CN102401382A - 在涡轮发动机中使用的燃烧器组件和组装该组件的方法 - Google Patents

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CN102401382A CN2011102220604A CN201110222060A CN102401382A CN 102401382 A CN102401382 A CN 102401382A CN 2011102220604 A CN2011102220604 A CN 2011102220604A CN 201110222060 A CN201110222060 A CN 201110222060A CN 102401382 A CN102401382 A CN 102401382A
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M.巴蒂纳
R.辛赫
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Abstract

本发明涉及在涡轮发动机中使用的燃烧器组件和组装该组件的方法。一种燃烧器组件(30)包括具有中心线轴线(62)且在其内限定燃烧室(60)的燃烧器衬套(54)、延伸通过燃烧衬套的多个燃料喷嘴(38)，以及环形流动套管(40,100)，环形流动套管联接在燃烧器衬套的径向外部，使得环形流径(76)限定在流动套管和燃烧器衬套之间，流动套管包括在上端壁(114)和下端壁(116)之间延伸的前表面(110)，上端壁定位成距该多个燃料喷嘴第一距离(117)，下端壁定位成距该多个燃料喷嘴第二距离(118)，第二距离不同于第一距离。

Description

在涡轮发动机中使用的燃烧器组件和组装该组件的方法
技术领域
本发明大体涉及涡轮发动机，并且更具体而言，涉及用于涡轮发动机的燃烧器组件。
背景技术
至少一些已知的燃气轮机发动机使用冷却空气来冷却包括在发动机内的燃烧组件。通常从以流连通的方式联接在燃烧组件的上游的压缩机供应冷却空气。更具体而言，在至少一些已知的涡轮发动机中，冷却空气从压缩机排到至少部分地在燃烧器组件的过渡件的周围延伸的气室中。在被引导到限定在冲击套管和过渡件之间的冷却通路中之前，进入气室的冷却空气的一部分被供应给包围过渡件的冲击套管。进入冷却通路的冷却空气向下游排到限定在燃烧器衬套和流动套管之间的第二通路中。在向下游排到第二通路中之前，进入气室的任何剩余的冷却空气都被引导通过限定在流动套管内的入口。
流过第二通路的冷却空气会冷却燃烧器衬套的外部。至少一些已知的流动套管包括将冷却空气排到第二通路中的入口和套环。入口以不均匀的空气流的型式沿周向将冷却空气引导到燃烧器衬套的外表面的周围。不均匀的分布可在燃烧器衬套外表面上导致温度差异，并且可在燃烧器衬套和冷却空气之间导致不均匀的传热。随着时间的过去，不均匀的传热可对燃烧器衬套导致热裂化和/或损害，它们两者均可减少燃烧器衬套的总的使用寿命，以及/或者增加维护和运行涡轮发动机的成本。
发明内容
在一方面，提供了一种燃烧器组件。该燃烧器组件包括具有中心线轴线且在其内限定燃烧室的燃烧器衬套。多个燃料喷嘴延伸通过燃烧衬套。环形流动套管联接在燃烧器衬套的径向外部，使得环形流径限定在流动套管和燃烧器衬套之间。流动套管包括在上端壁和下端壁之间延伸的前表面。上端壁定位成距该多个燃料喷嘴第一距离。下端壁定位成距该多个燃料喷嘴第二距离，第二距离不同于第一距离。
在另一方面，提供了一种涡轮发动机。该涡轮发动机包括压缩机，以及与压缩机处于流连通以接收压缩机排出的空气中的至少一些的燃烧器。燃烧器包括多个燃烧器组件。多个燃烧器组件中的至少一个燃烧器组件包括具有中心线轴线且在其内限定燃烧室的燃烧器衬套。多个燃料喷嘴延伸通过燃烧衬套。环形流动套管联接在燃烧器衬套的径向外部，使得环形流径限定在流动套管和燃烧器衬套之间。流动套管包括在上端壁和下端壁之间延伸的前表面。上端壁定位成距该多个燃料喷嘴第一距离。下端壁定位成距该多个燃料喷嘴第二距离，第二距离不同于第一距离。
在又一方面，提供了一种组装燃烧器组件的方法。该方法包括将燃烧器衬套联接到多个燃料喷嘴上，其中，燃烧器衬套包括限定在其中的燃烧室，燃烧衬套沿着中心线轴线延伸。环形流动套管联接在燃烧器衬套的径向外部，使得环形流径限定在流动套管和燃烧器衬套之间。环形流动套管包括在上端壁和下端壁之间延伸的前表面。上端壁定位成距该多个燃料喷嘴第一距离。下端壁定位成距该多个燃料喷嘴第二距离，第二距离不同于第一距离。
附图说明
图1是示例性涡轮发动机的示意性截面图。
图2是可用于图1中显示的涡轮发动机的示例性燃烧器组件的一部分的放大截面图。
图3是可用于图2中显示的燃烧器组件的示例性流动套管的局部截面图。
图4-9是可用于图2中显示的燃烧器组件的备选流动套管的截面图。
部件列表：
10涡轮发动机
12进气区段
14压缩机区段
16燃烧器区段
18涡轮区段
20排气区段
22转子组件
26燃料喷嘴组件
28轴
30燃烧器组件
32扩散器
34气室
36穹顶板
38燃料喷嘴
40流动套管
42外表面
44前区段
46后区段
48燃烧器壳体
50室
50燃烧器壳体室
52内表面
54燃烧器衬套
56环形冷却通道
58燃烧器衬套内表面
60燃烧室
62中心线轴线
64燃烧器衬套外表面
66入口开口
68过渡件
70内表面
72引导腔
74涡轮喷嘴
76路径
78上游端
80下游端
82冲击套管
84下游端
86冷却通道
88多个开口
90冲击套管上游端
92压缩空气
94第一流
96第二流
98燃烧气体流
100流动套管
102内表面
104上游端
106下游端
110前表面
112入口开口
114上端壁
116下端壁
117第一距离
118第二距离
119入口平面
120上游边缘
122上游开口
124冲击平面
126环形间隙
130第一距离
132第二距离
134第一部分
136第二部分
138多个开口
140过渡区段
142过渡件外表面
144弓形表面
146上部
148下部
150距离
152外边缘
154弓形表面
156弓形表面
158第一距离
160第二距离
162外表面
164多个开口
166下端壁。
具体实施方式
通过提供将基本均匀的流分布的冷却流体排到燃烧器衬套的周围以有利于在冷却流体和燃烧器衬套外表面之间的增强的传热的流动套管，本文中描述的示例性方法和系统克服了已知的燃烧器组件的缺点。更具体而言，本文中描述的实施例提供了这样的流动套管：该流动套管包括相对于燃烧器衬套的中心线轴线倾斜地定向的入口开口，以使得具有均匀的周向压力分布的冷却流体流能够限定在燃烧器衬套外表面的周围。冷却流体的均匀的分布有利于基本均匀地降低燃烧器衬套外表面的温度，这有利于增加燃烧器衬套的运行寿命。
如本文中所用，用语“上游”指的是涡轮发动机的前端，而用语“下游”指的是涡轮发动机的后端。
图1是示例性涡轮发动机10的示意图。涡轮发动机10包括进气区段12、在进气区段12的下游的压缩机区段14、在压缩机区段14的下游的燃烧器区段16、在燃烧器区段16的下游的涡轮区段18，以及在涡轮区段18的下游的排气区段20。涡轮区段18通过包括轴28的转子组件22来联接到压缩机区段14上。燃烧器区段16包括各自以流连通的方式与压缩机区段14联接的多个燃烧器组件30。燃料喷嘴组件26联接到各个燃烧器组件30上。涡轮区段18可旋转地联接到压缩机区段14上且联接到负载(未显示)上，例如但不限于，发电机和/或机械驱动应用。在一个实施例中，涡轮发动机10为可从通用电气公司(纽约，斯卡奈塔第)商购获得的MS9001E发动机。应当注意，涡轮发动机10仅是示例性的，并且本发明不限于仅用于涡轮发动机10，而是相反，本发明可改为在如本文中描述的那样起作用的任何涡轮发动机内实现。
在运行中，空气流过压缩机区段14，并且压缩空气排到燃烧器区段16中。燃烧器组件30将燃料(例如天然气和/或燃料油)喷射到空气流中，点燃燃料-空气混合物而通过燃烧使燃料-空气混合物膨胀，并且产生高温燃烧气体。燃烧气体从燃烧器组件30排向涡轮区段18，在涡轮区段18中，在气体中的热能转化成机械旋转能。燃烧气体将旋转能传给涡轮区段18且传给转子组件22，转子组件22随后对压缩机区段14提供旋转动力。
图2是燃烧器组件30的一部分的放大截面图。在该示例性实施例中，燃烧器组件30以流连通的方式与涡轮区段18且与压缩机区段14联接。此外，在该示例性实施例中，压缩机区段14包括以流连通的方式与排气气室34联接的扩散器32，扩散器32使得空气能够被从压缩机区段14向下游引导向燃烧器组件30。
在该示例性实施例中，燃烧器组件30包括至少部分地支承多个燃料喷嘴38的基本圆形的穹顶板36。穹顶板36联接到包括在前区段44和后区段46之间延伸的外表面42的基本圆柱形的燃烧器流动套管40上。燃烧器壳体48联接到外表面42上，并且流动套管40至少部分地定位在由燃烧器壳体48的内表面52限定的室50内。更具体而言，燃烧器壳体48在前区段44和后区段46之间联接到流动套管40上。前区段44联接到穹顶板36上，使得室50与气室34处于流连通，以使得来自压缩机区段14的空气流能够被引导到流动套管40。定位在流动套管40内的基本圆柱形的燃烧器衬套54联接到流动套管40上且由流动套管40支承。更具体而言，在该示例性实施例中，流动套管40联接在燃烧器衬套54的径向外部，使得环形冷却通道56限定在流动套管40和燃烧器衬套54之间。流动套管40和燃烧器壳体48基本将燃烧器衬套54及其相关联的燃烧过程与周围的涡轮构件隔离开。
在该示例性实施例中，燃烧器衬套54包括限定环形燃烧室60的基本圆柱形形状的内表面58，环形燃烧室60具有延伸通过燃烧器室60的中心线轴线62。燃烧器衬套54还联接到将燃料引导到燃烧室60中的燃料喷嘴38上。环形冷却通道56朝向燃料喷嘴38而引导冷却流体越过燃烧器衬套54的外表面64。在该示例性实施例中，流动套管40包括限定进入冷却通道56中的流径的入口开口66。
过渡件68联接到燃烧器衬套54上，以用于将来自燃烧器衬套54的燃烧气体引导向涡轮区段18。在该示例性实施例中，过渡件68包括限定引导腔72的内表面70，引导腔72将来自燃烧室60的燃烧气体向下游引导到涡轮喷嘴74。燃烧器衬套内表面58限定基本平行于中心线轴线62的燃烧气体流径76。在燃烧室60内产生的燃烧气体被沿着路径76引导向过渡件68。过渡件68的上游端78联接到燃烧器衬套54的下游端80上。在一个实施例中，燃烧器衬套54至少部分地插入上游端78中，使得燃烧室60定位成与引导腔72处于流连通，并且使得燃烧室60和引导腔72基本与气室34隔离开。
冲击套管82在径向外部与过渡件68隔开。更具体而言，冲击套管82的下游端84联接到过渡件68上，使得冲击套管82定位在过渡件68的径向外部，并且使得过渡件冷却通道86限定在冲击套管82和过渡件68之间。延伸通过冲击套管82的多个开口88使得来自压缩机排气气室34的空气流中的一部分能够被引导到冷却通道86中。在该示例性实施例中，冲击套管82的上游端90相对于流动套管40基本同心地对准，以使得冷却流体能够被从冷却通道86引导到冷却通道56中。
在运行期间，压缩机区段14由涡轮区段18通过轴28(在图1中显示)来驱动。当压缩机区段14旋转时，压缩空气92排到扩散器32中。在该示例性实施例中，从压缩机区段14排到扩散器32中的压缩空气92中的大部分通过压缩机排气气室34被引导向燃烧器组件30。从压缩机区段14排出的压缩空气92中的较少的部分被引导向下游，以用于冷却涡轮发动机10构件。更具体而言，在气室34内的加压压缩空气92的第一流94通过冲击套管开口88被引导到冷却通道86中。空气94然后在被排到冷却通道56中之前被引导通过冷却通道86。另外，在气室34内的加压压缩空气92的第二流96被引导到冲击套管82的周围且通过入口开口66排到冷却通道56中。进入入口开口66的空气96和来自过渡件冷却通道86的空气94然后在被从冷却通道56排向燃料喷嘴38之前在冷却通道56内混合。空气92在燃烧室60内与从燃料喷嘴38排出的燃料混合且被点燃而形成燃烧气体流98。燃烧气体98通过过渡件引导腔72被从室60引导向涡轮喷嘴74。
图3是可用于燃烧器组件30的示例性流动套管100的截面图。在图3中显示的同样的构件用在图2中使用的相同的参考标号来标示。流动套管100为基本圆柱形的，并且包括在上游端104和下游端106之间延伸的内表面102。上游端104联接到穹顶板36(在图2中显示)上，而下游端106从上游端104朝向冲击套管82延伸。燃烧器衬套54联接在流动套管100的径向内部，使得冷却通道56限定在流动套管内表面102和燃烧衬套外表面64之间。下游端106包括限定入口开口112的前表面110，入口开口112与冷却通道56处于流连通，以使得能够有从燃烧器气室34(在图2中显示)到冷却通道56的空气96。
在该示例性实施例中，前表面110包括上端壁114、下端壁116，以及在上端壁和下端壁114和116(相应地)之间延伸的入口平面119。上端壁114定位成距燃料喷嘴38第一距离117。下端壁116定位成距燃料喷嘴38第二距离118，第二距离118不同于第一距离117，使得入口平面119相对于中心线轴线62倾斜地定向。更具体而言，角α1限定在中心线轴线62和入口平面119的相交部之间。在该示例性实施例中，下端壁116定位得比上端壁114定位得更靠近燃料喷嘴38，使得角α1限定在约90°和约155°之间(从中心线轴线62沿顺时针方向测量)。在一个实施例中，角α1大致等于135°。冲击套管上游端90包括限定上游开口122的上游边缘120。上游开口122使得冷却流体能够被从过渡件冷却通道86引导到冷却通道56中。在该示例性实施例中，上游边缘120限定基本垂直于中心线轴线62而定向的冲击平面124。流动套管前表面110相对于上游边缘120而定位成使得环形间隙126限定在前表面110和上游边缘120之间。间隙126使得能够调节从过渡件冷却通道86和气室34到冷却通道56的空气流。在该示例性实施例中，流动套管上端壁114定位成距上游边缘120第一距离130。流动套管下端壁116定位成距上游边缘120第二距离132，第二距离132大于第一距离130。
在涡轮发动机10的运行期间，冷却空气从气室34排出，使得冷却空气基本包围冲击套管82和流动套管100。更具体而言，冷却空气被从气室34引导到燃烧器壳体室50中，在流动套管100和冲击套管82的周围有不均匀的压力分布。此外，第一流94通过开口88进入过渡件冷却通道86，并且通过行进通过过渡件冷却通道86来帮助冷却过渡件68。因而，第一流94有利于降低过渡件68的温度。第一流94通过环形间隙126，流到燃烧器衬套冷却通道56中，以帮助降低燃烧器衬套54的温度。第二流96的第一部分134在冲击套管82的周围流动，并且在入口开口112的下端壁116的附近进入燃烧器衬套冷却通道56。第二流96的第二部分136在入口开口112的上端壁114的附近进入冷却通道56。入口开口112的定向确保第一部分134和第二部分136被引导通过冷却通道56，使得第二流96在燃烧器衬套54的周围具有基本均匀的流分布。在衬套冷却通道56内，第一流94和第二流96混合且帮助降低燃烧器衬套54的温度。
流动套管入口开口112的定向确保基本均匀的流分布的第二流96被引导通过冷却通道56。均匀的流分布有利于增强在被引导通过冷却通道56和燃烧器衬套54的第一流94和第二流96之间的传热。环形间隙126使得第一流94能够作为经调节的流进入燃烧器冷却通道56。因而，入口开口112和环形间隙126有利于沿周向在燃烧器衬套外表面64的周围建立均匀的压力分布。
图4-9是流动套管100的多种备选实施例的截面图。在图4-9中显示的同样的构件用在图3中使用的相同的参考标号来标示。参照图4，在一个实施例中，上端壁114定位得比下端壁116定位得更靠近燃料喷嘴38，使得角α1被限定成处于约25 o和约90 o之间。在一个实施例中，角α1大致等于约45 o。在这种实施例中，冲击套管上游边缘120定向成使得冲击平面124相对于中心线轴线62倾斜地定向，使得第一距离130大致等于第二距离132。此外，在一个实施例中，冲击平面124在中心线轴线62和冲击平面124之间形成大致等于入口平面角α1的角α2。备选地，角α2可大于或小于入口平面角α1。在该示例性实施例中，限定在流动套管100中的多个开口138定位成邻近流动套管下游端106。开口138为基本圆形的，并且定向成有利于降低通过开口138进入冷却通道56的空气的压力。
参照图5，在一个实施例中，燃烧器组件30不包括冲击套管82，而是相反，燃烧器衬套54在过渡区段140处联接到过渡件68上。流动套管100从穹顶板36朝向过渡件68延伸，使得流动套管内表面102与过渡件68的外表面142的一部分交迭。更具体而言，前表面110在过渡件上游端78上面延伸，使得冷却通道56至少部分地限定在流动套管内表面102和过渡件外表面142之间。在一个实施例中，前表面110包括在上端壁114和下端壁116之间延伸的弓形表面144，使得前表面110形成在上端壁114和下端壁116之间延伸的基本凹形的表面144。备选地，前表面110可包括基本凸形的表面144(以假想线显示)。在一个实施例中，流动套管100在过渡件68的整个长度上面延伸，使得流动套管100从穹顶板36延伸到涡轮喷嘴74。
参照图6，在一个实施例中，流动套管前表面110包括上部146和下部148。在一个实施例中，上部146沿着中心线轴线62联接到下部148上。在这种实施例中，上部146从下部148向下游延伸距离150，使得下部148定位得比上部146定位得更靠近燃料喷嘴38。此外，在这种实施例中，上部146包括基本垂直于中心线轴线62而定向的外边缘152。在一个实施例中，外边缘152相对于中心线轴线62倾斜地定向(以假想线显示)。
参照图7，在一个实施例中，上部146包括在上端壁114和下部148之间延伸的弓形表面154，使得上部146形成在上端壁114和下部148之间延伸的基本凹形的表面154。在此实施例中，下部148包括在上部146和下端壁166之间延伸的弓形表面156，使得下部148形成在上部146和下端壁116之间延伸的基本凸形的表面156。备选地，上部146可包括基本凸形的表面154(以假想线显示)，而下部148可包括基本凹形的表面156(以假想线显示)。
参照图8，在一个实施例中，流动套管100在径向外部与燃烧器衬套54隔开，使得上端壁114与衬套外表面64隔开第一距离158，而下端壁116与外表面64隔开第二距离160。在这种实施例中，第二距离160比第一距离158更长。此外，在一个实施例中，流动套管100定位成使得第一距离158比第二距离156更长。
参照图9，在一个实施例中，流动套管100包括具有在前表面110处或附近从燃烧器衬套54沿径向向外延伸的弓形形状的外表面162。在这种实施例中，流动套管100包括发散性内表面102，发散性内表面102将入口开口112限定成具有钟形形状。多个开口164在入口开口112处或附近延伸通过流动套管外表面162。
通过提供将基本均匀的流分布的冷却流体排到燃烧器衬套的周围以有利于在冷却流体和燃烧器衬套外表面之间的增强的传热的流动套管，上面描述的设备和方法克服了已知的燃烧器组件的缺点。更具体而言，通过提供包括相对于燃烧器衬套中心线轴线倾斜地定向的入口开口的流动套管，有利于提高在燃烧器衬套的周围的均匀的压力分布。另外，本文中描述的实施例有利于均匀地降低在燃烧器衬套外表面的外表面上的温度，这有利于增加燃烧器衬套的运行寿命。因而，有利于降低维护燃气轮机发动机系统的成本。
在上面详细地描述了用于在涡轮发动机中使用的燃烧器组件和用于组装该组件的方法的示例性实施例。方法和设备不限于本文中描述的具体实施例，而是相反，可独立地以及与本文中描述的其它构件和/或步骤分开来使用系统的构件和/或方法的步骤。例如，方法和设备还可结合其它燃烧系统和方法来使用，而不限于仅如本文中描述的那样用涡轮发动机组件来实践。相反，可结合许多其它燃烧系统应用来实现和使用示例性实施例。
虽然本发明的各种实施例的具体特征可显示在一些图中而不显示在其它图中，但是这仅是为了方便。此外，在上面的描述中对“一个实施例”的参照不意图被理解为排除也结合了所叙述的特征的额外的实施例的存在。根据本发明的原理，图的任何特征可结合任何其它图的任何特征来进行参照和/或要求保护。
此书面描述使用了实例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使得本领域的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。本发明的可获得专利权的范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它实例。如果这样的其它实例具有无异于权利要求的字面语言的结构元素，或如果它们包括与权利要求的字面语言无实质性差异的等效结构元素，则这样的其它实例意图处于权利要求的范围内。

Claims (10)

1. 一种燃烧器组件(30)，包括：
燃烧器衬套(54)，其具有中心线轴线(62)且在该燃烧器衬套(54)内限定了燃烧室(60)；
延伸通过所述燃烧衬套的多个燃料喷嘴(38)；以及
环形流动套管(40, 100)，其联接在所述燃烧器衬套的径向外部，使得环形流径(76)限定在所述流动套管和所述燃烧器衬套之间，所述流动套管包括在上端壁(114)和下端壁(116)之间延伸的前表面(110)，所述上端壁定位成距所述多个燃料喷嘴第一距离(117)，所述下端壁定位成距所述多个燃料喷嘴第二距离(118)，所述第二距离(118)不同于所述第一距离。
2. 根据权利要求1所述的燃烧器组件(30)，其特征在于，与所述下端壁(116)相对于所述多个燃料喷嘴而定位的情况相比，所述上端壁(114)定位得更靠近所述多个燃料喷嘴(38)。
3. 根据权利要求2所述的燃烧器组件(30)，其特征在于，所述前表面(110)限定相对于所述燃烧器衬套中心线轴线(62)以介于约25度和约90度之间的角定向的入口平面(119)。
4. 根据权利要求1所述的燃烧器组件(30)，其特征在于，所述下端壁(116)定位得比所述上端壁(114)定位得更靠近所述多个燃料喷嘴(38)。
5. 根据权利要求4所述的燃烧器组件(30)，其特征在于，所述前表面(110)限定相对于所述燃烧器衬套中心线轴线(62)以介于约90度和约155度之间的角定向的入口平面(119)。
6. 根据权利要求1所述的燃烧器组件(30)，其特征在于，所述燃烧器组件(30)进一步包括联接到所述燃烧器衬套(54)上的环形过渡件(140)，所述流动套管前表面(110)在所述过渡件的至少一部分上面延伸，使得所述环形流径(76)至少部分地限定在所述流动套管和所述过渡件之间。
7. 根据权利要求1所述的燃烧器组件(30)，其特征在于，所述前表面(110)包括弓形形状。
8. 根据权利要求1所述的燃烧器组件(30)，其特征在于，所述前表面(110)包括第一部分(134)和第二部分(136)，所述第一部分包括凹形形状，所述第二部分包括凸形形状。
9. 一种涡轮发动机(10)，包括：
压缩机(14)；以及
与所述压缩机处于流连通以接收所述压缩机排出的空气中的至少一些的燃烧器(16)，所述燃烧器包括多个燃烧器组件(30)，所述多个燃烧器组件中的至少一个燃烧器组件包括：
燃烧器衬套(54)，其具有中心线轴线(62)且在该燃烧器衬套(54)内限定了燃烧室(60)；
延伸通过所述燃烧衬套的多个燃料喷嘴(38)；以及
环形流动套管(40, 100)，其联接在所述燃烧器衬套的径向外部，使得环形流径(76)限定在所述流动套管和所述燃烧器衬套之间，所述流动套管包括在上端壁(114)和下端壁(116)之间延伸的前表面(110)，所述上端壁定位成距所述多个燃料喷嘴第一距离(117)，所述下端壁定位成距所述多个燃料喷嘴第二距离(118)，所述第二距离(118)不同于所述第一距离。
10. 根据权利要求9所述的涡轮发动机(10)，其特征在于，与所述下端壁(116)相对于所述多个燃料喷嘴而定位的情况相比，所述上端壁(114)定位得更靠近所述多个燃料喷嘴(38)。
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