CN106969382A - 用于燃气涡轮发动机的冷却的燃烧器 - Google Patents

用于燃气涡轮发动机的冷却的燃烧器 Download PDF

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CN106969382A CN201610964236.6A CN201610964236A CN106969382A CN 106969382 A CN106969382 A CN 106969382A CN 201610964236 A CN201610964236 A CN 201610964236A CN 106969382 A CN106969382 A CN 106969382A
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H.纳斯尔
J.张
J.E.施拉德特
C.A.冈尤
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Abstract

一种用于燃气涡轮发动机(10)的燃烧器(30)包括燃烧衬套(78)，以限定燃烧室(80)，该燃烧室(80)用于使燃料焚烧来驱动涡轮(34)。燃烧衬套(78)包括多个块孔(84)，以用于提供冷却流体来在燃烧衬套(78)的与燃烧室(80)相邻的表面上创建冷却膜。能够使块孔(84)相对于发动机中心线(12)周向地成角度，从而以成角度的方式提供冷却流体流，以与来自燃烧器(30)的流体的局部流线流(170)对准。

Description

用于燃气涡轮发动机的冷却的燃烧器
背景技术
涡轮发动机，且具体地，燃气或燃烧涡轮发动机，是从经过发动机而到达大量的旋转涡轮叶片上的燃气流提取能量的旋转式发动机。燃气涡轮发动机已用于登陆及航海运动和发电，但最普遍地用于诸如针对飞行器(包括直升机)的航空应用。在飞行器中，燃气涡轮发动机用于飞行器的推进。在陆地应用中，涡轮发动机往往用于发电。
用于飞行器的燃气涡轮发动机设计成在高温下运行，以使发动机效率最大化，所以，诸如高压涡轮和低压涡轮的某些发动机构件的冷却能够是有益的。典型地，通过用导管将更冷的空气从高压压缩机和/或低压压缩机输送至要求冷却的发动机构件，从而实现冷却。高压涡轮中的温度为大约1000 °C至 2000 °C，并且，来自压缩机的冷却空气为大约500°C至700 °C。虽然压缩机空气是高温，但相对于涡轮空气而更冷，并且，能够用于使涡轮冷却。
当代的燃烧器具有衬套，以限定用于使涡轮上游的燃料焚烧的燃烧室。能够通过诸如膜冷却和块孔(nugget hole)冷却而利用冷却空气流来使衬套冷却。然而，这些方法受制于燃烧器所造成的紊流空气流。因而，可能使典型的衬套冷却中断，从而造成沿着衬套变化的温度梯度。
发明内容
一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器包括：燃烧衬套，其限定燃烧室；燃料喷嘴，其将旋涡流中的燃料/空气混合物喷出到燃烧室中；以及多个冷却通路，其延伸穿过衬套，并且具有与旋涡流的局部流线对准的通路中心线。穿过冷却通路而进入燃烧室的冷却空气与旋涡流局部地对准。
一种使燃气涡轮发动机的燃烧器冷却的方法包括：将燃料/空气混合物的旋涡流从燃料喷嘴喷出到燃烧器衬套中；和将冷却空气流喷出到燃烧器衬套中，使得冷却空气流与旋涡流基本对准。
一种使燃气涡轮的燃烧器冷却的方法包括：将燃料/空气混合物的旋涡流从燃料喷嘴喷出到燃烧器衬套中；和将冷却空气流喷出到燃烧器衬套中，而不使旋涡流中断。
附图说明
在附图中：
图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机的示意横截面图。
图2是图1的发动机的燃烧器区段过渡至涡轮区段中的示意横截面图。
图3是燃烧器区段的剖视透视图，并且图示多个旋流器和燃烧器衬套。
图4是图3的燃烧器衬套的区段的透视图。
图5是图示轴向地成角度的块孔的图3的燃烧器衬套的侧视透视图。
图6是图示径向地成角度的块孔的图3的燃烧器衬套的顶视透视图。
图7是图示穿过块孔的流路和自旋流器的流路的图3的燃烧器衬套的区段的顶视示意图。
图8是图示起源于没有角度的块孔的近衬套壁流路线路的图7的顶视示意图。
图9是图示起源于以30°成角度的块孔的近衬套壁流路线路的图7的顶视示意图。
图10是图示起源于以45°成角度的块孔的近衬套壁流路线路的图7的顶视示意图。
图11是沿着衬套轴向地安置的不同的近衬套壁流路线路的顶视示意图。
零件列表
10 燃气涡轮发动机
12 纵向轴线(中心线)
14 前部
16 后部
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 风扇外壳
42 风扇叶片
44 核心
46 核心外壳
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 压缩机导叶(喷嘴)
62 压缩机导叶(喷嘴)
64 涡轮级
66 涡轮级
68 涡轮叶片
70 涡轮叶片
72 涡轮导叶
74 涡轮导叶
76 偏转器组件
78 燃烧衬套
80 燃烧室
82 纵向轴线
84 块孔
84a 轴向块孔
84b 径向块孔
86 旁通通道
88 流体流
90 开口
92 燃料喷嘴
94 燃料线路
96 安装件
98 旋流器
100 旋涡流
102 偏转器
104 间隙
106 入口
110 后壁
120 内表面
122 外表面
C 冷却流
130 面板
132 块部
132a 第一冷却块部
132b 第二冷却块部
132c 第三冷却块部
134 桥部
136 唇缘
138 狭槽
140 出口
150 入口
151 角
152 出口
153 发动机中心线的投影
154 通路
156 通路中心线
158 入口
159 角
160 出口
161 发动机中心线的投影
162 通路
164 通路轴线
170 局部流
170a 第一局部流
170b 第二局部流
170c 第三局部流
200 擦洗间隙
202 擦洗宽度。
具体实施方式
本发明的所描述的实施例针对涡轮燃烧器，且具体地，针对冷却燃烧器衬套壁。出于图示的目的，将关于用于飞行器燃气涡轮发动机的涡轮叶片而描述本发明。然而，将理解到，本发明不限于此，并且，能够具有在诸如其他移动应用和非移动工业、商业以及住宅应用的非飞行器应用中的普遍适用性。
如本文中所使用的，术语“轴向的”或“轴向地”是指沿着发动机的纵向轴线的维度。联合“轴向的”或“轴向地”而使用的术语“前部”或“上游”是指沿朝向发动机入口或与另一构件相比而相对地更接近于发动机入口的构件的方向移动。联合“轴向的”或“轴向地”而使用的术语“后部”或“下游”是指相对于发动机中心线而朝向发动机的后方或出口的方向。
如本文中所使用的，术语“径向的”或“径向地”是指在发动机的中心纵向轴线与发动机外圆周之间延伸的维度。术语“近侧的”或“近侧地”单独地使用或联合术语“径向的”或“径向地”的使用是指沿朝向中心纵向轴线或与另一构件相比而相对地更接近于中心纵向轴线的构件的方向移动。术语“远侧的”或“远侧地”单独地使用或联合术语“径向的”或“径向地”的使用是指沿朝向发动机外圆周或与另一构件相比而相对地更接近于发动机外圆周的构件的方向移动。
所有的方向参考(例如，径向、轴向、近侧、远侧、上部、下部、向上、向下、左边、右边、横向、前面、后面、顶部、底部、上面、下面、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、后部等)仅用于识别的目的，以帮助读者理解，并且，不创建限制，具体地，关于位置、定向或使用的限制。连接参考(例如，附接、联接、连接以及联结)将被广义地解释，并且，能够包括一批元件之间的中间部件和元件之间的相对移动，除非另有指示。正因如此，连接参考不一定推断出两个元件直接地连接且彼此处于固定的关系。示范性的附图仅出于图示的目的，并且，附图中所反映出的尺寸、位置、顺序以及相对大小可能变化。
图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意横截面图。发动机10具有从前部14延伸至后部16的大体上纵向地延伸的轴线或中心线12。按照向下游按顺序流动的关系，发动机10包括：风扇区段18，其包括风扇20；压缩机区段22，其包括增压器或低压(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；以及排气区段38。
风扇区段18包括环绕风扇20的风扇外壳40。风扇20包括围绕中心线12径向地安置的多个风扇叶片42。HP压缩机26、燃烧器30以及HP涡轮34形成发动机10的核心44，核心44生成燃气。核心44由核心外壳46环绕，核心外壳46能够与风扇外壳40联接。
围绕发动机10的中心线12同轴地安置的HP轴或转轴48将HP涡轮34传动地连接至HP压缩机26。在直径更大的环形HP转轴48内围绕发动机10的中心线12同轴地安置的LP轴或转轴50将LP涡轮36传动地连接至LP压缩机24和风扇20。
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56、58相对于对应的一组静压缩机导叶60、62(也被称为喷嘴)而旋转，以使经过该级的流体流压缩或加压。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶片56、58能够设置成环，并且，能够相对于中心线12而从叶片平台向外径向地延伸至叶片尖端，而对应的静压缩机导叶60、62定位于旋转叶片56、58的下游且与旋转叶片56、58相邻。注意到，图1中所示出的叶片、导叶以及压缩机级的数量仅出于图示的目的而选择，并且，有可能是其他数量。
HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64、66，其中，使一组涡轮叶片68、70相对于对应的一组静涡轮导叶72、74(也被称为喷嘴)而旋转，以从经过该级的流体流提取能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮叶片68、70能够设置成环，并且，能够相对于中心线12而从叶片平台向外径向地延伸至叶片尖端，而对应的静涡轮导叶72、74定位于旋转叶片68、70的上游且与旋转叶片68、70相邻。注意到，图1中所示出的叶片、导叶以及涡轮级的数量仅出于图示的目的而选择，并且，有可能是其他数量。
在运行中，旋转风扇20将环境空气供给至LP压缩机24，然后，LP压缩机24将加压后的环境空气供给至HP压缩机26，HP压缩机26进一步使环境空气加压。使来自HP压缩机26的加压后的空气在燃烧器30中与燃料混合且点燃，从而生成燃气。由HP涡轮34从这些气体提取一些功，这些功驱动HP压缩机26。燃气被排放至LP涡轮36中，LP涡轮36提取另外的功，以驱动LP压缩机24，并且最后，经由排气区段38而从发动机10排放废气。LP涡轮36的驱动导致驱动LP转轴50，以使风扇20和 LP压缩机24旋转。
由风扇20供给的环境空气中的一些能够绕开发动机核心44，并且，用于使发动机10的部分，尤其是热部分冷却，且/或用于使飞行器的其他方面冷却或给飞行器的其他方面提供动力。在涡轮发动机的背景下，发动机的热部分通常位于燃烧器30的下游，尤其是涡轮区段32的下游，HP涡轮34是最热的部分，因为，HP涡轮34位于燃烧区段28的正下游。冷却流体的其他来源可能是从LP压缩机24或HP压缩机26排放的流体，但不限于此。
图2是图1的发动机10的燃烧器30和HP涡轮34的侧视截面图。燃烧器30包括偏转器组件76和燃烧衬套78，以限定燃烧室80。燃烧衬套78进一步包括显示为块孔84a、84b的多个冷却通路或开口。块孔84a、84b能够定向为在燃烧衬套78的顶部示范性地图示的轴向块孔84a，或能够定向为在燃烧衬套78的底部示范性地图示的径向块孔84b。轴向块孔84a安置成使得孔隙限定沿基本上与纵向轴线82平行的方向延伸穿过燃烧器30的通路。径向块孔84b安置成使得孔隙限定沿基本上相对于纵向轴线82而为径向的方向延伸穿过燃烧器30的通路。应当意识到，虽然在燃烧衬套78的顶部图示轴向块孔84a，并且，在燃烧衬套78的底部图示径向块孔84b，但燃烧衬套78可能具有在任何位置处的任何类型的块孔84a、84b，并且，不应当理解为受限于图2的图示。
块孔84a、84b提供燃烧室80与一组旁通通道86之间的流体连通，相对于发动机中心线12，一个旁通通道86径向地安置于燃烧器30的内侧，并且，一个旁通通道86径向地安置于燃烧器30的外侧。旁通通道86提供流体流88，流体流88从压缩机区段26出发，绕开燃烧器30，穿过一组开口90而到达涡轮区段34。另外，旁通通道86将冷却流体流提供给块孔84a、84b，以用于提供沿着燃烧衬套78的表面的冷却。
燃烧器30进一步包括燃料喷嘴92，燃料喷嘴92用于将燃料/空气混合物喷出至燃烧室80中，并且，使燃料/空气混合物点燃。燃料喷嘴92包括燃料线路94，燃料线路94在安装件96处安装至燃烧器30。将燃料/空气混合物从旋流器98喷出至燃烧室80中，当燃料/空气混合物进入燃烧室80时，旋流器98使燃料/空气混合物打旋成旋涡流100。虽然旋涡流100图示为沿图2中的逆时针方向移动，但应当意识到，旋涡流100包括沿向后的方向移动的围绕纵向轴线82的环形或螺旋形流。
偏转器组件76包括安置于旋流器98的前部的偏转器102。间隙104限定于偏转器102与燃料线路94之间，提供压缩机区段26与燃烧器30之间的流体连通。将空气从间隙104穿过安置于旋流器98中的多个入口106而提供至燃料喷嘴92，使得空气与从燃料线路94喷入的燃料混合，以创建燃料/空气混合物。
翻到图3，燃烧器30的三维方面示出使燃烧室80与间隙104分离的圆形后壁110。后壁110相对于发动机中心线12而径向地安置，使燃料喷嘴92分离且支撑燃料喷嘴92。能够意识到，燃烧衬套78的限定具有多个面板，块孔84a、84b安置于层间的接合处。燃烧衬套78能够包括与燃烧室80相邻的内周缘或表面120和与旁通通道86相邻的外周缘或表面122。表面120、122能够具有多个膜孔124，这些膜孔124提供旁通通道86与燃烧室80之间的流体连通，从而沿着燃烧衬套78的内表面设置一层冷却膜。
结合如图2中所示出的旋涡流100而考虑图3，能够理解到，每个单独的旋流器98使进入燃烧室80的燃料/空气混合物打旋。因而，旋涡流100能够接触燃烧衬套78，燃烧衬套78具有取决于相对于一个或更多个附近的旋流器98的位置的燃烧衬套78的位置而变化的大小。能够由旋流器98的旋涡流100创建局部空气流路径，这些局部空气流路径与可能与燃烧器衬套30的其他局部区域不同的燃烧衬套78的局部区域相邻。正因如此，能够使块孔84a、84b可变地分布，以包括与旋涡流100的局部流相对应的块孔84a、84b的分布密度。
图4示出图示三个面板130的区段的燃烧衬套78的示范性的截面。面板130在整体的冷却块部(nugget)132联结。单独的面板130是针对具体的燃烧器设计而常规地配置的薄圆柱形或圆锥形环。冷却块部132是局部地扩大的部位，在该部位，轴向地相邻的面板130联结在一起，以用于将冷却流体流引入至燃烧室80中。能够将这样的流穿过安置于燃烧衬套78中的多个膜孔124而引入。如示范性地图示的，块部132能够穿过作为轴向块孔84a或径向块孔84b的多个块孔84a、84b而提供从外表面122至燃烧器30的内表面的连通。各块部132进一步包括径向地延伸的桥部134，桥部134整体地联结下游面板130。面板130是常规的，并且，轴向地首尾相连地联结，本文中所描述的任意两个邻接的面板130作为前部层或后部层，形成燃烧器30的上游前端至燃烧器30的下游后端。
轴向唇缘136从位于桥部134处的前部面板130的远端向后延伸，并且，在内侧与下一个面板130的近端隔开，以在其间径向地限定狭槽138，在轴向唇缘136的后端具有出口140。
应当理解到，如图所示的块孔仅用于举例说明。块孔84a、84b能够全部径向地安置、轴向地安置或以这两个方式的组合安置或从这些方式偏移地安置。块部132能够具有轴向地和径向地安置的块孔84a、84b的混合，并且，能够基于燃烧衬套78的局部需要或来自旋流器98的局部旋涡流100而局部地实现。正因如此，块孔84a、84b能够将冷却空气流通过穿过燃烧衬套78的多个离散位置而喷出。
应当意识到，块孔84a、84b提供冷却流体C的从燃烧室80的外部至燃烧室80内的燃烧衬套78的内表面120的流动。另外穿过多个膜孔124而提供冷却流体C，使得沿着燃烧衬套78的内表面120安置冷却膜，防止燃烧器30所生成的热流体H的流对燃烧衬套78过度地加热。将经过块孔84a、84b的冷却流体C指引穿过出口140，使得冷却流体C沿着燃烧衬套78的内表面120移动。
图5图示轴向膜孔84a，轴向膜孔84a具有在燃烧衬套78的外表面122上的入口150和内表面120上的出口152。入口150提供穿过限定于入口150与出口152之间的通路154而至出口152的流体连通。通路154能够限定通路中心线156，通路中心线156纵向地穿过通路154而限定。通路中心线由沿从前至后的方向延伸的典型的轴向块孔限定。使图5中的轴向块孔84a成角度，使得角151限定于通路中心线156与燃烧器30的周向方向上的发动机中心线153的投影之间。正因如此，经过成角度的轴向块孔84a的冷却流体能够沿由通路154的角151限定的从与燃烧器30内的发动机中心线153的投影平行的方向偏移的方向穿过出口152而退出。
图6图示与图5的轴向膜孔84a类似的径向地偏移的径向块孔84b。径向块孔84b具有入口158，入口158与分别安置于外表面122和内表面120上的出口160流体连通。通路162限定于入口158与出口160之间，进一步限定穿过通路162的通路中心线164。使径向块孔84b相对于发动机中心线161到衬套78上的投影而沿角159所限定的径向方向和轴向方向这两个方向成角度。正因如此，经过成角度的径向块孔84b的冷却流体能够沿从与由通路162的角159限定的发动机中心线161的投影平行的方向偏移的方向退出出口160。
应当意识到，块孔84a、84b的角151、159可能相对于发动机中心线153、161的投影的纵向方向而沿任何方向。通路154、162能够限定通路中心线156、164，通路中心线156、164包括相对于发动机中心线153、161的投影而偏移的角151、159、相对于发动机中心线12的径向轴线、或两者。角151、159可能是0度与70度之间的任何角度，并且，能够通过径向地偏移和轴向地偏移的组合而限定。局部块孔的角151、159可能与其他块孔不同或甚至与相邻的块孔不同，其中一些块孔具有更大或更小的角151、159，或具有不同的方向或定向。
图7是一个面板130和安置于块部132上的一组块孔84的顶视示意图。块孔84可能是径向的或轴向的或两者的组合。图2的旋涡流100能够进一步限定如图7中所示出的局部擦洗流170。局部擦洗流170包括由来自旋流器98的旋涡流100限定的局部大小，并且，当局部擦洗流170打旋时，推撞燃烧衬套78和局部面板130。如能够意识到的，使块孔84成角度，从而以与局部擦洗流170对准的角提供冷却流体C。正因如此，将冷却流体C沿与局部擦洗流170相同的方向沿着燃烧衬套78的内表面120引入。应当进一步意识到，能够使块孔84成角度，从而基于相对于燃烧衬套78的相邻的区域或部位而较高或较低的局部温度梯度，将增多的冷却流体提供给燃烧衬套78的特定的区域或部位。
翻到图8-10，能够意识到，起源于块孔84的冷却空气流C的路径线路受到局部擦洗流170的影响。首先，查看图8，来自块孔84的流相对于发动机中心线12而沿轴向方向移动。擦洗流170的旋涡流100创建擦洗间隙200，擦洗间隙200具有由推动来自块孔84的冷却流C的擦洗流170限定的宽度202。因而，由主旋涡流100将来自块孔的冷却流C推开。
由轴向地定向的块孔84限定的在图8中图示的流路是不理想的。局部擦洗流170通过将冷却流C从燃烧衬套78的内表面120推开而创建擦洗间隙200。擦洗流170可能创建温度上升的局部区域，这可能导致降低的发动机性能、降低的效率以及构件损伤，从而降低总体在翼时间(time-on-wing)。
翻到图9，块孔84图示为相对于发动机中心线12而沿周向方向具有30度角。能够意识到，随着块孔84的角与局部擦洗流170的角更好地对准，擦洗间隙200的宽度202减小。
在图10中，块孔84图示为相对于发动机中心线12而沿周向方向具有45度角。经过块孔84的冷却流体C与燃烧室80内的旋涡流100对准。如能够意识到的，可在图8和图9中识别的擦洗间隙200是不能区分的，从而创建沿着燃烧衬套78的内表面120均匀地分布的冷却流C。
因而，应当意识到，虽然图10中所示出的示例图示沿着燃烧衬套78的一个局部区域处的擦洗间隙200的显著减小，但能够使块孔84以0度至70度的角局部地适应，以便基于来自相对于旋流器98的某一位置的局部旋涡流100而补偿局部擦洗流170。
翻到图11，随着旋涡流打旋穿过燃烧器30，旋涡流在相对于轴向发动机中心线12的角定向的方面改变。面板130的组合形成多个多重、轴向地布置的块部132a、132b、132c，这些块部包括块孔84，以将冷却流C沿着燃烧衬套78提供给燃烧器30的内部来作为冷却膜。随着旋涡流打旋穿过燃烧器30，局部旋涡流170a、170b、170c具有不同的角定向。正因如此，分开的块部132a、132b、132c中的块孔84的局部定向能够定向成与局部旋涡流170a、170b、170c对准。
例如，如图11中所示出的，第一块部132a包括相对于发动机中心线12而具有45度角的块孔84，以便与第一局部流170a对准。随着旋涡流向后移动，第二局部流170b可转动或打旋，从而具有相对于发动机中心线12的与第一局部流170a不同的角定向。第二块部132b包括相对于发动机中心线12而具有30度角的块孔84，从而与第二局部流170b对准。进一步向后，第三块部132c能够具有带有15度角的块孔84，以便与第三局部流170c对准。
应当理解到，图11中所图示的局部流、块部以及块孔布置是示范性的，并且，提供这些布置，以便帮助读者理解轴向地分开的块部132内的块孔84可能彼此不同，从而在改变相对于移动穿过燃烧器30的旋涡流的角定向时，与局部流170对准。
还应当理解到，安置于一个块部内的多个块孔可能在角定向的方面相对于其他块孔而离散地变化，或可能包括在角定向的方面相对于其他组而变化的组。正因如此，一个块部内的块孔能够补偿围绕燃烧器周向地隔开的不同的局部流。
应当意识到，使块孔沿周向方向成角度的构造能够提供如由块孔提供的沿着燃烧器衬套的均匀的冷却流体流。应当进一步意识到，能够使块孔离散地成角度，使得在来自燃烧器的旋涡流可能相对于旋流器而基于燃烧衬套的局部区域而改变时，能够在局部的基础上使冷却流体均匀地分布。因而，块孔能够限定与局部旋涡流对应的燃烧衬套上的分布密度。此外，能够使块孔分布成使得流过块孔的冷却流体流限定流分布，流分布可能围绕径向燃烧衬套一致，或可能与局部旋涡流离散地相对应，使得分布密度限定流分布。
应当进一步意识到，成角度的块孔能够显著地降低起因于燃烧器内的热流体的旋涡流而导致的局部热点的发生率。改进的空气流和冷却能够降低总体温度梯度，在燃烧衬套暴露于较低的膜温度时，这可能提高膜温度依从性，并且，延长在翼时间。
本书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且，使本领域任何技术人员能够实践本发明，包括制作并使用任何装置或系统和执行任何并入的方法。本发明的专利范围由权利要求限定，并且，能够包括本领域技术人员所想到的其他示例。如果这样的其他示例具有并非与权利要求的字面语言不同的结构元件，或如果这些示例包括与权利要求的字面语言无实质的差异的等效的结构元件，则这些示例旨在属于权利要求的范围内。

Claims (10)

1.一种用于燃气涡轮发动机(10)的燃烧器(30)，包括：
燃烧衬套(78)，其限定燃烧室(80)；
燃料喷嘴(92)，其将旋涡流(100)中的燃料/空气混合物喷出到所述燃烧室(80)中；以及
多个冷却通路(84)，其延伸穿过所述燃烧衬套(78)，且具有与所述旋涡流(100)的局部流线(170)对准的通路中心线(156)；
其中穿过所述冷却通路(84)而进入所述燃烧室(80)的冷却空气与所述旋涡流(100)局部地对准。
2.根据权利要求1所述的燃烧器(30)，其特征在于，所述燃烧衬套(78)包括外周缘(122)，且所述冷却通路(84)围绕所述外周缘(122)周向地隔开。
3.根据权利要求2所述的燃烧器(30)，其特征在于，所述燃烧衬套(78)外切所述燃料喷嘴(92)，且所述冷却通路(84)外切所述燃烧室(80)。
4.根据权利要求1所述的燃烧器(30)，其特征在于，进一步包括安装至圆形后壁(110)的多个燃料喷嘴(92)，其中所述燃料喷嘴(92)周向地布置于圆形壁(110)上，并且所述燃烧器衬套(78)包括从所述圆形壁(110)延伸的外和内面板(130)，以限定所述燃料喷嘴(92)的环形燃烧室(80)。
5.根据权利要求4所述的燃烧器(30)，其特征在于，根据来自所述燃料喷嘴(92)中的每一个的所述旋涡流(100)来使所述冷却通路(84)分布。
6.根据权利要求5所述的燃烧器(30)，其特征在于，所述燃烧衬套(78)上的所述冷却通路(84)的分布密度对应于所述燃料喷嘴(92)中的每一个的所述旋涡流(100)。
7.根据权利要求5所述的燃烧器(30)，其特征在于，所述燃烧器衬套(78)上的所述冷却通路(84)的流分布对应于所述燃料喷嘴(92)中的每一个的所述旋涡流(100)。
8.根据权利要求5所述的燃烧器(30)，其特征在于，所述燃烧衬套(78)上的所述冷却通路(84)的流分布对应于燃烧衬套等温线。
9.根据权利要求1所述的燃烧器(30)，其特征在于，所述燃烧衬套(78)包括在冷却块部(132)处联结在一起的轴向地布置的面板(130)，以形成多重、轴向地隔开的冷却块部(132)，并且所述冷却通路(84)延伸穿过所述冷却块部(132)，以限定块孔(84)。
10.根据权利要求9所述的燃烧器(30)，其特征在于，所述轴向地隔开的冷却块部(132)内的所述块孔(84)定向成与所述冷却块部(132)中的每一个的正下游的局部旋涡流(170)对准。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111520764A (zh) * 2020-03-25 2020-08-11 西北工业大学 一种带有尾部冷却结构的燃烧室

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2018054210A (ja) * 2016-09-28 2018-04-05 株式会社Ihi 燃焼装置用ライナ
US11092076B2 (en) 2017-11-28 2021-08-17 General Electric Company Turbine engine with combustor
US11988145B2 (en) * 2018-01-12 2024-05-21 Rtx Corporation Apparatus and method for mitigating airflow separation around engine combustor
CN111237087B (zh) * 2020-01-19 2024-03-22 西北工业大学 一种航天动力用微孔板主被动复合冷却结构及冷却方法
CN113701193B (zh) * 2021-08-13 2023-02-28 中国航发沈阳发动机研究所 一种燃气轮机火焰筒

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1052730A (zh) * 1989-12-22 1991-07-03 株式会社日立制作所 燃烧设备及此种设备中的燃烧方法
US5279127A (en) * 1990-12-21 1994-01-18 General Electric Company Multi-hole film cooled combustor liner with slotted film starter
US6513331B1 (en) * 2001-08-21 2003-02-04 General Electric Company Preferential multihole combustor liner
US20030027093A1 (en) * 2001-07-31 2003-02-06 Kutter Ella Christine Hybrid film cooled combustor liner
CN1629541A (zh) * 2003-09-10 2005-06-22 通用电气公司 具有厚涂层的燃烧器衬套
CN1784574A (zh) * 2003-05-05 2006-06-07 拉姆金动力系统公司 截流涡流式燃烧器

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3420058A (en) * 1967-01-03 1969-01-07 Gen Electric Combustor liners
US5259182A (en) * 1989-12-22 1993-11-09 Hitachi, Ltd. Combustion apparatus and combustion method therein

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1052730A (zh) * 1989-12-22 1991-07-03 株式会社日立制作所 燃烧设备及此种设备中的燃烧方法
US5279127A (en) * 1990-12-21 1994-01-18 General Electric Company Multi-hole film cooled combustor liner with slotted film starter
US20030027093A1 (en) * 2001-07-31 2003-02-06 Kutter Ella Christine Hybrid film cooled combustor liner
US6513331B1 (en) * 2001-08-21 2003-02-04 General Electric Company Preferential multihole combustor liner
CN1784574A (zh) * 2003-05-05 2006-06-07 拉姆金动力系统公司 截流涡流式燃烧器
CN1629541A (zh) * 2003-09-10 2005-06-22 通用电气公司 具有厚涂层的燃烧器衬套

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111520764A (zh) * 2020-03-25 2020-08-11 西北工业大学 一种带有尾部冷却结构的燃烧室

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