CN102985758B - 用于燃气涡轮发动机的具有无叶片涡轮的切向燃烧室 - Google Patents

Abstract

一种用于燃气涡轮发动机的燃烧装置，包括环形燃烧室，该环形燃烧室包含空气和燃料的燃烧过程并且然后将热燃气产物引导至燃气涡轮发动机的第一级涡轮分段。所述环形燃烧室具有带有起皱褶的表面的内/外衬套，该起皱褶的表面跨过环形燃烧室内部的整个热气流径向地向外和向内延伸。皱褶沿发动机行进的纵向方向关于发动机中心线扭曲。产生的流径将热气流加速并转向至用于引入第一级涡轮轮片的合适的条件，这消除了对第一级涡轮叶片的需要。环形燃烧室构造有具有燃料和空气入口通路以及喷嘴的系统，该系统导致预混合的燃料和空气的分级的燃烧。

Description

用于燃气涡轮发动机的具有无叶片涡轮的切向燃烧室

技术领域

本发明涉及一种在燃气涡轮发动机中的包含燃料和空气流的燃烧的装置，以及以采用进入涡轮级的理想路径的方式控制热气体的轨迹的装置。这种装置包括但不限于燃料-空气喷嘴、燃烧室衬套及外壳、流型过渡件和导流叶片，其用在商用飞机及军用飞机、发电、和其它燃气涡轮相关的应用中。

背景技术

燃气涡轮发动机包括如下机构：该机构通过以高温、高压和高速流动的燃烧气体来做功。所做的功能够用于驱动用于发电的发电机或用于提供飞机所需要的推力。一种常见的燃气涡轮发动机由多级压缩机组成，在该多级压缩机中大气被压缩成高压气体。然后，压缩空气以燃烧室中的指定的燃料-空气比例混合，其中压缩空气的温度升高。然后高温且高压的燃烧气体膨胀通过涡轮以做功，从而取决于应用来提供所需要的推力或者驱动发电机或压缩装置。涡轮包括至少单级，每级由一排轮片和一排叶片组成。轮片沿周向分布在旋转轮毂上，每个轮片的高度均覆盖热气体流径。每级的非旋转叶片均沿周向放置，该叶片同样延伸跨过热气体流径。所包括的发明涉及燃气涡轮发动机的燃烧室和涡轮段，还将讨论燃气涡轮发动机的燃烧室和涡轮段。

燃气涡轮发动机的燃烧室部可以是若干不同类型：筒形、罐形/管形、环形以及后两种的组合形成的罐环形燃烧室。在该部件中压缩的燃料空气混合物经过燃料-空气喷嘴并且进行混合物的燃烧反应，生成导致其密度降低并且顺流加速的热气流。通常罐形燃烧室包括单独的、周向上间隔开的罐，该罐分别包含每个喷嘴的火焰。然后，来自每个罐的气流均被引导通过管道并且在该气流进入第一级叶片之前在环形过渡件中组合。在环形燃烧室类型中，燃料-空气喷嘴通常沿周向分布并且将混合物引入单个环形室中，在该单个环形室处进行燃烧。气流仅离开环的下游端而进入第一级涡轮中，而不需要过渡件。最后一种类型即罐环形燃烧室的关键差别在于其具有被环形外壳包围的单独的罐，该环形外壳包含供给到每个罐中的气体。取决于应用，每个变体均具有其优点和缺点。

用于燃气涡轮的燃烧室中，通常在燃料和空气通过一组燃料-空气喷嘴进入燃烧室之前预混合燃料和空气。因为若干原因这些喷嘴将旋流引入混合物。一个原因是提高混合并且由此提高燃烧，另一个原因是增加的旋流使火焰稳定以防止火焰被吹熄，并且其允许用于减少排放的贫燃料-空气混合物。燃料空气喷嘴可以采用不同的构造，诸如每个上均具有回旋叶片的单个到多个环形入口。

关于其它的燃气涡轮部件，需要实施冷却方法以防止燃烧室材料的熔化。用于冷却燃烧室的一个常用方法是倾注冷却，通过以额外的补偿衬套包围燃烧衬套来实施该倾注冷却，在该两个衬套之间，压缩机排出空气通过稀释孔和冷却通路经过并且进入热气体流径。该技术从该部件移除热量，并且在衬套与燃烧气体之间形成冷却空气的薄的边界层膜，从而防止热量传递至衬套。稀释孔取决于该稀释孔在衬套上的轴向位置用作两个目的：更靠近于燃料-空气喷嘴的稀释孔将冷却衬套，并且有助于混合气体以改善燃烧以及为燃烧提供未燃烧的空气；以及，放置成更靠近于涡轮的孔将冷却热气流并且可以设计成控制燃烧室出口的温度分布。

燃气涡轮发动机的气流所行进通过的下一部分是第一级叶片和涡轮。在燃气涡轮发动机中的该点处，热气体被进一步加速并且被转向成允许其撞击一排涡轮轮片的速度，该涡轮轮片通过导致驱动轴旋转的在涡轮轮片上产生的抬升力来通过热气体做功。在该应用中，热气体路径中的涡轮轮片和叶片在高温、高压和高速的条件下运行。这些不利的条件引起减少部件寿命的热氧化作用和表面恶化。入口涡轮燃气温度通常达到在涡轮部件的熔点之上200℃至300℃。这些高温使表面条件显著地恶化并且增加表面粗糙度；因此，冷却这些表面是重要的。多种设计、材料和构造用在燃气涡轮发动机中，这些提供结构稳健性并且有效冷却涡轮的叶片和轮片，以便提高燃气涡轮发动机针对热燃烧气体的耐久性；然而，还没有尝试以完全排除对于第一排叶片的需要的方式来改进燃烧室和涡轮。目前，该第一排涡轮叶片需要各种技术的发展以便应对极端操作环境，其包括但不限于：高成本的镍合金、热障涂层、用于并入内部冷却通路的复杂的铸造方法和薄膜冷却技术。在一些情况下第一排叶片可代表大约5％的整个燃气涡轮发动机的成本。此外，通过燃气涡轮的大约2％的总流动损失可以归因于通过该单一部件来泵冷空气。本发明将以符合当今的燃气涡轮的方式来运行；然而，本发明将不带有第一级叶片喷嘴地如上运行，由此排除关联的成本和性能损失的问题。

发明内容

关于本发明，提供一种新颖的和改进的燃烧室设计，该燃烧室能够以通常的样式来运行，但是通过将使燃气以切向角离开燃烧室与使用所提出的起皱褶的燃烧室几何尺寸组合替代了对于叶片喷嘴的需求。本发明由具有皱褶的改进的燃烧室衬套组成，该皱褶突出到整个热气流中且跨过整个热气流，并且还沿发动机中心线关于该发动机中心线扭曲。皱褶如同通常的燃气涡轮叶片喷嘴那样将热气体转向并加速到对于涡轮入口的理想速度。为了减小皱褶段的长度，以围绕燃烧室衬套的周向模式来设置燃料/空气喷嘴，以便在燃烧室出口处建立切向角。关于其它发动机部件，皱褶不能够逃脱热气体路径中的多变的环境；因此，可以利用冲击冷却、倾注冷却或其它任何冷却方法。经由压缩机排出空气来供给冷却空气，该冷却空气在主燃烧室衬套与包围该主燃烧室衬套的另一衬套之间流动并且行进通过皱褶的内部(包含燃烧的衬套的外部)，此处该冷却空气冷却燃烧室材料，并且然后冷却空气正好从涡轮的上游与热气体混合或被加热的空气通过燃料/空气喷嘴而被引导进入燃烧室。本发明将导致从第一级涡轮除去喷嘴导流叶片(NGV)，或至少，减小喷嘴导流叶片所需要的尺寸，这将降低制造成本并且还将由于通过部件的内部通路泵压大量的冷却空气以将部件材料保持在其操作限制内而引起的低效率最小化。

本发明还由预混合的燃料-空气喷嘴和/或稀释孔组成，该稀释孔将压缩机排放气体和加压燃料在沿纵向和周向方向的不同位置处引入至燃烧室中。燃料和空气入口被放置成产生具有燃烧反应物和燃烧产物的改善的混合的环境。将预混合燃料和空气喷嘴分级以具有来自另一组下游喷嘴的上游的更多的燃料改善了燃烧反应物的混合并且产生燃烧区域中特定的氧浓度，该氧浓度大大减少NOx的产生。此外，燃烧区域的下游的压缩机排出空气的引入允许在燃烧期间所产生的任何CO在进入第一级涡轮之前被燃烧/消耗。实际上，燃烧室将改进燃气涡轮的排放水平，由此减少对于排放控制装置的需要，并且将该装置对环境的影响最小化。除了该改进之外，切向地点燃燃料并且燃料-空气喷嘴将其火焰引导至相邻近的燃烧器，大大地改善了燃烧室的点火过程。

附图说明

参考这些附图：

图1是具有通过与几何形状相交的恒定半径的表面所观察的二维图，描绘了标准燃烧室的一般构造、用于燃气涡轮发动机的第一级叶片和涡轮轮片以及通过该第一级叶片和涡轮轮片的气流；

图2是具有通过与几何形状相交的恒定半径的表面所观察的二维图，描绘了本发明的一般构造、第一级涡轮轮片段以及通过该第一级涡轮轮片段的气流；

图3是具有所述皱褶的环形燃烧室的侧视图，该燃烧室被定向成气流的方向为从左至右；

图4是本发明示例的等轴剖视图，其中剖面揭示了皱褶的轮廓并且使了解皱褶如何从内部出现；

图5是包括含有主燃烧室衬套的第二衬套的等轴剖视图，其中剖面揭示了总体的轮廓；

图6A以略微看向本发明的示例的下游的观察方向示出了近距离等轴视图，图示出皱褶的外表面；

图6B以略微看向本发明的示例的上游的观察方向示出了近距离等轴视图，图示出皱褶的起点和终点；

图7是在燃烧室的皱褶端内部沿下游方向观察的等轴剖视图；

图8A是具有用于被强调的热燃烧气体的排出开口的整个燃烧室的后视图；

图8B是燃烧室的强调用于热燃烧气体的排出开口的放大的后视图；

图9是示出了喷嘴的二维草图，该喷嘴附接至外部燃烧室衬套并且具有通向燃烧室的周向和径向方向(未示出喷嘴的可能的纵向方向)；

图10是在不具有皱褶的情况下以所提出的分级的燃料和空气喷射的示例性环形燃烧室的等轴侧视图；

图11是具有由发动机中心线和半径限定的截平面的等轴截面视图；

图12A是从前至后观察的不具有皱褶的示例性燃烧室的等轴正视图，图示出穿孔的前壁；

图12B是图12A的图像的近视图；并且

图13是燃料-空气喷嘴的一般的喷嘴截面布局的二维示意图。

具体实施方式

图1示出了燃烧室的基础条件和燃气涡轮发动机的第一级涡轮。热燃烧气体1沿纵向方向流动通过燃烧室7，该热燃烧气体1沿该纵向方向离开燃烧室界限8。从该燃烧室界限8，燃气由第一级叶片2加速并引导，现在，从该第一级叶片2处开始燃气具有合速度3，合速度3带有纵向分量4和周向分量5以及最小径向分量。然后，该被加速和转向的燃气流围绕第一级涡轮轮片6流动，在该第一级涡轮轮片6处做功并且将所做的功转移至涡轮轮片和连接至该涡轮轮片的转子。

图2示出了本发明的基础条件和由改进的燃烧室7和第一级涡轮轮片组成的本发明，该第一级涡轮轮片将在燃气涡轮发动机上工作。此处，来自切向地指向的燃料空气喷嘴的具有速度33的大致周向分量的热燃烧气体流动通过燃烧室7，在该燃烧室处该气体通过皱褶在周向方向11上被进一步转向和加速。这些被转向的热气体10由燃料/空气喷嘴的周向布置和延伸通过燃烧室的皱褶表面9的引导而实现该条件。热气体10以合速度3离开燃烧室12的纵向界限，该合速度3具有纵向分量4和周向分量5和最小径向速度。然后气流经过第一级涡轮轮片6，然后气流在该第一级涡轮轮片6处做功。

图3和图4示出本发明的总体设计构思。环形燃烧室大致由两个同心筒14和15构成，该两个同心筒14和15形成其中该筒14和15的上游端/开口被称为前壁的环形面13连接/封闭的环形容积。该两个筒可以具有恒定半径或具有沿纵向和/或周向方向变化的可变半径。在所述发明中，燃料-空气喷嘴放置在包围外衬套的周向布置中，此处所产生的气流具有大的切向分量。例如，所述燃料-空气喷嘴可被布置成在内衬套15和/或外衬套14的周边上沿周向排列的一排或多排，在内衬套15和/或外衬套14的周边上喷嘴将大致以切向分量喷射燃料和空气(所喷射的混合物也可以出现纵向分量和径向分量)。燃料-空气喷嘴的另一种放置可以同样被均匀且周向地放置，但是在外壳14上，喷嘴以速度的大致周向分量将气流引导至燃烧室容积中(所喷射的混合物也可以出现纵向分量和/或径向分量)。燃料-空气喷嘴可以采用图13的示意图中所示出的一般布局。图13示出一个可能的实施例，在该实施例中在喷嘴中心的圆形区域35可以包含富燃料-空气混合物经过的轴向旋流器和/或同心导向式燃料-空气喷嘴。切向的燃料-空气喷嘴的关键是喷嘴的环形区域34，在该环形区域34处空气或预混合的贫燃料-空气混合物可以在具有少量旋流至不具有旋流的情况下进入。具有低旋流的环形入口的目的是确保进入燃烧室的大致切向的入口速度。这将在气流离开燃烧室进入涡轮中时增加该气流的周向速度分量，从而允许更短的第一级涡轮叶片或皱褶。

皱褶位于燃料-空气喷嘴的下游处。皱褶由突出进入燃烧室容积中并且跨过该燃烧室容积的内壳15和/或外壳14中的一个或两者形成，在该燃烧室容积处所述壳可以相接或者维持小的间隙。如果两个壳14和15相接，则形成线接触或薄的表面接触。该理论的线代表了表面在燃烧室内部采用的路径。该路径在纵向移动的同时绕发动机中心线旋转。旋转的量取决于燃烧室的皱褶部的长度、皱褶的数目和前述的线的起点角度和终点角度。在本发明中两个角度是重要的，第一个是起点角度，该起点角度是形成在与迹线的起点相切的线与发动机中心线之间形成的角度，该发动机的中心线在垂直于与端点和发动机中心线之间的半径垂直的平面中。重要的第二角度在与迹线的终点(下游端点)相切的线与发动机中心线之间，该发动机的中心线在与该端点和发动机中心线之间半径垂直的平面中。第二角度必须在60度至80度之间以便使热气流离开燃烧室以实现适于直接引入至第一级涡轮轮片6的气流条件。每个皱褶长度必须使得存在足够长的路径20，热气体通过该路径20可以以接近几何出口角的角度扩展(develop)并且离开燃烧室。因为突出至燃烧室容积16和17中的表面造成燃烧室的壳包含的热气流中的阻碍，所以本发明的实施是可能的。因此，随着热气流进一排静止的叶片，该热气体受迫跟随皱褶的路径。

如对于其它环形燃烧室是普遍的，第二壳/衬套18和19包围包络燃烧过程的主燃烧室壳。衬套可以具有沿纵向和/或周向的恒定半径或变可半径。该衬套形成在环形燃烧区域的内部和外部的环形容积。压缩机排出空气经过这些区域并且旨在将热量从燃烧室壳14和15移除。此外，外冷却区域对下游端处的第一级涡轮是开放的；因此，气流被压力驱动并且在燃烧室的该端处离开。在该外部的环面区域中，排放空气向下游行进并且行进通过皱褶21的外侧，并且在进入第一级涡轮之前将热量从该材料移除。该外衬套18必须通过在燃烧室的端部处建立14和18之间的表面接触来附接至外燃烧室壳14。表面接触在燃烧室出口处开始，并且在略微上游的位置处结束。建立两个衬套14和18的该类型的安置/联接形成了在冷却气流侧上的封闭皱褶通道21。这允许冷却气流在进入涡轮入口之前更大程度地扩展。在该示例中，内冷却区域不进入第一级涡轮。相反地，放置在皱褶处和皱褶周围的区域处中的稀释孔允许行进通过该区域的压缩机排出空气转移至外冷却区域。通过这些稀释孔的气流将改善来自燃烧室壳材料的热传递，由此有助于冷却。

观察用于燃烧室系统的垂直于纵向方向的出口面，存在周期性区域：用于热气流的大的区域23以及具有较小周向宽度的区域22，在该区域22处冷却流离开燃烧室并且被引入至涡轮轮片的正上游的热气流中。

在另一实施例中，冷却皱褶段的空气朝向燃料/空气喷嘴被引导，在该燃料/空气喷嘴处该空气进入燃烧室并且有助于提高火焰稳定性。

将在具有以下特征的环形燃烧室中实施上述的皱褶。图9示出具有沿切向引导的燃料-空气喷嘴的环形燃烧室的基础条件。燃烧室由外壳(或衬套)14、内壳(或衬套)15和连接内衬套14与外衬套15的前壁32组成，该两个壳均可以具有沿纵向方向的恒定半径或可变半径。如图9所示，本发明的一个示例的构造示出大致沿周向指向的预混合的燃料-空气喷嘴24、25，其中在与外衬套相切的线29与喷嘴24、25的中心线31之间形成角度31，但是对于喷嘴的方向，可以具有径向或纵向的分量。这些不同的喷嘴24、25可以共用由纵向方向和沿发动机中心线的点限定的公共的平面，并且可以是沿周向等间隔的或具有沿该方向上的间距的形式。喷嘴将预混合的燃料-空气混合物26引入由内壳15、外壳14和前壁32所形成的燃烧室容积中。通过燃料和空气喷嘴24、25所喷射的反应物在该区域内燃烧，并且产生通过燃烧室的流场27，该燃烧室围绕发动机的中心线旋转。

图10示出用于本发明的示例的构造，其中将燃料/空气喷嘴24、25放置在第二组燃料-空气喷嘴的上游(左侧)，该第二组燃料-空气喷嘴共用一个公共平面并且沿周向间隔开。燃料喷嘴24、25的数目可以是至少一个，并且至多是无限的量。如图11、图12A和图12B所示，压缩机排出空气同样可以通过穿孔前壁32被引入至燃烧室容积。邻近前壁的混合物的喷射产生期望的混合以及产生减少来自燃烧室的NOx和CO排放物的最优燃烧环境的燃料-空气分级效应，邻近前壁的混合物的喷射相比与从燃料喷嘴24、25的下游被喷射的混合物相关的第二组喷嘴可以具有更高的燃料/空气比例。然后，如图8A和图8B所示，热燃烧产物通过环形开口23离开燃烧室，其中燃烧产物进入燃气涡轮的第一级涡轮。

在上文中参考优选实施例描述了本发明。然而本领域的技术人员应理解在不脱离本发明的属性和范围的情况下可以对上述实施例做出改变和修改。此处为了说明的目的而选择的对于本实施例的各变体和修改对于本领域的技术人员是显而易见的。在该修改和变体不背离本发明的精神的程度上，旨在将这些修改和变体包含在本发明的范围内。

已经通过清晰和明确的术语整体地描述了本发明以便使得本领域的技术人员能够理解并且实践本发明。

Claims (6)

1.一种用于燃气涡轮发动机的环形燃烧室，所述燃气涡轮发动机在陆基发电、岸基或海基交通工具或飞机发动机中使用，所述环形燃烧室包括：

燃烧室，所述燃烧室包括外壳、内壳、前壁和皱褶，所述前壁将所述外壳连接到所述内壳以形成绕所述燃烧室的中心线布置的环形容积，所述外壳和所述内壳从所述前壁延伸到所述皱褶和环形排出开口，所述皱褶和所述环形排出开口与所述前壁相对，所述皱褶绕所述燃烧室的中心线周向地布置且间隔开并且导向至所述环形排出开口，并且所述环形排出开口绕所述燃烧室的中心线布置；

在所述前壁与所述皱褶和环形排出开口之间、位于所述外壳中的切向地指向且周向地间隔开的喷嘴，所述切向地指向且周向地间隔开的喷嘴用于沿圆周切向方向将燃烧气体喷射到所述环形容积中，以用于产生从所述前壁到所述环形排出开口在第一周向方向上以一定周向速度流过所述环形容积的燃烧气体流；以及

所述皱褶周向地间隔开，并且每个所述皱褶沿着绕所述燃烧室的中心线扭曲的通向所述环形排出开口的路径延伸，以与流过所述环形容积的燃烧气体流互相作用，从而将流过所述环形容积的燃烧气体流从所述第一周向方向转向至与所述第一周向方向不同的第二周向方向，以使流向所述环形排出开口的所述燃烧气体流的周向速度加快。

2.根据权利要求1所述的环形燃烧室，其中，所述皱褶延伸到所述环形容积中。

3.根据权利要求2所述的环形燃烧室，其中，所述皱褶靠近所述环形排出开口地位于所述喷嘴的下游。

4.一种用于燃气涡轮发动机的环形燃烧室，所述燃气涡轮发动机在陆基发电、岸基或海基交通工具或飞机发动机中使用，所述环形燃烧室包括：

主燃烧室壳，所述主燃烧室壳包括前壁和皱褶，所述主燃烧室壳限定了绕所述主燃烧室壳的中心线布置的环形容积，并且从所述前壁延伸到所述皱褶和环形排出开口，所述皱褶绕所述中心线周向地布置且间隔开，并且导向至所述环形排出开口；

在所述前壁与所述皱褶和环形排出开口之间、位于所述主燃烧室壳中的切向地指向且周向地间隔开的喷嘴，所述切向地指向且周向地间隔开的喷嘴用于沿圆周切向方向将燃烧气体喷射到所述环形容积中，以用于产生在第一周向方向上以一定周向速度通过所述环形容积流到所述环形排出开口的燃烧气体流；以及

所述皱褶周向地间隔开，并且每个所述皱褶沿着绕所述燃烧室的中心线扭曲的朝向所述环形排出开口的路径延伸，以与流过所述环形容积的燃烧气体流互相作用，从而将流过所述环形容积的燃烧气体流从所述第一周向方向转向至与所述第一周向方向不同的第二周向方向，以使流向所述环形排出开口的所述燃烧气体流的周向速度加快。

5.根据权利要求4所述的环形燃烧室，其中，所述皱褶延伸到所述环形容积中。

6.根据权利要求5所述的环形燃烧室，其中，所述皱褶靠近所述环形排出开口地位于所述喷嘴的下游。