CN106481455A - 用于抑制在燃气涡轮燃烧器内的噪声的系统 - Google Patents

用于抑制在燃气涡轮燃烧器内的噪声的系统 Download PDF

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Abstract

本发明涉及用于抑制在燃气涡轮燃烧器内的噪声的系统，具体而言在一方面本主题针对用于抑制在燃气涡轮的燃烧区段内的噪声的系统(100)。系统(100)包括设置在限定在燃烧区段内的燃烧室(62)前方的至少一个静态结构(102)。静态结构(102)至少部分地限定在燃烧室(62)上游的扩散空腔(84)。隔板(104)联结到静态结构(102)。隔板(104)和静态结构(102)在燃烧区段内在燃烧室(62)前方至少部分地限定了空气室(106)。隔板(104)包括提供了在扩散空腔(84)和空气室(106)之间的流体连通的孔口(114)。至少一个静态结构(102)和隔板(104)限定在燃烧区段内的亥姆霍兹共振器。

Description

用于抑制在燃气涡轮燃烧器内的噪声的系统
技术领域
本主题一般涉及燃气涡轮发动机。更特别地，本主题涉及用于抑制在燃气涡轮发动机的燃烧器内的噪声的系统。
背景技术
高旁通型涡轮风扇发动机一般包括风扇区段以及核心燃气涡轮发动机。燃气涡轮发动机以顺次流动次序包括低压压缩机、高压压缩机、燃烧区段、高压涡轮以及低压涡轮。高压杆将高压压缩机联结到高压涡轮上。低压杆同轴地在高压杆内延伸并且将低压压缩机联结到低压涡轮上。
风扇区段包括联结到风扇杆上的多个风扇叶片并且布置在低压压缩机的进口上游。风扇杆能够或直接地或间接地例如通过齿轮箱联结到低压杆上。在详细的构造中，外壳体或机舱围绕风扇叶片以及燃气涡轮发动机的至少一部分。在燃气涡轮发动机的外壳体和机舱之间限定了旁通空气通路。
在运行中，空气流动越过风扇叶片并且朝向旁通空气通路流动。空气的一部分流动到低压压缩机的进口中，而剩余的空气按照路线运送通过旁通通路。流动穿过进口的空气当其流动穿过低压压缩机和高压压缩机时逐渐地被压缩，从而向燃烧区段的扩散空腔或头部端部部分提供了高度压缩的空气。压缩空气的一部分流动到燃烧区段的燃烧室中。燃料通过一个或多个燃料喷射器被喷射到燃烧室中。燃料和空气混合物燃烧以提供燃烧气体。燃烧气体从燃烧室按照路线运送通过高压涡轮，因而通过高压杆可转动地驱动高压压缩机。燃烧气体然后向尾部流动穿过低压涡轮，从而通过低压杆和风扇杆可转动地驱动低压压缩机和风扇叶片。燃烧气体通过排气喷嘴从燃气涡轮中被排出，因而提供涡轮风扇发动机的总推力的一部分。
当燃料空气混合物燃烧时，在燃烧室内出现至少部分地由在燃烧过程期间的热释放驱动的压力波动或“燃烧动态特性(combustion dynamics)”。这些压力波动产生可从燃烧室向下游朝向高压涡轮和/或从燃烧室向上游返回朝向扩散空腔和/或压缩机出口传播的声波。
低频率到中频率燃烧动态特性(50-250Hz)例如在发动机启动期间和/或在低功率到空转运行情况期间出现的那些燃烧动态特性可消极地影响压缩机失速裕量(stallmargin)，减小涡轮风扇发动机的可操作性裕量和/或可增加外部的燃烧噪声或轰鸣声。附加地或备选地更高的频率燃烧动态特性(250-1000Hz)例如可在燃烧器运行期间出现的那些燃烧动态特性可导致涡轮叶片的激励或引起其它的与振动相关的问题。因此，用于抑制在燃气涡轮发动机的燃烧区段内的燃烧动态特性的系统将是有用的。
发明内容
本发明的方面和优点将在下文的描述中部分地阐明、或从描述中可为显而易见的、或可通过本发明的实践而学习。
在一方面本主题针对用于抑制在燃气涡轮的燃烧区段内的噪声的系统。系统包括至少一个设置在限定在燃烧区段内的燃烧室前方的静态结构。该静态结构至少部分地限定了在燃烧室上游的扩散空腔。隔板联结到静态结构。隔板和静态结构在燃烧区段内在燃烧室前方至少部分地限定了空气室。隔板包括提供了在扩散空腔和空气室之间的流体连通的孔口。所述至少一个静态结构和所述隔板限定了在燃烧区段内的亥姆霍兹共振器。
本主题的另一个方面针对燃气涡轮发动机。燃气涡轮包括至少部分地包围环形的燃烧器的外壳体。外壳体至少部分地限定了在环形的燃烧器的燃烧室上游的扩散空腔。压缩机扩散体至少部分地延伸到扩散空腔中。隔板径向上在压缩机扩散体和外壳体之间并且环绕地在外壳体内延伸。隔板、压缩机扩散体以及外壳体在外壳体内在燃烧室前方至少部分地限定了空气室。隔板包括和/或限定提供了在扩散空腔和空气室之间的流体连通的孔口。空气室至少部分地限定了在外壳体内的亥姆霍兹共振器。
本公开的另一个实施例针对高旁通涡轮风扇发动机。涡轮风扇发动机包括燃气涡轮发动机，该燃气涡轮发动机以顺次流动次序具有低压压缩机、高压压缩机、包括包围在外壳体内的环形的燃烧器的燃烧区段、高压涡轮以及低压涡轮。燃烧区段此外包括在环形的燃烧器的燃烧室上游的扩散空腔、延伸到扩散空腔中的压缩机扩散体的至少一部分以及径向上在压缩机扩散体和外壳体之间且环绕地在外壳体内延伸的隔板。隔板、压缩机扩散体以及外壳体在外壳体内在燃烧室前方至少部分地限定了空气室。隔板包括提供了在扩散空腔和空气室之间的流体连通的多个孔口。空气室至少部分地限定了在燃烧区段内的亥姆霍兹共振器。
技术方案1. 一种用于抑制在燃气涡轮的燃烧区段内的噪声的系统(100)，包括：
设置在限定在所述燃烧区段内的燃烧室(62)前方的至少一个静态结构(102)，其中所述静态结构(102)至少部分地限定了在所述燃烧室(62)上游的扩散空腔(84)；和
联结到所述静态结构(102)的隔板(104)，其中所述隔板(104)和所述静态结构(102)在所述燃烧区段内在所述燃烧室(62)前方至少部分地限定了空气室(106)，所述隔板(104)包括提供了在所述扩散空腔(84)和所述空气室(106)之间的流体连通的孔口(114)，其中所述至少一个静态结构(102)和所述隔板(104)限定了在所述燃烧区段内的亥姆霍兹共振器。
技术方案2. 根据技术方案1所述的系统(100)，其中所述至少一个静态结构(102)包括所述燃烧区段的外壳体(112)的一部分(108)以及压缩机扩散体(110)的一部分(108)。
技术方案3. 根据技术方案1所述的系统(100)，此外包括与所述至少一个孔口(114)对齐且处于流体连通中的共振管(116)，所述共振管(116)从所述隔板(104)的内表面(118)离开延伸到所述空气室(106)中。
技术方案4. 根据技术方案3所述的系统(100)，其中所述共振管(116)具有基本上圆形的横截面形状。
技术方案5. 根据技术方案3所述的系统(100)，其中所述共振管(116)具有三角形的、正方形的或椭圆形的横截面形状。
技术方案6. 根据技术方案1所述的系统(100)，此外包括放气抽出口(108)，其中所述放气抽出口(108)与所述空气室(106)处于流体连通中。
技术方案7. 根据技术方案6所述的系统(100)，其中所述放气抽出口(108)限定了从所述空气室(106)穿过包围所述燃烧器(27)的外壳体(112)的流动通道。
技术方案8. 根据技术方案1所述的系统(100)，其中所述隔板(104)限定了多个孔口(114)和多个共振管(116)，每个共振管(116)与对应的孔口(114)对齐，每个孔口(114)和对应的共振管(116)提供了在所述扩散空腔(84)和所述空气室(106)之间的流体连通。
技术方案9. 一种燃气涡轮发动机(16)，包括：
至少部分地包围环形的燃烧器(27)的外壳体(112)，所述外壳体(112)至少部分地限定了在所述环形的燃烧器(27)的燃烧室(62)上游的扩散空腔(84)；
延伸到所述扩散空腔(84)中的压缩机扩散体(110)；
径向上在所述压缩机扩散体(110)和所述外壳体(112)之间且环绕地在所述外壳体(112)内延伸的隔板(104)，其中所述隔板(104)、所述压缩机扩散体(110)以及所述外壳体(112)在所述外壳体(112)内在所述燃烧室(62)前方至少部分地限定了空气室(106)，所述隔板(104)包括提供了在所述扩散空腔(84)和所述空气室(106)之间的流体连通的孔口(114)，其中所述空气室(106)至少部分地限定了在所述外壳体(112)内的亥姆霍兹共振器。
技术方案10. 根据技术方案9所述的燃气涡轮发动机(16)，此外包括与所述至少一个孔口(114)对齐且处于流体连通中的共振管(116)，所述共振管(116)从所述隔板(104)的内表面(118)离开延伸到所述空气室(106)中，并且此外包括放气抽出口(108)，其中所述放气抽出口(108)与所述空气室(106)处于流体连通中，其中所述放气抽出口(108)限定了从所述空气室(106)穿过包围所述燃烧器(27)的外壳体(112)的流动通道。
实施方案1. 一种用于抑制在燃气涡轮的燃烧区段内的噪声的系统，包括；
设置在限定在所述燃烧区段内的燃烧室前方的至少一个静态结构，其中所述静态结构至少部分地限定了在所述燃烧室上游的扩散空腔；和
联结到所述静态结构的隔板，其中所述隔板和所述静态结构在所述燃烧区段内在所述燃烧室前方至少部分地限定了空气室，所述隔板包括提供了在所述扩散空腔和所述空气室之间的流体连通的孔口，其中所述至少一个静态结构和所述隔板限定了在所述燃烧区段内的亥姆霍兹共振器。
实施方案2. 根据实施方案1所述的系统，其中所述至少一个静态结构包括所述燃烧区段的外壳体的一部分以及压缩机扩散体的一部分。
实施方案3. 根据实施方案1所述的系统，此外包括与所述至少一个孔口对齐且处于流体连通中的共振管，所述共振管从所述隔板的内表面离开延伸到所述空气室中。
实施方案4. 根据实施方案3所述的系统，其中所述共振管具有基本上圆形的横截面形状。
实施方案5. 根据实施方案3所述的系统，其中所述共振管具有三角形的、正方形的或椭圆形的横截面形状。
实施方案6. 根据实施方案1所述的系统，此外包括放气抽出口，其中所述放气抽出口与所述空气室处于流体连通中。
实施方案7. 根据实施方案6所述的系统，其中所述放气抽出口限定了从所述空气室穿过包围所述燃烧器的外壳体的流动通道。
实施方案8. 根据实施方案1所述的系统，其中所述隔板限定了多个孔口和多个共振管，每个共振管与对应的孔口对齐，每个孔口和对应的共振管提供了在所述扩散空腔和所述空气室之间的流体连通。
实施方案9. 一种燃气涡轮发动机，包括：
至少部分地包围环形的燃烧器的外壳体，所述外壳体至少部分地限定了在所述环形的燃烧器的燃烧室上游的扩散空腔；
延伸到所述扩散空腔中的压缩机扩散体；
径向上在所述压缩机扩散体和所述外壳体之间且环绕地在所述外壳体内延伸的隔板，其中所述隔板、所述压缩机扩散体以及所述外壳体在所述外壳体内在所述燃烧室前方至少部分地限定了空气室，所述隔板包括提供在所述扩散空腔和所述空气室之间的流体连通的孔口，其中所述空气室至少部分地限定了在所述外壳体内的亥姆霍兹共振器。
实施方案10. 根据实施方案9所述的燃气涡轮发动机，此外包括与所述至少一个孔口对齐且处于流体连通中的共振管，所述共振管从所述隔板的内表面离开延伸到所述空气室中。
实施方案11. 根据实施方案10所述的燃气涡轮发动机，其中所述共振管具有基本上圆形的横截面形状。
实施方案12. 根据实施方案10所述的燃气涡轮发动机，其中所述共振管具有三角形的、正方形的或椭圆形的横截面形状。
实施方案13. 根据实施方案9所述的燃气涡轮发动机，其中所述至少一个孔口具有基本上圆形的横截面形状。
实施方案14. 根据实施方案9所述的燃气涡轮发动机，其中所述至少一个孔口具有三角形的、矩形的或椭圆形的横截面形状。
实施方案15. 根据实施方案9所述的燃气涡轮发动机，此外包括放气抽出口，其中所述放气抽出口与所述空气室处于流体连通中。
实施方案16. 根据实施方案15所述的燃气涡轮发动机，其中所述放气抽出口限定了从所述空气室穿过包围所述燃烧器的外壳体的流动通道。
实施方案17. 根据实施方案9所述的燃气涡轮发动机，其中所述隔板限定了多个孔口和多个共振管，每个共振管与对应的孔口对齐，每个孔口和对应的共振管提供了在所述扩散空腔和所述空气室之间的流体连通。
实施方案18. 一种高旁通涡轮风扇发动机，包括：
燃气涡轮发动机，该燃气涡轮发动机以顺次流动次序具有低压压缩机、高压压缩机、包括包围在外壳体内的环形的燃烧器的燃烧区段、高压涡轮以及低压涡轮，所述燃烧区段此外包括：
在所述环形的燃烧器的燃烧室上游的扩散空腔；
延伸到所述扩散空腔中的压缩机扩散体；以及
径向上在所述压缩机扩散体和所述外壳体之间且环绕地在所述外壳体内延伸的隔板，其中所述隔板、所述压缩机扩散体以及所述外壳体在所述外壳体内在所述燃烧室前方至少部分地限定了空气室，所述隔板包括提供了在所述扩散空腔和所述空气室之间的流体连通的多个孔口，其中所述空气室至少部分地限定了在所述燃烧区段内的亥姆霍兹共振器。
实施方案19. 根据实施方案18所述的高旁通涡轮风扇发动机，此外包括多个共振管，至少一个共振管与所述多个孔口的对应的孔口对齐并且处于流体连通中。
实施方案20. 根据实施方案18所述的高旁通涡轮风扇发动机，此外包括放气抽出口，其中所述放气抽出口与所述空气室处于流体连通中，其中所述放气抽出口限定了从所述空气室穿过所述外壳体的流动通道。
参照以下描述和所附权利要求，本发明的这些和其它特征、方面和优点将变得更好理解。结合在本说明书中且构成说明书的一部分的附图示出本发明的实施例，并且与描述一起用来解释本发明的原理。
附图说明
在说明书中阐明了本发明的对于本领域普通技术人员来说完整和能够实施的公开，包括其最佳模式，说明书参照了附图，其中：
图1是如可结合本发明的各种实施例那样的示范性的高旁通涡轮风扇喷射发动机的横截面示意图；
图2是如可结合本发明的各种实施例那样的如在图1中所示的高旁通涡轮风扇喷射发动机的燃烧区段的横截面侧视图；
图3是根据本发明的至少一个实施例的如在图2中所示的高旁通涡轮风扇喷射发动机的燃烧区段的横截面侧视图；
图4是根据本发明的至少一个实施例的示范性的隔板的放大视图；
图5提供了根据本发明的一种示范性的实施例的如在图4中所示的隔板的孔口的示范性的横截面形状；
图6提供了根据本发明的一种示范性的实施例的如在图4中所示的隔板的孔口的示范性的横截面形状；
图7提供了根据本发明的一种示范性的实施例的如在图4中所示的隔板的孔口的示范性的横截面形状；
图8是如在图4中所示的隔板的一部分的放大的横截面视图，包括根据本发明的至少一个实施例的示范性的共振管；
图9提供了根据本发明的一种示范性的实施例的共振管的示范性的横截面形状；
图10提供了根据本发明的一种示范性的实施例的共振管的示范性的横截面形状；并且
图11提供了根据本发明的一种示范性的实施例的共振管的示范性的横截面形状。
参考符号列表
10 涡轮风扇喷射发动机
12 纵向的或轴向的中心线
14 风扇组件
16 核心涡轮发动机
18 外壳体
20 进口
22 低压压缩机
24 高压压缩机
26 燃烧区段
27 燃烧器
28 高压涡轮
30 低压涡轮
32 喷射排气区段
34 高压杆/轴筒(Spool)
36 低压杆/轴筒
38 风扇轴筒/杆
40 减速齿轮传动机构
42 风扇叶片
44 风扇壳或机舱
46 出口导叶
48 旁通气流通路
50 燃烧器
52 内部衬套
54 外部衬套
56 穹顶形的端部
58 上游端部/内部衬套
60 上游端部/外部衬套
62 燃烧室
64 燃烧器/外壳体
66 外部流动通路
68 涡轮喷嘴/进口
70 燃料喷射器
72 燃料
74 空气
76 进口
78 空气的一部分
80 空气的一部分(压缩机)
82 压缩空气
82(a) 压缩空气
82(b) 压缩空气
84 扩散空腔
86 燃烧气体
100 系统
102 静态结构
104 隔板
106 放气室
108 放气抽出口
110 扩散体
112 外壳体的一部分
114 孔口
116 共振管
118 内表面。
具体实施方式
现在将详细参照本发明的当前实施例，其一个或多个示例示出在附图中。详细描述使用数字和字母标号来表示图中的特征。图和描述中的相同或类似标号被用来表示本发明的相同或类似部件。如本文中所使用的那样，用语“第一”、“第二”和“第三”可互换地用来使一个构件与另一个区别开，并且不意图表示单独的构件的位置或重要性。用语“上游”和“下游”表示相对于流体路径中的流体流的相对方向。例如，“上游”表示流体流出的方向，而“下游”表示流体流到的方向。
各个示例通过解释本发明的方式提供，而不限制本发明。实际上，本领域的技术人员将清楚的是，可在本发明中制作出改型和变型，而不脱离其范围或精神。例如，示为或描述为一个实施例的一部分的特征可用于另一实施例上以产生又一个实施例。因此，意在本发明覆盖归入所附权利要求和其等同物的范围内的此类改型和变型。
现在参考附图，其中在所有附图中同样的标号表示相同的元件，图1是如可结合本发明的各种实施例那样的示范性的高旁通涡轮风扇喷射发动机10(本文称为“涡轮风扇10”)的示意性的部分地横向截断的侧视图。如在图1中所示的那样，涡轮风扇10具有为了参考目的延伸通过涡轮风扇的纵向的或轴向的中心线轴线12。通常，涡轮风扇10可包括风扇组件14和布置在风扇组件14下游的核心涡轮发动机或燃气涡轮发动机16。
燃气涡轮发动机16通常可包括限定了环形的进口20的基本上管状的外壳体18。外壳体18以顺次流动关系包围或至少部分地形成：压缩机区段，其具有增压机或低压(LP)压缩机22、高压(HP)压缩机24；燃烧区段26；涡轮区段，其包括高压(HP)涡轮28、低压(LP)涡轮30；以及喷射排气喷嘴区段32。高压(HP)转子杆34驱动地将HP涡轮28连接到HP压缩机24上。低压(LP)转子杆36驱动地将LP涡轮30连接到LP压缩机22上。LP转子杆36还可连接到风扇组件14的风扇杆38上。在特定的实施例中，如在图1中所示的那样，LP转子杆36可通过减速齿轮传动机构40例如在间接驱动或齿轮驱动构造中连接到风扇杆38上。
如在图1中所示的那样，风扇组件14包括多个风扇叶片42，这些风扇叶片联结到风扇杆38上并且从风扇杆38径向向外延伸。环形的风扇壳体或机舱44环绕地包围风扇组件14和/或燃气涡轮发动机16的至少一部分。本领域的普通技术人员应意识到机舱44可构造成相对于燃气涡轮发动机16由多个环绕地隔开的出口导叶或支柱46支撑。此外，机舱44的至少一部分可在燃气涡轮发动机16的外部部分之上延伸以便在其之间限定旁通气流通路48。
图2是如可结合本发明的各种实施例那样的如在图1中所示的燃气涡轮发动机16的示范性的燃烧区段26的横截面侧视图。如在图2中所示的那样，燃烧区段26通常可包括环形类型的燃烧器50，其具有环形的内部衬套52、环形的外部衬套54以及在内部衬套52和外部衬套54的相应的上游端部58,60之间径向上延伸的通常穹顶形的端部56。如在图2中所示的那样，内部衬套52关于发动机中心线12(图1)与外部衬套54径向上隔开并且在其之间限定了通常环形的燃烧室62。在特定的实施例中，内部衬套52和/或外部衬套54可至少部分地或完全地由金属合金或陶瓷基复合材料(CMC)形成。
如在图2中所示的那样，内部衬套52和外部衬套54可包围在燃烧器或外壳体64内。外部流动通路66可限定在内部衬套52和/或外部衬套54周围。内部衬套52和外部衬套54可从穹顶形的端部56朝向涡轮喷嘴或进口68延伸到HP涡轮28(图1)，从而至少部分地限定了在燃烧器50和HP涡轮28之间的热气体通道。燃料喷射器或喷嘴70可至少部分地延伸穿过穹顶形的端部56并且向燃烧室62提供燃料72。
在涡轮风扇10运行期间，如在图1和2中共同地所示的那样，示意性地通过箭头74表示的一定容量的空气穿过机舱44和/或风扇组件14的相关的进口76进入涡轮风扇10。当空气74穿越风扇叶片42时，如示意性地通过箭头78表示的空气的一部分被导引或按照路线运送到旁通气流通路48中，而如示意性地通过箭头80表示的空气的另一部分被导引或按照路线运送到LP压缩机22中。当空气80朝向燃烧区段26流动穿过LP和HP压缩机22,24时，空气80逐渐地被压缩。如在图2中所示的那样，如示意性地通过箭头82表示的现在已被压缩的空气流动到燃烧区段26的扩散空腔或头部端部部分84中。
压缩空气82使扩散空腔84增压。压缩空气82的第一部分如示意性地通过箭头82(a)表明的那样从扩散空腔84流动到燃烧室62中，在燃烧室中压缩空气82的第一部分与燃料72混合并且燃烧，从而在燃烧器50内产生如示意性地通过箭头86表示的燃烧气体。典型地，LP和HP压缩机22,24与用于燃烧所需的相比向扩散空腔84提供了更多的压缩空气。因此，如示意性地通过箭头82(b)所表示的压缩空气82的第二部分可用于不同于燃烧的各种目的。例如，如在图2中所示的那样，压缩空气82(b)可按照路线运送到外部流动通路66中以对内部和外部衬套52,54提供冷却。附加地或备选地，压缩空气82(b)的至少一部分可按照路线运送到扩散空腔84之外。例如，压缩空气82(b)的一部分可被导引穿过各种流动通路以向HP涡轮28或LP涡轮30中的至少一个提供冷却空气。
返回共同地参考图1和2，在燃烧室62中产生的燃烧气体86从燃烧器50流动到HP涡轮28中，从而造成HP转子杆34旋转，因而支持HP压缩机24的运行。如在图1中所示的那样，燃烧气体86然后按照路线运送穿过LP涡轮30，从而造成LP转子杆36旋转，因而支持LP压缩机22的运行和/或风扇杆38的旋转。燃烧气体86然后穿过燃气涡轮发动机16的喷射排气喷嘴区段32被排出以提供推进推力。
当燃料空气混合物燃烧时，在燃烧室62内发生压力波动。这些压力波动可至少部分地通过在火焰的不安定的热释放动态特性、燃烧器的全部的声响以及在燃烧器50内的短暂的流体动态特性之间的耦合被驱动。压力波动一般导致在燃烧器50内的不期望的高振幅的自持的压力波动。这些压力波动可导致可在通常封闭的燃烧区段26内传播的强烈的通常单频率的声波。
至少部分地取决于燃烧器50的运行模式，这些压力波动可产生在从大约50Hz到大约1000Hz或甚至更高的范围内的频率处的声波。这些声波可从燃烧室62向下游朝向高压涡轮28和/或从燃烧室62向上游返回朝向扩散空腔84和/或HP压缩机24的出口传播。特别地，如先前提供的那样，低频率声波(50-250Hz)例如在发动机启动期间和/或在低功率到空转运行情况期间出现的那些声波和/或可在起飞和其它运行情况中出现的更高的频率波(250-100Hz)可减小涡轮风扇发动机的可操作性裕量和/或可增加外部的燃烧噪声或轰鸣声。
图3是根据本发明的至少一个实施例的如在图2中所示的燃气涡轮发动机16的示范性的燃烧区段26的横截面侧视图。在至少一个实施例中，如在图3中所示的那样，燃烧区段26包括用于抑制在燃气涡轮发动机16的燃烧区段26内的噪声的系统100。如本文所提供的系统100限定了在燃烧区段26内的被调整(tune)到目标频率的亥姆霍兹共振器。
在各种实施例中，如在图3中所示的那样，系统100包括：一个或多个静态结构或壁部102，其至少部分地限定扩散空腔84；径向上在一个或多个静态结构102之间并且环绕地在燃烧区段26的外壳体64内延伸的隔板104；以及在隔板104和一个或多个静态结构102之间限定的放气室106。在至少一个实施例中，系统100此外包括提供了在空气室106之外的流体连通的放气抽出口108。在各种实施例中，在HP压缩机24(图1)下游在燃烧区段26内且在燃料喷射器70和燃烧室62(图2)前方和/或上游布置和/或限定了一个或多个静态结构102、隔板104以及空气室106。
在至少一个实施例中，如在图3中所示的那样，一个或多个静态结构102可至少部分地包括HP压缩机24的压缩机扩散体110的一部分以及包围燃烧区段26的外壳体64的一部分112。空气室106具有与扩散空腔84的容量“VC”不同的容量“VP”。在至少一个实施例中，放气抽出口108限定了从空气室延伸穿过外壳体64的流动通路。放气抽出口108可流体地连接到涡轮风扇10的各种部件和/或连接到关联的飞行器(未示出)的各种部件。
在各种实施例中，如在图3中所示的那样，隔板104包括和/或限定了提供了在扩散空腔84和空气室106之间的流体连通的一个或多个孔口或开口114。图4提供了根据本公开的至少一个实施例的如在图3中所示的隔板104的正视图。如在图4中所示的那样，隔板可包括多个孔口114。孔口114可具有相似的尺寸或可具有不同的尺寸。孔口114可具有任何的形状并且不限于任何特定的形状除非在权利要求中另外地规定。借助于示例但非限制性地，如在图4,5,6以及7中分别所示的那样，孔口114可通常为圆形的，通常为三角形的，通常为矩形的/正方形的或通常为椭圆形的。
在一个或多个实施例中，如在图3中所示的，系统100可包括至少一个共振管或从挡板的内表面118延伸到空气室106中的共振管116。在特定的实施例中，系统100可包括从挡板的内表面118延伸到空气室106中的多个共振管116。图8提供了根据本公开的至少一个实施例的示范性的共振管116和隔板104的一部分的横向截断的侧视图。如在图8中所示的那样，共振管116通常可为中空的或管状的并且通常可与对应的孔口114对齐或处于流体连通中，从而提供穿过共振管116在扩散空腔84(图3)和空气室106(图3)之间的流体连通。共振管116或孔口114能够具有相等的或不相等的尺寸并且周向上或径向上可具有不均匀的分布。
一个或多个共振管116可具有任何形状并且不限于任何特定的形状除非在权利要求中另外地规定。借助于示例但非限制性地，如在图8,9,10以及11中分别所示的那样，一个或多个共振管116可通常为圆形的，通常为三角形的，通常为矩形的/正方形的或通常为椭圆形的。
为了系统100瞄准或抑制在燃烧区段26内的在特定的频率处的声波，空气室106和一个或多个孔口114一个或多个共振管必须具有适当的尺寸。在一个实施例中，空气室106、一个或多个孔口114以及一个或多个共振管116可使用下列的公式来确定尺寸：
其中，如在图8中所示的那样，c是声速，S等于共振管116的开口面积，V等于空气室的容量并且L'是带有端部修正的共振管116的长度。在特定的构造中，其中系统100不包括共振管，L'可等于挡板104在孔口114位置处的厚度并且S等于孔口114的开口面积。
如先前介绍的那样，系统100限定了在燃烧区段26内的调整到目标频率的亥姆霍兹共振器。通过适当地确定隔板104、一个或多个孔口114以及一个或多个共振管116的尺寸调整亥姆霍兹共振器。在运行期间，压缩空气82(b)的一部分和通过燃烧过程产生的声波流动穿过在隔板104中的一个或多个孔口114且穿过一个或多个共振管116进入到空气室106中。在燃烧区段26内在燃料喷射器70和燃烧室62前方和/或上游放气空腔106充当亥姆霍兹共振器。一个或多个孔口114和/或一个或多个共振管116允许亥姆霍兹共振器的调整以抑制在燃烧室62内产生并且在燃烧区段26内传播的目标频率例如低频率声波(50-250Hz)和/或更高的频率波(250-1000Hz)。来自放气抽出口108的流可被调节以使该流偏移到放气室之外，从而进一步增强系统100的衰减效果。
如在图3-11中示出且在此描述的系统可相对于现有的燃烧器衰减系统提供各种技术上的优点。例如，系统100形成为现有的燃烧器结构的整体的一部分，因此在燃烧区段26内不需要额外的空间。系统100可相对地容易地构造成适合现有的燃烧系统并且可独特地调整到特定的燃烧系统的目标频率。如本文所提供的系统100安置在燃烧室62上游或前方，因而减少与将衰减系统放置在燃烧室62下游相关联的潜在的热方面的问题。系统100的其它的优点可包括典型地为了燃烧器噪声或轰鸣声所需的压缩机可操作性裕量的减小，对于在次空转和空转情况下为了燃烧器噪声或轰鸣声控制使用先导/主分流的需要的缓解。
本书面描述使用示例以公开本发明，包括最佳模式，并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实行任何结合的方法。本发明的可取得专利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示例。如果这样的其它示例包括不异于权利要求的字面语言的结构要素，或者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要素，则它们意于处在权利要求的范围之内。

Claims (10)

1. 一种用于抑制在燃气涡轮的燃烧区段内的噪声的系统(100)，包括：
设置在限定在所述燃烧区段内的燃烧室(62)前方的至少一个静态结构(102)，其中所述静态结构(102)至少部分地限定了在所述燃烧室(62)上游的扩散空腔(84)；和
联结到所述静态结构(102)的隔板(104)，其中所述隔板(104)和所述静态结构(102)在所述燃烧区段内在所述燃烧室(62)前方至少部分地限定了空气室(106)，所述隔板(104)包括提供了在所述扩散空腔(84)和所述空气室(106)之间的流体连通的孔口(114)，其中所述至少一个静态结构(102)和所述隔板(104)限定了在所述燃烧区段内的亥姆霍兹共振器。
2.根据权利要求1所述的系统(100)，其中所述至少一个静态结构(102)包括所述燃烧区段的外壳体(112)的一部分(108)以及压缩机扩散体(110)的一部分(108)。
3.根据权利要求1所述的系统(100)，此外包括与所述至少一个孔口(114)对齐且处于流体连通中的共振管(116)，所述共振管(116)从所述隔板(104)的内表面(118)离开延伸到所述空气室(106)中。
4.根据权利要求3所述的系统(100)，其中所述共振管(116)具有基本上圆形的横截面形状。
5.根据权利要求3所述的系统(100)，其中所述共振管(116)具有三角形的、正方形的或椭圆形的横截面形状。
6.根据权利要求1所述的系统(100)，此外包括放气抽出口(108)，其中所述放气抽出口(108)与所述空气室(106)处于流体连通中。
7.根据权利要求6所述的系统(100)，其中所述放气抽出口(108)限定了从所述空气室(106)穿过包围所述燃烧器(27)的外壳体(112)的流动通道。
8.根据权利要求1所述的系统(100)，其中所述隔板(104)限定了多个孔口(114)和多个共振管(116)，每个共振管(116)与对应的孔口(114)对齐，每个孔口(114)和对应的共振管(116)提供了在所述扩散空腔(84)和所述空气室(106)之间的流体连通。
9.一种燃气涡轮发动机(16)，包括：
至少部分地包围环形的燃烧器(27)的外壳体(112)，所述外壳体(112)至少部分地限定了在所述环形的燃烧器(27)的燃烧室(62)上游的扩散空腔(84)；
延伸到所述扩散空腔(84)中的压缩机扩散体(110)；
径向上在所述压缩机扩散体(110)和所述外壳体(112)之间且环绕地在所述外壳体(112)内延伸的隔板(104)，其中所述隔板(104)、所述压缩机扩散体(110)以及所述外壳体(112)在所述外壳体(112)内在所述燃烧室(62)前方至少部分地限定了空气室(106)，所述隔板(104)包括提供了在所述扩散空腔(84)和所述空气室(106)之间的流体连通的孔口(114)，其中所述空气室(106)至少部分地限定了在所述外壳体(112)内的亥姆霍兹共振器。
10.根据权利要求9所述的燃气涡轮发动机(16)，此外包括与所述至少一个孔口(114)对齐且处于流体连通中的共振管(116)，所述共振管(116)从所述隔板(104)的内表面(118)离开延伸到所述空气室(106)中，并且此外包括放气抽出口(108)，其中所述放气抽出口(108)与所述空气室(106)处于流体连通中，其中所述放气抽出口(108)限定了从所述空气室(106)穿过包围所述燃烧器(27)的外壳体(112)的流动通道。
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BR (1) BR102016019509A2 (zh)
CA (1) CA2939707A1 (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113272524A (zh) * 2018-12-21 2021-08-17 Gkn航空公司 具有集气室防谐振装置的燃气涡轮发动机压缩放气系统

Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10215413B2 (en) * 2016-03-15 2019-02-26 General Electric Company Bundled tube fuel nozzle with vibration damping
US10612464B2 (en) * 2017-03-07 2020-04-07 United Technologies Corporation Flutter inhibiting intake for gas turbine propulsion system
US10941708B2 (en) 2017-03-07 2021-03-09 Raytheon Technologies Corporation Acoustically damped gas turbine engine
US10619566B2 (en) 2017-03-07 2020-04-14 United Technologies Corporation Flutter damper for a turbofan engine
US10422280B2 (en) 2017-03-07 2019-09-24 United Technologies Corporation Fan flutter suppression system
US10539156B2 (en) 2017-03-07 2020-01-21 United Technologies Corporation Variable displacement flutter damper for a turbofan engine
US10415506B2 (en) 2017-03-07 2019-09-17 United Technologies Corporation Multi degree of freedom flutter damper
US10428685B2 (en) 2017-03-07 2019-10-01 United Technologies Corporation Flutter inhibiting intake for gas turbine propulsion system
EP3434876A1 (en) * 2017-07-25 2019-01-30 Siemens Aktiengesellschaft Combustor apparatus and method of operating combustor apparatus
US10941939B2 (en) * 2017-09-25 2021-03-09 General Electric Company Gas turbine assemblies and methods
US11131252B2 (en) 2017-09-29 2021-09-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Method and system for operating a gas turbine engine
US20190112946A1 (en) * 2017-10-13 2019-04-18 United Technologies Corporation Double wall service tube with annular airflow passage
US10823422B2 (en) 2017-10-17 2020-11-03 General Electric Company Tangential bulk swirl air in a trapped vortex combustor for a gas turbine engine
JP2020056542A (ja) 2018-10-02 2020-04-09 川崎重工業株式会社 航空機用のアニュラ型ガスタービン燃焼器
CN111706433B (zh) * 2020-05-11 2022-02-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种声衬组合结构
US11486262B2 (en) * 2021-03-03 2022-11-01 General Electric Company Diffuser bleed assembly

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3777489A (en) * 1972-06-01 1973-12-11 Gen Electric Combustor casing and concentric air bleed structure
US20060207259A1 (en) * 2004-11-24 2006-09-21 Holt Alistaire S Acoustic damper
CN102933904A (zh) * 2010-06-17 2013-02-13 西门子公司 用于对涡轮机燃烧室内的压力振荡进行阻尼的阻尼设备
US20130283799A1 (en) * 2012-04-25 2013-10-31 Solar Turbines Inc. Resonance damper for damping acoustic oscillations from combustor

Family Cites Families (44)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0576717A1 (de) 1992-07-03 1994-01-05 Abb Research Ltd. Gasturbinen-Brennkammer
US5685157A (en) 1995-05-26 1997-11-11 General Electric Company Acoustic damper for a gas turbine engine combustor
DE19635545C1 (de) 1996-09-02 1998-02-26 Viessmann Werke Kg Verfahren zur sicheren Zündung und zum Anfahren von Brennern mit Abgasrückführung beim Einsatz flüssiger oder gasförmiger Brennstoffe und Brennereinrichtungen zur Durchführung der Verfahren
EP0892217B1 (de) 1997-07-15 2003-01-15 ALSTOM (Switzerland) Ltd Vorrichtung zur Dämpfung von Brennkammerschwingungen
WO1999056059A1 (de) 1998-04-23 1999-11-04 Siemens Aktiengesellschaft Brennkammeranordnung
GB2390150A (en) 2002-06-26 2003-12-31 Alstom Reheat combustion system for a gas turbine including an accoustic screen
GB2396687A (en) 2002-12-23 2004-06-30 Rolls Royce Plc Helmholtz resonator for combustion chamber use
US7334408B2 (en) 2004-09-21 2008-02-26 Siemens Aktiengesellschaft Combustion chamber for a gas turbine with at least two resonator devices
FR2881813B1 (fr) 2005-02-09 2011-04-08 Snecma Moteurs Carenage de chambre de combustion de turbomachine
EP1762786A1 (de) 2005-09-13 2007-03-14 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren und Vorrichtung zur Dämpfung thermo-akustischer Schwingungen, insbesondere in einer Gasturbine
US7607308B2 (en) 2005-12-08 2009-10-27 General Electric Company Shrouded turbofan bleed duct
DE102005062284B4 (de) 2005-12-24 2019-02-28 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Brennkammer für eine Gasturbine
US7413053B2 (en) 2006-01-25 2008-08-19 Siemens Power Generation, Inc. Acoustic resonator with impingement cooling tubes
EP1832812A3 (de) 2006-03-10 2012-01-04 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Gasturbinenbrennkammerwand mit Dämpfung von Brennkammerschwingungen
GB0610800D0 (en) 2006-06-01 2006-07-12 Rolls Royce Plc Combustion chamber for a gas turbine engine
US7788926B2 (en) 2006-08-18 2010-09-07 Siemens Energy, Inc. Resonator device at junction of combustor and combustion chamber
US8127546B2 (en) 2007-05-31 2012-03-06 Solar Turbines Inc. Turbine engine fuel injector with helmholtz resonators
EP2119966A1 (en) 2008-05-15 2009-11-18 ALSTOM Technology Ltd Combustor with reduced carbon monoxide emissions
CH699322A1 (de) 2008-08-14 2010-02-15 Alstom Technology Ltd Verfahren zum einstellen eines helmholtz-resonators sowie helmholtz-resonator zur durchführung des verfahrens.
US7874138B2 (en) 2008-09-11 2011-01-25 Siemens Energy, Inc. Segmented annular combustor
KR101285930B1 (ko) 2009-02-27 2013-07-12 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤 연소기 및 이것을 구비한 가스 터빈
CH700799A1 (de) 2009-04-11 2010-10-15 Alstom Technology Ltd Brennkammer mit Helmholtzdämpfer für eine Gasturbine.
EP2282120A1 (de) 2009-06-26 2011-02-09 Siemens Aktiengesellschaft Brennkammeranordnung zur Dämpfung von thermoakustischen Schwingungen, Gasturbine und Verfahren zum Betrieb einer solchen Gasturbine
US8789372B2 (en) 2009-07-08 2014-07-29 General Electric Company Injector with integrated resonator
DE102009032277A1 (de) 2009-07-08 2011-01-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brennkammerkopf einer Gasturbine
EP2295864B1 (en) 2009-08-31 2012-11-14 Alstom Technology Ltd Combustion device of a gas turbine
EP2299177A1 (en) 2009-09-21 2011-03-23 Alstom Technology Ltd Combustor of a gas turbine
US8413443B2 (en) 2009-12-15 2013-04-09 Siemens Energy, Inc. Flow control through a resonator system of gas turbine combustor
CH702594A1 (de) 2010-01-28 2011-07-29 Alstom Technology Ltd Helmholtzdämpfer für den Einbau in die Brennkammer einer Gasturbine sowie Verfahren zum Einbau eines solchen Helmholtzdämpfers.
FR2958014B1 (fr) 2010-03-23 2013-12-13 Snecma Chambre de combustion a injecteurs decales longitudinalement sur une meme couronne
FR2958016B1 (fr) 2010-03-23 2017-03-24 Snecma Methode de reduction des instabilites de combustion par le choix du positionnement d'un prelevement d'air sur une turbomachine
EP2385303A1 (en) 2010-05-03 2011-11-09 Alstom Technology Ltd Combustion Device for a Gas Turbine
US9546558B2 (en) 2010-07-08 2017-01-17 Siemens Energy, Inc. Damping resonator with impingement cooling
US9310079B2 (en) 2010-12-30 2016-04-12 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Combustion liner with open cell foam and acoustic damping layers
EP2474784A1 (en) 2011-01-07 2012-07-11 Siemens Aktiengesellschaft Combustion system for a gas turbine comprising a resonator
JP5804808B2 (ja) 2011-07-07 2015-11-04 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン燃焼器及びその燃焼振動減衰方法
US8469141B2 (en) 2011-08-10 2013-06-25 General Electric Company Acoustic damping device for use in gas turbine engine
EP2559942A1 (de) 2011-08-19 2013-02-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Brennkammerkopf einer Gasturbine mit Kühlung und Dämpfung
DE102011081962A1 (de) 2011-09-01 2013-03-07 Siemens Aktiengesellschaft Brennkammer für eine Gasturbinenanlage
US20130074471A1 (en) 2011-09-22 2013-03-28 General Electric Company Turbine combustor and method for temperature control and damping a portion of a combustor
US9249977B2 (en) 2011-11-22 2016-02-02 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Combustor with acoustic liner
EP2602549A1 (de) 2011-12-09 2013-06-12 Siemens Aktiengesellschaft Brennkammer für eine Gasturbine und Gasturbine sowie Verfahren
US8511096B1 (en) 2012-04-17 2013-08-20 General Electric Company High bleed flow muffling system
US9400108B2 (en) 2013-05-14 2016-07-26 Siemens Aktiengesellschaft Acoustic damping system for a combustor of a gas turbine engine

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3777489A (en) * 1972-06-01 1973-12-11 Gen Electric Combustor casing and concentric air bleed structure
US20060207259A1 (en) * 2004-11-24 2006-09-21 Holt Alistaire S Acoustic damper
CN102933904A (zh) * 2010-06-17 2013-02-13 西门子公司 用于对涡轮机燃烧室内的压力振荡进行阻尼的阻尼设备
US20130283799A1 (en) * 2012-04-25 2013-10-31 Solar Turbines Inc. Resonance damper for damping acoustic oscillations from combustor

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113272524A (zh) * 2018-12-21 2021-08-17 Gkn航空公司 具有集气室防谐振装置的燃气涡轮发动机压缩放气系统

Also Published As

Publication number Publication date
CN106481455B (zh) 2021-08-20
BR102016019509A2 (pt) 2017-03-01
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