CN106949494A - 用于燃气涡轮发动机的冷却式燃烧器 - Google Patents

用于燃气涡轮发动机的冷却式燃烧器 Download PDF

Info

Publication number
CN106949494A
CN106949494A CN201710006494.8A CN201710006494A CN106949494A CN 106949494 A CN106949494 A CN 106949494A CN 201710006494 A CN201710006494 A CN 201710006494A CN 106949494 A CN106949494 A CN 106949494A
Authority
CN
China
Prior art keywords
deflection piece
burner
fenestra
bushing
gap
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201710006494.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN106949494B (zh
Inventor
W.T.班尼特
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN106949494A publication Critical patent/CN106949494A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN106949494B publication Critical patent/CN106949494B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
    • F23R3/14—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex by using swirl vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/002—Wall structures
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/26—Controlling the air flow
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03042—Film cooled combustion chamber walls or domes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03044—Impingement cooled combustion chamber walls or subassemblies
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

一种用于燃气涡轮发动机(10)的燃烧器(30)包括衬套(76)，衬套(76)具有前开口(140)和后开口(142)。偏转件(122)封闭前开口(140)且后开口(142)与在燃烧器(30)下游的涡轮区段(32)流体连通。配置在偏转件(122)中的圆顶(92)提供待点燃以驱动涡轮区段(32)的燃料/空气混合物。间隙(174)可配置在偏转件(122)与衬套(76)之间，具有配置在偏转件(122)中的膜孔(160)以用于对间隙(174)提供冷却空气流，来用于冷却在间隙(174)下游的燃烧衬套(76)。

Description

用于燃气涡轮发动机的冷却式燃烧器
背景技术
燃气涡轮发动机是从穿过发动机行进到多个旋转涡轮叶片上的燃烧气体流提取能量的旋转发动机。燃气涡轮发动机已被用于陆上和海上机动及功率生成，但最常用于航空应用，诸如用于飞机，包括直升机。在飞机中，燃气涡轮发动机用于飞机的推进。在陆地应用中，涡轮发动机通常用于功率生成。
用于飞机的燃气涡轮发动机被设计成在高温下操作，以使发动机效率最大化，因此某些发动机构件(诸如高压涡轮和低压涡轮)的冷却可为有益的。通常，冷却是通过将较冷的空气从高压和/或低压压缩机输送到需要冷却的发动机构件而实现的。高压涡轮中的温度大约为1000℃到2000℃，且来自压缩机的冷却空气大约为500℃到700℃。虽然压缩机空气是高温的，但其相对于涡轮空气较冷，且可用于冷却涡轮。
现代燃烧器具有衬套以限定在涡轮上游的用于焚烧燃料的燃烧室。衬套可被利用来自凸块(nugget)孔冷却和或膜孔阵列的组合的冷却空气流冷却。然而，仅凭膜孔阵列不可适当地冷却衬套，且凸块冷却伴随着提高的成本且倾向于故障。
发明内容
用于冷却用于燃气涡轮发动机的燃烧器的方法包括将冲击空气流供应到燃烧器的偏转件上且在冲击到偏转件上之后，穿过燃烧器中的膜孔供应冲击空气流，以沿衬套的至少一部分限定冷却空气膜。
一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器包括：衬套，其限定前开口和后开口；偏转件，其封闭前开口；圆顶(dome)，其位于偏转件中；和膜孔，其穿过燃烧器偏转件延伸到衬套的内部。
一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器，其包括偏转件、与偏转件间隔且在与其之间限定间隙的衬套、和延伸穿过偏转件且具有通向间隙的出口的至少一个膜孔。
技术方案1. 一种冷却用于燃气涡轮发动机的燃烧器的方法，所述方法包括：
将冲击空气流供应到所述燃烧器的偏转件上；和
在冲击到所述偏转件上之后，穿过所述燃烧器中的膜孔供应所述冲击空气流，以沿衬套的至少一部分限定冷却空气膜。
技术方案2. 根据技术方案1所述的方法，其中，供应冲击空气流包括穿过与所述偏转件间隔的冲击挡板供应冷却空气。
技术方案3. 根据技术方案2所述的方法，其中，供应冲击空气流包括从所述燃气涡轮发动机的压缩机区段供应压缩机空气。
技术方案4. 根据技术方案2所述的方法，其中，穿过所述膜孔供应冲击空气流包括穿过透过所述偏转件和衬套中的至少一者的膜孔供应冲击空气流。
技术方案5. 根据技术方案4所述的方法，其中，所述膜孔透过所述偏转件和衬套二者。
技术方案6. 根据技术方案1所述的方法，其中，所述冷却空气膜沿所述衬套的内部流动。
技术方案7. 一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器，其包括：
衬套，其限定前开口和后开口；
偏转件，其封闭所述前开口；
圆顶，其位于所述偏转件中；和
膜孔，其穿过所述燃烧器从所述偏转件延伸到所述衬套的内部。
技术方案8. 根据技术方案7所述的燃烧器，其中，所述膜孔延伸穿过所述偏转件和所述衬套中的至少一者。
技术方案9. 根据技术方案8所述的燃烧器，其中，所述膜孔延伸穿过所述偏转件和衬套二者。
技术方案10. 根据技术方案8所述的燃烧器，还包括在所述偏转件上游的冲击挡板。
技术方案11. 根据技术方案10所述的燃烧器，其中，所述冲击挡板和偏转件至少部分地限定冲击室，且所述膜孔流体地联接于所述冲击室。
技术方案12. 根据技术方案11所述的燃烧器，其中，所述偏转件在所述衬套之前终止以限定间隙，且所述膜孔流体地联接于所述间隙。
技术方案13. 根据技术方案7所述的燃烧器，还包括在所述偏转件上游的冲击挡板。
技术方案14. 根据技术方案13所述的燃烧器，其中，所述冲击挡板和偏转件至少部分地限定冲击室，且所述膜孔流体地联接于所述冲击室。
技术方案15. 根据技术方案7所述的燃烧器，其中，所述偏转件在所述衬套之前终止以限定间隙，且所述膜孔流体地联接于所述间隙。
技术方案16. 一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器，其包括偏转件、与所述偏转件间隔且在与其之间限定间隙的衬套、和延伸穿过所述偏转件且具有通往所述间隙中的出口开口的至少一个膜孔。
技术方案17. 根据技术方案16所述的燃烧器，还包括在所述偏转件上游的冲击挡板。
技术方案18. 根据技术方案17所述的燃烧器，其中，所述冲击挡板和偏转件至少部分地限定冲击室，且所述至少一个膜孔具有流体地联接于所述冲击室的进口。
技术方案19. 根据技术方案16所述的燃烧器，其中，所述至少一个膜孔延伸穿过所述偏转件和所述衬套中的至少一者。
技术方案20. 根据技术方案16所述的燃烧器，其中，所述至少一个膜孔主要径向地穿过所述偏转件而延伸。
附图说明
在附图中：
图1是用于飞机的燃气涡轮发动机的侧截面图。
图2是过渡成图1的发动机的涡轮区段的燃烧器区段的示意截面图。
图3是图2的燃烧器的立体图。
图4是图3的燃烧器的分解图。
图5是图4的燃烧器的偏转件区段的截面图。
图6是例示流体流路径的图5的偏转件区段的截面图。
部件列表
10 燃气涡轮发动机
12 纵向轴线(中心线)
14 前
16 后
18 风扇区段
20 风扇
22 压缩机区段
24 低压(LP)压缩机
26 高压(HP)压缩机
28 燃烧区段
30 燃烧器
32 涡轮区段
34 HP涡轮
36 LP涡轮
38 排气区段
40 风扇壳体
42 风扇叶片
44 核心
46 核心壳体
48 HP轴/HP转轴
50 LP轴/LP转轴
52 压缩机级
54 压缩机级
56 压缩机叶片
58 压缩机叶片
60 压缩机静叶(喷嘴)
62 压缩机静叶(喷嘴)
64 涡轮级
66 涡轮级
68 涡轮叶片
70 涡轮叶片
72 涡轮静叶
74 涡轮静叶
76 燃烧器衬套
78 偏转件组件
80 燃烧室
82 罩
86 旁通通道
88 流体流
90 开口
91 膜孔
92 圆顶
94 燃料管线
96 安装件
110 主体
112 臂
114 安装件
116 孔口
120 冲击挡板
122 偏转件
124 偏转件表面
130 外衬套
132 内衬套
134 膜孔
136 前延伸部
138 紧固件孔口
140 前开口
142 后开口
144 开口
150 冲击孔
152 冲击壁
154 偏转件壁
156 侧壁
158 圆角
160 膜孔
162 顶表面
164 底表面
170 容纳室
172 冲击室
174 间隙
180 空气流
182 空气流
184 空气流
186 空气流
188 冷却膜。
具体实施方式
本发明的所描述的实施例涉及涡轮燃烧器，且具体而言涉及冷却燃烧衬套。为了例示，将参照用于飞机燃气涡轮发动机的燃烧器来描述本发明。然而，将理解的是，本发明不由此受限，且能够一般地应用在非飞机应用中，诸如其他移动应用和非移动工业、商业、和居住应用。
如在本文中所使用的，用语“轴向”或“轴向地”指沿着发动机纵向轴线的维度。与“轴向”或“轴向地”结合地使用的用语“前方”或“上游”指沿朝发动机进口或与另一构件相比离发动机进口相对更近的构件的方向移动。结合“轴向”或“轴向地”使用的用语“向后”或“下游”指相对于发动机中心线朝向发动机的后部或出口的方向。
如在本文中所使用的，用语“径向”或“径向地”指在发动机的中心纵向轴线与外发动机周缘之间延伸的维度。用语“近侧”或“向近侧”自身或是与用语“径向”或“径向地”结合的使用指沿朝向中心纵向轴线或与另一构件相比离该中心纵向轴线相对更近的构件的方向移动。用语“远侧”或“向远侧”自身或与用语“径向”、“径向地”结合的使用指沿朝向外发动机周围或与另一构件相比离外发动机周围相对更近的构件的方向移动。
所有的方向基准(例如，径向、轴向、近侧、远侧、较高、较低、朝上、朝下、左、右、侧向、前、后、顶部、底部、上面、下面、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、向后等)仅用于识别目的，以帮助读者理解，且不形成限制，具体而言不限制位置、定向、或用途。连接基准(例如，附接、联接、连接、和连结)应被宽泛地解释，且可包括在元件的集合之间的中间部件和在元件之间的相对移动，除非另外指示。因此，连接基准不一定意味着两个元件直接连接且以固定的关系连接于彼此。示范附图仅用于例示目的，且附于其的图中反映的维度、位置、顺序和相对大小可改变。
图1是用于飞机的燃气涡轮发动机10的侧截面图。发动机10具有从前14到后16大体上纵向地延伸的轴线或中心线12。发动机10以向下游串联流动的关系包括：风扇区段18，其包括风扇20；压缩机区段22，其包括增压或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26；燃烧区段28，其包括燃烧器30；涡轮区段32，其包括HP涡轮34和LP涡轮36；和排气区段38。
风扇区段18包括包围风扇20的风扇壳体40。风扇20包括围绕中心线12径向地配置的多个风扇叶片42。HP压缩机26、燃烧器30、和HP涡轮34形成发动机10的核心44，核心44生成燃烧气体。核心44由核心壳体46包围，核心壳体46可与风扇壳体40联接。
围绕发动机10中心线12同轴地配置的HP轴或转轴48将HP涡轮34驱动地连接于HP压缩机26。在较大直径的环形HP转轴48内围绕发动机10中心线12同轴地配置的LP轴或转轴50将LP涡轮36驱动地连接于LP压缩机24和风扇20。发动机10的安装于转轴48、50中的任一者或二者且与转轴48、50中的任一者或二者一起旋转的部分也单独或共同地称为转子51。
LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级52、54，其中一组压缩机叶片58相对于对应组的静止压缩机静叶60、62(也称为喷嘴)旋转，以压缩或加压行进穿过级的流体射流。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶片56、58可以以环的形式提供，且可从叶片平台到叶片末梢相对于中心线12径向向外延伸，而对应的静止压缩机静叶60、62位于旋转叶片56、58的下游和附近。应注意的是，图1中示出的叶片、静叶、和压缩机级的数量仅是出于例示目的而选择的，且其他数量是可能的。压缩机级的叶片56、58可安装于盘53，盘53安装于HP和LP转轴48、50中的对应的一者，其中各级具有其自身的盘。静叶60、62围绕转子51以周向布置的形式安装于核心壳体46。
HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64、66，其中一组涡轮叶片68、70相对于对应组的静止涡轮静叶72、74(也称为喷嘴)旋转，以从行进穿过级的流体射流提取能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮叶片68、70可以以环的形式提供，且可从叶片平台到叶片末梢相对于中心线12径向向外延伸，而对应的静止涡轮静叶72、74位于旋转叶片68、70的上游和附近。应注意的是，图1中示出的叶片、静叶、和涡轮级的数量仅是出于例示目的而选择的，且其他数量是可能的。
在操作中，旋转的风扇20对LP压缩机24供应空气，LP压缩机24然后又对HP压缩机26供应加压空气，HP压缩机26进一步加压空气。来自HP压缩机26的加压空气在燃烧器30中与燃料混合且被点燃，从而生成燃烧气体。一些功由HP涡轮34从这些气体中提取，HP涡轮34驱动HP压缩机26。燃烧气体被排放到LP涡轮36中，LP涡轮36提取额外的功以驱动LP压缩机24，且排气气体最终被通过排气区段38从发动机10排放。LP涡轮36的驱动驱动LP转轴50以使风扇20和LP压缩机24旋转。
由风扇20供应的空气中的一些可绕过发动机核心44且用于冷却发动机的部分，尤其是热的部分，并且/或者用于冷却飞机的其他方面或对其供能。在涡轮发动机的背景下，发动机的热的部分通常在燃烧器30的下游，尤其是涡轮区段32，其中HP涡轮34是最热的部分，因为其在燃烧区段28的正下游。其他冷却流体源可但不限于从LP压缩机24或HP压缩机26排放的流体。
图2是图1的发动机10的燃烧器30的侧截面图。燃烧器30包括燃烧衬套76和偏转件组件78以限定燃烧室80。偏转件组件78包括多个环形地布置的圆顶92，以用于将燃料/空气混合物引入燃烧室80中。
旁通通道86既可配置在燃烧室80的径向内侧也可配置在外侧。旁通通道86提供从压缩机区段26到涡轮区段34绕过燃烧器30通过一组开口90的流体流88。此外，旁通通道86可通过多个膜孔91对燃烧室80提供冷却流体流，以用于沿燃烧衬套76的相对于燃烧室80的内部表面提供表面膜冷却。
圆顶92可与在安装件96处安装于燃烧器30的燃料管线94联接且被从燃料管线94供应燃料流，以用于将燃料/空气混合物发射到燃烧室80中且点燃它们。燃料管线94被插入穿过罩82，罩82可将圆顶92和燃烧器30的前区段安装于核心壳体46。
转到图3，燃烧器30的立体图例示具有主体110的罩82。臂112从主体110延伸，终止于安装件114处，安装件114具有孔口116，以用于利用紧固件(诸如螺栓)将燃烧器30安装于核心壳体。罩82联接于冲击挡板120。冲击挡板120联接于偏转件122，偏转件122具有偏转件表面124，偏转件表面124限定偏转件组件78的面对燃烧室80的表面。偏转件表面124可由适合用于在燃烧器30中典型的高温区中使用的材料制成。偏转件122包括两个延伸部128，延伸部128适于接收罩82的主体110。
燃烧衬套76包括径向外衬套132和径向内衬套130，各衬套130、132具有多个膜孔134，以沿衬套76的面对燃烧室80的内部提供表面冷却。燃烧衬套76可限定前开口140和后开口142，具有封闭前开口140的偏转件122。径向外和内衬套130、132包括在冲击挡板延伸部128的上方延伸的前延伸部136。主体110、挡板延伸部128、和衬套延伸部136的组合覆盖彼此，各自包括一个或更多个紧固件孔口138以用于联接罩82、冲击挡板120、和衬套130、132。
见图4，分解图最佳地例示了作为配置在冲击挡板120中的冲击孔150和偏转件122中的膜孔160的多个孔口。罩82还包括开口144。开口144接收燃料管线94的插入以及提供用于将流体流F提供到罩82内部中的空间。冲击挡板120包括沿冲击壁152布置的多个冲击孔150。冲击孔150以在圆顶92的径向上方和径向下方配置的两个排的形式布置。冲击孔150的布置是示范，且不应被认为是限制。冲击孔150可备选地围绕圆顶92布置，间隔、交错、偏移、或任何其他布置。
偏转件122包括偏转壁154，偏转壁154过渡至偏转件122侧面上的侧壁156。一个或更多个圆角158可提供在偏转壁154与侧壁156之间的过渡。多个膜孔160配置在圆角158中，延伸至偏转件122的径向外表面162和径向内表面164。虽然膜孔160例示为配置在圆角158中，但还构想偏转件122不包括圆角158且膜孔158穿过侧壁156延伸至偏转件122的外表面162和内表面164。因此，膜孔160可相对于发动机中心线基本上径向地延伸至偏转件122的径向内和外表面162、164。此外，膜孔可为任何形状，包括圆形、卵形、椭圆形、四边形、或其他。
现在看图5，联接的罩82、冲击挡板120、偏转件122、和衬套130、132的截面图最佳地例示了多个在内室。容纳室170可限定在罩82内和冲击挡板120的前方。一组冲击室172限定在冲击挡板120与偏转件122之间且通过冲击孔150与容纳室170流体连通。一组间隙174限定在外表面162与外衬套132之间以及内表面164与内衬套130之间。间隙174通过膜孔160与冲击室172流体连通，其中膜孔160具有在冲击室172附近的进口和在间隙174处的出口。间隙174还与冲击挡板120和偏转件122下游的燃烧室80流体连通。间隙174可为环形的，与燃烧器30一起围绕发动机中心线12周向地延伸。在一个备选示例中，膜孔160可透过偏转件122和衬套130、132二者。
现在转到图6，180处的空气流可被通过开口144从在燃烧器上游的压缩机区段提供至容纳室170。在182处，可将容纳室170内的空气流提供至冲击挡板120。184处的空气流通过冲击孔150行进到冲击室172中，在此，其可冲击在偏转件122上以冷却偏转件122。从冲击室172，在186处，空气流被通过膜孔160提供至间隙174，在此，空气流可作为冷却膜188在燃烧衬套76的在内表面上方经过。因此，通过偏转件组件78来提供冷却流体流，以在偏转件122处在燃烧衬套76的在内表面上方形成冷却膜，从而邻近偏转件组件78提供更强的初始冷却膜。在膜孔160透过偏转件122和衬套130、132二者的备选示例中，冷却膜188可被提供至衬套130、132的相对于燃烧室80的外部。
用于冷却燃气涡轮发动机10的燃烧器30的方法可包括将冲击空气流供应到燃烧器30的偏转件122上且在冲击到偏转件122上之后，通过燃烧器30中的膜孔134供应冲击空气流，以沿衬套76的至少一部分限定冷却空气膜。空气流可被作为冲击空气流穿过冲击孔150从容纳室170供应到冲击室172内的偏转件122。从冲击室172，冲击空气流被通过膜孔160供给至间隙174，在此，空气流可被作为冷却膜沿衬套76的一部分引导。所供应的空气流可包括来自发动机10压缩机区段22的压缩机空气。沿衬套76提供的空气流可沿衬套的相对于由衬套76限定的燃烧室80的内部供给。
应理解的是，可通过从偏转件和衬套中的间隙沿燃烧衬套引导空气流来实现改善的膜冷却。将空气流引导至偏转件可进一步冷却偏转件，且利用用过的冲击空气来进一步冷却衬套。改善的冷却膜可减少或消除对衬套上的膜凸块的需求，膜凸块具有故障或减少燃烧器或燃烧器衬套的机翼上时间的倾向。
本书面说明使用示例以公开本发明，包括最佳实施方式，并且使任何本领域技术人员能够实践本发明，包括制造并且使用任何设备或系统并且实行任何合并的方法。本发明的可取得专利的范围由权利要求限定，并且可包含其他本领域人员想到的示例。如果这种其他示例具有不与权利要求的文字语言不同的结构元件，或如果它们包括与权利要求的文字语言无显著差别的等同结构元件，则它们意图在权利要求的范围内。

Claims (10)

1.一种用于燃气涡轮发动机(10)的燃烧器(30)，其包括：
衬套(76)，其限定前开口(140)和后开口(142)；
偏转件(122)，其封闭所述前开口(140)；
圆顶(92)，其位于所述偏转件(122)中；和
膜孔(160)，其穿过所述燃烧器(30)从所述偏转件(122)延伸到所述衬套(76)的内部。
2.根据权利要求1所述的燃烧器(30)，其中，所述膜孔(160)延伸穿过所述偏转件(122)和所述衬套(76)中的至少一者。
3.根据权利要求2所述的燃烧器(30)，其中，所述膜孔(160)延伸穿过所述偏转件(122)和衬套(76)二者。
4.根据权利要求2所述的燃烧器(30)，还包括在所述偏转件上游的冲击挡板。
5.根据权利要求4所述的燃烧器，其中，所述冲击挡板(120)和偏转件(122)至少部分地限定冲击室(172)，且所述膜孔(160)流体地联接于所述冲击室(172)。
6.根据权利要求5所述的燃烧器(30)，其中，所述偏转件(122)在所述衬套(76)之前终止以限定间隙(174)，且所述膜孔(160)流体地联接于所述间隙(174)。
7.根据权利要求1所述的燃烧器(30)，还包括在所述偏转件(122)上游的冲击挡板(120)。
8.根据权利要求7所述的燃烧器(30)，其中，所述冲击挡板(120)和偏转件(122)至少部分地限定冲击室(172)，且所述膜孔(160)流体地联接于所述冲击室(172)。
9.根据权利要求1所述的燃烧器(30)，其中，所述偏转件(122)在所述衬套(76)之前终止以限定间隙(174)，且所述膜孔(160)流体地联接于所述间隙(174)。
10.根据权利要求1所述的燃烧器(30)，其中，所述膜孔(160)相对于发动机中心线(12)基本上径向地穿过所述偏转件(122)而延伸。
CN201710006494.8A 2016-01-05 2017-01-05 用于燃气涡轮发动机的冷却式燃烧器 Active CN106949494B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US14/988,068 US20170191664A1 (en) 2016-01-05 2016-01-05 Cooled combustor for a gas turbine engine
US14/988068 2016-01-05

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN106949494A true CN106949494A (zh) 2017-07-14
CN106949494B CN106949494B (zh) 2019-07-12

Family

ID=57614195

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201710006494.8A Active CN106949494B (zh) 2016-01-05 2017-01-05 用于燃气涡轮发动机的冷却式燃烧器

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20170191664A1 (zh)
EP (1) EP3190340A1 (zh)
JP (1) JP2017129130A (zh)
CN (1) CN106949494B (zh)
CA (1) CA2952655A1 (zh)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110857780A (zh) * 2018-08-22 2020-03-03 通用电气公司 用于热发动机的流动控制壁组件
CN113483355A (zh) * 2017-07-25 2021-10-08 通用电气阿维奥有限责任公司 回流燃烧内衬、回流燃烧器和在其中混合冷却空气的方法
CN113739208A (zh) * 2021-09-09 2021-12-03 成都中科翼能科技有限公司 一种用于低污染燃气轮机的混合冷却火焰筒

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB201715366D0 (en) 2017-09-22 2017-11-08 Rolls Royce Plc A combustion chamber
US10738637B2 (en) * 2017-12-22 2020-08-11 Raytheon Technologies Corporation Airflow deflector and assembly
US11221143B2 (en) * 2018-01-30 2022-01-11 General Electric Company Combustor and method of operation for improved emissions and durability
US11339966B2 (en) * 2018-08-21 2022-05-24 General Electric Company Flow control wall for heat engine
US11525577B2 (en) 2020-04-27 2022-12-13 Raytheon Technologies Corporation Extended bulkhead panel
US11859819B2 (en) 2021-10-15 2024-01-02 General Electric Company Ceramic composite combustor dome and liners
US20240200778A1 (en) * 2022-12-20 2024-06-20 General Electric Company Gas turbine engine combustor with a set of dilution passages

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5396759A (en) * 1990-08-16 1995-03-14 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine combustor
KR960013101B1 (ko) * 1987-08-03 1996-09-30 유나이티드 테크놀로지스 코오포레이숀 가스터어빈 엔진용 연소기
US5623827A (en) * 1995-01-26 1997-04-29 General Electric Company Regenerative cooled dome assembly for a gas turbine engine combustor
US20030000217A1 (en) * 2001-06-28 2003-01-02 North Gary Lee Methods and systems for cooling gas turbine engine combustors
CN101135462A (zh) * 2006-08-30 2008-03-05 通用电气公司 冷却燃气轮机燃烧器的方法和装置
US20130247575A1 (en) * 2012-03-23 2013-09-26 Bhawan B. Patel Combustor heat shield

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB9018013D0 (en) * 1990-08-16 1990-10-03 Rolls Royce Plc Gas turbine engine combustor
CA2056592A1 (en) * 1990-12-21 1992-06-22 Phillip D. Napoli Multi-hole film cooled combustor liner with slotted film starter
GB2287310B (en) * 1994-03-01 1997-12-03 Rolls Royce Plc Gas turbine engine combustor heatshield
US5542246A (en) * 1994-12-15 1996-08-06 United Technologies Corporation Bulkhead cooling fairing
US7260936B2 (en) * 2004-08-27 2007-08-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor having means for directing air into the combustion chamber in a spiral pattern
FR2931929B1 (fr) * 2008-05-29 2010-06-04 Snecma Chambre de combustion annulaire de moteur a turbine a gaz
DE102009032277A1 (de) * 2009-07-08 2011-01-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brennkammerkopf einer Gasturbine

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR960013101B1 (ko) * 1987-08-03 1996-09-30 유나이티드 테크놀로지스 코오포레이숀 가스터어빈 엔진용 연소기
US5396759A (en) * 1990-08-16 1995-03-14 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine combustor
US5623827A (en) * 1995-01-26 1997-04-29 General Electric Company Regenerative cooled dome assembly for a gas turbine engine combustor
US20030000217A1 (en) * 2001-06-28 2003-01-02 North Gary Lee Methods and systems for cooling gas turbine engine combustors
CN101135462A (zh) * 2006-08-30 2008-03-05 通用电气公司 冷却燃气轮机燃烧器的方法和装置
US20130247575A1 (en) * 2012-03-23 2013-09-26 Bhawan B. Patel Combustor heat shield

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113483355A (zh) * 2017-07-25 2021-10-08 通用电气阿维奥有限责任公司 回流燃烧内衬、回流燃烧器和在其中混合冷却空气的方法
CN113483355B (zh) * 2017-07-25 2023-08-11 通用电气阿维奥有限责任公司 回流燃烧内衬、回流燃烧器和在其中混合冷却空气的方法
CN110857780A (zh) * 2018-08-22 2020-03-03 通用电气公司 用于热发动机的流动控制壁组件
CN113739208A (zh) * 2021-09-09 2021-12-03 成都中科翼能科技有限公司 一种用于低污染燃气轮机的混合冷却火焰筒

Also Published As

Publication number Publication date
US20170191664A1 (en) 2017-07-06
CN106949494B (zh) 2019-07-12
CA2952655A1 (en) 2017-07-05
JP2017129130A (ja) 2017-07-27
EP3190340A1 (en) 2017-07-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106949494B (zh) 用于燃气涡轮发动机的冷却式燃烧器
CN106895440B (zh) 带有具有非共线冷却通道的点火器堆或管道镜支架的燃气涡轮发动机
CN109424440B (zh) 燃气涡轮发动机及其一个或多个部件的冷却和加压方法
US20180328187A1 (en) Turbine engine with an airfoil and insert
US12065946B2 (en) Blade with tip rail cooling
CN106958463B (zh) 具有冷却的喷嘴节段的燃气涡轮发动机
CA2859993C (en) Gas turbine engine and turbine blade
EP2365235A1 (en) Cooled turbine rim seal
US10132193B2 (en) Gas turbine engine duct assembly
CN106837430A (zh) 带有膜孔的燃气涡轮发动机
CN106321154B (zh) 涡轮叶片
US10240461B2 (en) Stator rim for a turbine engine
CN108979732A (zh) 具有末端轨冷却的翼型件
EP3409900A1 (en) Clearance control arrangement and corresponding gas turbine engine
CN115585056A (zh) 具有罩门的非管道式风扇涡轮发动机

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant