包括沿周向布置在所述燃烧器衬套(34)的下游端部分(52)周围的多个轴向冷却通道(56)；
其中，所述多个轴向冷却通道(56)中的各个包括一个或多个薄膜孔(64)，并且其中，所述多个冷却通道(56)中的各个构造成以便接收来自所述环形流径(36)的空气流的一部分(84)，在远离所述一个或多个燃料喷嘴(12)的第二方向上沿着所述冷却通道(56)的轴向长度引导所接收的空气的第一部分，并且引导所接收的空气的第二部分(53)通过所述一个或多个薄膜孔(64)，以便为所述下游端部分(52)处的所述燃烧器衬套(34)的内表面供应冷却薄膜(86)。
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