CN108019776A

CN108019776A - 中心体喷射器微型混合器燃料喷嘴组件

Info

Publication number: CN108019776A
Application number: CN201711070710.1A
Authority: CN
Inventors: G.A.博德曼; P.奈克; M.G.吉里哈兰; D.A.林德; J.M.马蒂尼
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2016-11-04
Filing date: 2017-11-03
Publication date: 2018-05-11
Anticipated expiration: 2037-11-03
Also published as: US20180128489A1; CN108019776B; US10295190B2; US20200025385A1; US11067280B2

Abstract

本发明涉及燃料喷射器，包括限定流体腔室的端壁、中心体、从端壁朝向燃料喷射器的下游端包围中心体的外部套管。中心体包括轴向延伸的外壁和内壁。外壁和内壁从端壁朝燃料喷射器下游端延伸。外壁、内壁和端壁限定沿朝燃料喷射器下游端的第一方向以及沿朝燃料喷射器上游端的第二方向延伸的流体导管。流体导管与流体腔室流体连通。外壁限定与流体导管流体连通的至少一个径向定向的流体喷射端口。外部套管和中心体限定径向位于其间的预混合通道且在预混合通道下游端处限定出口。外部套管限定周向布置在外部套管的第一轴向部分处的多个径向定向的第一空气入口端口。外部套管限定周向布置在外部套管的第二轴向部分处的多个径向定向的第二空气入口端口。

Description

中心体喷射器微型混合器燃料喷嘴组件

技术领域

本发明主题大体上涉及燃气涡轮发动机燃烧组件。更具体地说，本发明主题涉及一种用于燃气涡轮发动机燃烧器的预混合燃料喷嘴组件。

背景技术

飞机和工业燃气涡轮发动机包括一种燃烧器，燃料在燃烧器中燃烧以输入能量实现发动机循环。典型的燃烧器结合一个或多个燃料喷嘴，所述一个或多个燃料喷嘴的功能是将液态或气态燃料引入空气流动流中，从而使得所述空气流动流能够雾化并燃烧。一般的燃气涡轮发动机燃烧设计标准包括优化燃料与空气的混合物和燃烧以产生高能燃烧，同时最小化例如一氧化碳、二氧化碳、一氧化二氮和未燃尽的碳氢化合物等的排放，以及最小化部分地由于燃烧期间的压力振荡导致的燃烧音调(combustion tones)。

然而，一般的燃气涡轮发动机燃烧设计标准通常造成必须要解决的冲突和不利结果。举例来说，产生高能量燃烧的已知解决方案是结合轴向定向的叶片或涡旋器并串行结合燃料喷射器以促进燃料-空气混合和雾化。然而，这种串行结合可能会产生巨大燃烧涡旋或更长的火焰，其可能会增加主要燃烧区滞留时间或形成更长的火焰。此类燃烧涡旋可诱发燃烧不稳定性，例如声压动力学或振荡(即，燃烧音调)提高、贫油熄火(lean blow-out，LBO)风险提高或噪音提高或者诱发周向局部热斑(即，可能会损坏下游涡轮区段的周向不对称温度分布)、或者对燃烧区段或整个燃气涡轮发动机诱发结构损坏。

另外，更大的燃烧涡旋或更长的火焰可能会增加燃烧器区段的长度。增加燃烧器的长度大体上会增加燃气涡轮发动机的长度或除去用于燃气涡轮发动机的其它部件的设计空间。燃气涡轮发动机长度的此类增加大体上例如通过以下方式不利于一般的燃气涡轮发动机设计标准：增加飞机燃气涡轮发动机的重量和组装并且由此降低燃气涡轮发动机燃料效率和性能。

因此，需要一种燃料喷嘴组件，其可产生高能燃烧，同时最小化排放、燃烧不稳定性、结构磨损和性能下降，并且同时维持或减少燃烧器大小。

发明内容

本发明的各方面及优势将部分在以下描述中阐述，或可从所述描述中显而易见，或可通过本发明的实施得知。

本发明涉及一种用于燃气涡轮发动机的燃料喷射器，包括：限定流体腔室的端壁、中心体、以及从燃料喷射器的端壁朝向下游端包围中心体的外部套管。中心体包括轴向延伸的外壁和内壁。外壁和内壁从燃料喷射器的端壁朝向下游端延伸。外壁、内壁和端壁一起限定沿朝向燃料喷射器的下游端的第一方向以及沿朝向燃料喷射器的上游端的第二方向延伸的流体导管。流体导管与流体腔室处于流体连通。外壁限定与流体导管处于流体连通的至少一个径向定向的流体喷射端口。外部套管和中心体限定径向位于其间的预混合通道并且在预混合通道的下游端处限定出口。外部套管限定周向布置在外部套管的第一轴向部分处的多个径向定向的第一空气入口端口。外部套管限定周向布置在外部套管的第二轴向部分处的多个径向定向的第二空气入口端口。

本发明的另一方面涉及一种用于燃气涡轮发动机的燃料喷嘴，包括：限定流体腔室的端壁、轴向并径向相邻布置的多个燃料喷射器、以及后向壁。每个燃料喷射器的外部套管的下游端连接到后向壁。

本发明的另一方面涉及一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器组件。燃烧器组件包括内衬(inner liner)、外衬(outer liner)、舱壁(bulkhead)以及至少部分地延伸穿过舱壁的至少一个燃料喷嘴。舱壁在内衬的上游端和外衬的上游端之间径向延伸。内衬相对于发动机中心线与外衬径向隔开并且在其间限定环形燃烧腔室。内衬和外衬从舱壁向下游延伸。

技术方案1.一种用于燃气涡轮发动机的燃料喷射器，所述燃料喷射器包括：

端壁，其限定流体腔室；

中心体，其包括轴向延伸的外壁和内壁，其中所述外壁和内壁从所述端壁朝向所述燃料喷射器的下游端延伸，并且其中所述外壁、所述内壁和所述端壁一起限定沿朝向所述燃料喷射器的所述下游端的第一方向以及沿朝向所述燃料喷射器的上游端的第二方向延伸的流体导管，所述流体导管与所述流体腔室处于流体连通，并且其中所述外壁限定与所述流体导管处于流体连通的至少一个径向定向的流体喷射端口；

外部套管，其从所述端壁朝向所述燃料喷射器的所述下游端包围所述中心体，其中所述外部套管和所述中心体限定径向位于其间的预混合通道并且在所述预混合通道的所述下游端处限定出口，并且其中所述外部套管限定周向布置在所述外部套管的第一轴向部分处的多个径向定向的第一空气入口端口，并且其中所述外部套管限定周向布置在所述外部套管的第二轴向部分处的多个径向定向的第二空气入口端口。

技术方案2.根据技术方案1所述的燃料喷射器，其中，所述燃料喷射器进一步包括：

设置在所述中心体的所述下游端处的护罩，其中所述护罩从所述中心体的所述外壁的所述下游端轴向延伸，并且其中所述护罩围绕所述外壁的所述下游端呈环形。

技术方案3.根据技术方案2所述的燃料喷射器，其中，所述护罩进一步包括从所述外壁径向向内延伸的护罩壁，所述护罩壁向上游突出到所述中心体中。

技术方案4.根据技术方案1所述的燃料喷射器，其中，在所述预混合通道内限定从所述流体喷射端口到所述预混合通道的所述出口的混合长度，并且中心体表面和外部套管表面限定环形液力直径。

技术方案5.根据技术方案4所述的燃料喷射器，其中，所述混合长度与所述环形液力直径的比率是约3.5或更小。

技术方案6.根据技术方案4所述的燃料喷射器，其中，所述环形液力直径是约7.65毫米或更小。

技术方案7.根据技术方案4所述的燃料喷射器，其中，所述中心体表面从所述纵向中心线朝向所述外部套管表面径向延伸以在所述预混合通道的所述出口处限定比所述出口上游更小的环形液力直径。

技术方案8.根据技术方案4所述的燃料喷射器，其中，沿所述混合长度的所述外部套管表面的至少一部分从所述纵向中心线径向向外延伸。

技术方案9.根据技术方案4所述的燃料喷射器，其中，所述中心体表面和所述外部套管表面限定平行关系，使得所述环形液力直径贯穿所述预混合通道的所述混合长度保持恒定。

技术方案10.根据技术方案1所述的燃料喷射器，其中，所述中心体进一步限定所述径向定向的流体喷射端口的第一出口端口和第二出口端口，所述第一出口端口相对所述第二出口端口径向向内，并且所述第一出口端口邻近所述流体导管，而所述第二出口端口邻近所述预混合通道。

技术方案11.根据技术方案10所述的燃料喷射器，其中，每个第一出口端口相对于每个相应第二出口端口径向偏心。

技术方案12.根据技术方案10所述的燃料喷射器，其中，每个第一出口端口相对于每个相应第二出口端口轴向偏心。

技术方案13.根据技术方案10所述的燃料喷射器，其中，每个第一出口端口沿对应轴向位置与每个相应第二出口端口径向同心。

技术方案14.根据技术方案1所述的燃料喷射器，其中，所述第一空气入口端口沿所述周向方向与所述流体喷射端口对准，并且所述第二空气入口端口在所述周向方向相对于竖直参考线从所述第一空气入口端口偏移。

技术方案15.一种用于燃气涡轮发动机的燃料喷嘴，所述燃料喷嘴包括：

端壁，其限定流体腔室；

轴向和径向相邻布置的多个燃料喷射器，其中每个燃料喷射器包括：

包括轴向延伸的外壁和内壁的中心体，其中所述外壁和内壁从所述端壁朝向所述燃料喷射器的下游端延伸，并且其中所述外壁、所述内壁和所述端壁一起限定沿朝向所述燃料喷射器的所述下游端的第一方向以及沿朝向所述燃料喷射器的上游端的第二方向延伸的流体导管，所述流体导管与所述流体腔室处于流体连通，并且其中所述中心体限定与所述流体导管处于流体连通的至少一个径向定向的流体喷射端口；

外部套管，其从所述端壁朝向所述燃料喷射器的所述下游端包围所述中心体，其中所述外部套管和所述中心体限定径向位于其间的预混合通道并且在所述预混合通道的所述下游端处限定出口，并且其中所述外部套管限定周向布置在所述外部套管的第一轴向部分处的多个径向定向的第一空气入口端口，并且其中所述外部套管限定周向布置在所述外部套管的第二轴向部分处的多个径向定向的第二空气入口端口；以及

后向壁，其中每个燃料喷射器的所述外部套管的所述下游端连接到所述后向壁。

技术方案16.根据技术方案15所述的燃料喷嘴，其中，所述燃料喷嘴限定从发动机中心线径向延伸每约25.5毫米一个燃料喷射器的比率。

技术方案17.根据技术方案15所述的燃料喷嘴，其中，所述燃料喷嘴限定多个独立流体区，并且其中所述独立流体区使流体独立地与所述端壁的每个流体腔室相互连贯。

技术方案18.根据技术方案15所述的方法，其中，进一步包括：

燃料喷嘴空气通道壁，其轴向延伸穿过所述燃料喷嘴并且径向设置在多个燃料喷射器之间，其中所述燃料喷嘴空气通道壁限定燃料喷嘴空气通道以将空气分布到多个燃料喷射器。

技术方案19.一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器组件，所述燃烧器组件包括：

内衬；

外衬；

舱壁，其在所述内衬的上游端和所述外衬的上游端之间径向延伸，其中所述内衬相对于发动机中心线与所述外衬径向隔开并且在其间限定环形燃烧腔室，并且其中所述内衬和所述外衬从所述舱壁向下游延伸；以及

至少一个燃料喷嘴，其至少部分地延伸穿过所述舱壁，其中所述燃料喷嘴包括限定流体腔室的端壁、轴向和径向相邻布置的多个燃料喷射器以及后向壁，其中每个燃料喷射器的所述外部套管的所述下游端连接到所述后向壁，并且其中每个燃料喷射器包括中心体以及从所述端壁朝向所述燃料喷射器的所述下游端包围所述中心体的外部套管，其中所述中心体包括轴向延伸的外壁和内壁，其中所述外壁和内壁从所述端壁朝向所述燃料喷射器的下游端延伸，并且其中所述外壁、所述内壁和所述端壁一起限定沿朝向所述燃料喷射器的所述下游端的第一方向以及沿朝向所述燃料喷射器的上游端的第二方向延伸的流体导管，所述流体导管与所述流体腔室处于流体连通，并且其中所述中心体限定与所述流体导管处于流体连通的至少一个径向定向的流体喷射端口，并且其中所述外部套管和所述中心体限定径向位于其间的预混合通道并且在所述预混合通道的所述下游端处限定出口，并且其中所述外部套管限定周向布置在所述外部套管的第一轴向部分处的多个径向定向的第一空气入口端口，并且其中所述外部套管限定周向布置在所述外部套管的第二轴向部分处的多个径向定向的第二空气入口端口。

技术方案20.一种燃气涡轮发动机，其包括根据技术方案19所述的燃烧器组件。

参考下面的描述和所附的权利要求，本发明的这些和其它特征、方面和优点将变得更好理解。被包括到说明书中并组成其一部分的附图展示了本发明的实施例，并且与所述描述一起用来说明本发明的原理。

附图说明

图1是结合燃料喷射器和燃料喷嘴组件的示范性实施例的示范性燃气涡轮发动机的示意性截面图；

图2是图1所示出的示范性发动机的燃烧器组件的示范性实施例的轴向截面视图；

图3是用于图2所示出的燃烧器组件的燃料喷射器的示范性实施例的轴向截面侧视图；

图4是图3所示出的燃料喷射器的示范性实施例在平面4-4处的截面视图；

图5是图3所示出的燃料喷射器的示范性实施例在平面5-5处的截面视图；

图6是包括图2所示出的多个示范性燃料喷射器的示范性燃料喷嘴的透视图；并且

图7是图6所示出的示范性燃料喷嘴的端壁的剖视透视图。

在本说明书和附图中参考标号的重复使用意欲表示本发明的相同或相似特征或元件。

具体实施方式

现在将对本发明的实施例进行详细参考，在图式中说明本发明的实施例的一或多个实例。每个实例是为了解释本发明而提供，而非限制本发明。实际上，所属领域的技术人员将清楚，在不脱离本发明的范围或精神的情况下可在本发明中进行各种修改和变化。举例来说，说明或描述为一个实施例的一部分的特征可与另一实施例一起使用以产生再一实施例。因此，希望本发明涵盖此类修改和变化，所述修改和变化处于所附权利要求书及其等效物的范围内。

如本文所使用，术语“第一”、“第二”和“第三”可互换使用以区分一个部件与另一部件，而并非意欲表示个别部件的位置或重要性。

术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流的相对方向。举例来说，“上游”是指流体从其流出的方向，而“下游”是指流体流到的方向。

大体上提供一种中心体喷射器微型(mini)混合器燃料喷射器和喷嘴组件，其可产生高能燃烧，同时最小化排放、燃烧音调、结构磨损和性能下降，同时维持或减少燃烧器大小。在一个实施例中，径向定向的第一空气入口端口、径向定向的流体喷射端口和径向定向的第二空气入口端口的串行组合可提供处于更高主要燃烧区温度处的紧凑型、无涡旋或低涡旋预混合火焰，从而产生带有更短火焰长度、同时维持或减小排放输出的更高能燃烧。另外，无涡旋或低涡旋预混合火焰可减轻可能由于更大火焰的衰竭(breakdown)或不稳定性导致的燃烧器不稳定性(例如，燃烧音调、LBO、热斑)。

在特定实施例中，包括微型混合器燃料喷嘴组件的多个中心体喷射器微型混合器燃料喷射器可跨燃烧器组件的周向轮廓以及径向轮廓提供更加精细的燃烧动力学可控性。对燃烧器组件的周向和径向轮廓的燃烧动力学可控性可减小或去除热斑(即，跨燃烧器组件的圆周提供更加均匀的热分布)，从而可能会提高燃烧器和涡轮区段结构寿命。

现在参考附图，图1是如可结合本发明的各种实施例的示范性高旁路涡轮风扇喷气发动机10(本文中被称为“发动机10”)的示意性局部截面侧视图。尽管以下进一步参考涡轮风扇发动机进行描述，但本发明还可应用到一般来说包括涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴燃气涡轮发动机的涡轮机械，包括船舶和工业涡轮发动机和辅助电力单元。如图1所示出，发动机10具有出于参考目的在其中延伸穿过的纵向或轴向中心线轴线12。一般来说，发动机10可包括风扇组件14和设置在风扇组件14下游的核心发动机16。

核心发动机16可大体上包括限定环形入口20的基本上管状的外部壳体18。外部壳体18以串流关系包封或至少部分地形成：压缩机区段，其具有增压器或低压(lowpressure，LP)压缩机22和高压(high pressure，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；以及喷气排气喷嘴区段32。高压(HP)转子轴34将HP涡轮28传动地连接到HP压缩机24。低压(LP)转子轴36将LP涡轮30传动地连接到LP压缩机22。LP转子轴36还可连接到风扇组件14的风扇轴38。在特定实施例中，如图1所示出，LP转子轴36可借助于例如呈间接传动或齿轮传动构造的减速齿轮40连接到风扇轴38。在其它实施例中，发动机10可进一步包括可随中压轴一起旋转的中压(intermediate pressure，IP)压缩机和涡轮。

如图1所示出，风扇组件14包括多个风扇叶片42，所述多个风扇叶片42连接到风扇轴38并且从风扇轴38径向向外延伸。环形风扇壳体或舱体44周向地包围风扇组件14和/或核心发动机16的至少一部分。在一个实施例中，舱体44可由多个周向隔开的出口导叶或支柱46相对于核心发动机16支撑。此外，舱体44的至少一部分可在核心发动机16的外部部分上方延伸，以便在其间限定旁路空气流通道48。

图2是如图1所示出的核心发动机16的示范性燃烧区段26的截面侧视图。如图2所示出，燃烧区段26可大体上包括环形类型的燃烧器50，所述燃烧器50具有环形内衬52、环形外衬54以及分别在内衬52和外衬54的上游端58与上游端60之间径向延伸的舱壁56。在燃烧区段26的其它实施例中，燃烧组件50可以是罐装或罐装环形类型。如图2所示出，内衬52相对于发动机中心线12(图1)与外衬54径向隔开并且在其间限定大体上环形的燃烧腔室62。在特定实施例中，内衬52和/或外衬54可至少部分地或全部地由金属合金或陶瓷基复合(ceramic matrix composite，CMC)材料形成。

如图2所示出，内衬52和外衬54可包覆在外部壳体64内。外部流动通道66可围绕内衬52和/或外衬54限定。内衬52和外衬54可从舱壁56朝向涡轮喷嘴或入口68延伸到HP涡轮28(图1)，因此至少部分地在燃烧器组件50与HP涡轮28之间限定热气路径。燃料喷嘴200可至少部分地延伸穿过舱壁56并且提供燃料-空气混合物72到燃烧腔室62。

在发动机10的操作期间，如图1和2所共同示出，如箭头74所示意性指示的一定体积的空气穿过舱体44和/或风扇组件14的相关联入口76进入发动机10。当空气74穿过风扇叶片42时，如由箭头78所示意性指示的空气的一部分被导向或导引进旁路空气流通道48中，而如由箭头80所示意性指示的空气的另一部分被导向或导引进LP压缩机22中。空气80在朝向燃烧区段26流动穿过LP压缩机22和HP压缩机24时被逐渐压缩。如图2所示出，如由箭头82所示意性指示的现在的压缩空气流过压缩机出口导叶(compressor exit guidevane，CEGV)67并且穿过预扩散器65进入燃烧区段26的扩散器空腔或头端部分84。

预扩散器65和CEGV 67调节压缩空气82向燃料喷嘴200的流动。压缩空气82对扩散器空腔84进行加压。压缩空气82进入燃料喷嘴200并且进入燃料喷嘴200内的多个燃料喷射器100以与燃料71混合。燃料喷射器100在极少涡旋或无涡旋的情况下将燃料喷射器阵列内的燃料71与空气82预混合成离开燃料喷嘴200的所得燃料-空气混合物72。在预混合燃料喷射器100内的燃料71与空气82之后，燃料-空气混合物72在紧凑型管状火焰阵列从每个燃料喷射器100稳定时从多个燃料喷射器100中的每一个燃烧。

通常，LP压缩机22和HP压缩机24比燃烧所需的提供更多的压缩空气到扩散器空腔84。因此，如由箭头82(a)所示意性指示的压缩空气82的第二部分可用于除燃烧之外的各种目的。举例来说，如图2所示出，压缩空气82(a)可导引到外部流动通道66中以向内衬52和外衬54提供冷却。另外或在替代方案中，压缩空气82(a)的至少一部分可导引出扩散器空腔84。举例来说，压缩空气82(a)的一部分可导引穿过各种流动通道以提供冷却空气到HP涡轮28或LP涡轮30中的至少一个。

共同参考图1和2，燃烧腔室62中产生的燃烧气体86从燃烧器组件50流入HP涡轮28中，因此使HP转子轴34旋转，由此支持HP压缩机24的操作。如图1所示出，燃烧气体86接着被导引穿过LP涡轮30，因此使LP转子轴36旋转，由此支持LP压缩机22的操作和/或风扇轴38的旋转。燃烧气体86接着穿过核心发动机16的喷气排气喷嘴区段32而排出以提供推进力。

现在参考图3，提供一种用于燃气涡轮发动机10的中心体喷射器微型混合器燃料喷射器100(本文中被称为“燃料喷射器100”)的示范性实施例的轴向截面侧视图。燃料喷射器100包括中心体110、外部套管120和端壁130。端壁130限定流体腔室132。中心体110包括轴向延伸的外壁112和轴向延伸的内壁114。外壁112和内壁114从燃料喷射器100的端壁130朝向下游端98延伸。外壁112、内壁114和端壁130一起限定与流体腔室132处于流体连通的流体导管142。流体导管142沿朝向燃料喷射器100的下游端98的第一方向141以及沿朝向燃料喷射器100的上游端99的第二方向143延伸。沿第二方向143延伸的流体导管142可在流体导管142的沿第一方向141延伸的中心体110内径向向外。

中心体110的外壁112限定与流体导管142处于流体连通的至少一个径向定向的流体喷射端口148。燃料喷射器100可使气态或液态燃料、空气或惰性气体流动穿过流体导管142并且穿过流体喷射端口148进入预混合通道102。气态或液态燃料可包括(但不限于)燃料油、喷气燃料、丙烷、乙烷、氢气、焦炉气体、天然气、合成气体或其组合。

外部套管120从燃料喷射器100的端壁130朝向下游端98包围中心体110。外部套管120和中心体110一起限定位于其间的预混合通道102以及出口104。中心体110可进一步限定相对外壁112径向向外并且沿预混合通道102的中心体表面111。外部套管120可进一步限定与外部套管120径向向内并且沿预混合通道102的外部套管表面119。出口104位于燃料喷射器100的预混合通道102的下游端98处。外部套管120限定沿周向方向C布置在外部套管120的第一轴向部分121处的多个径向定向的第一空气入口端口122(如图4到5所示出)。外部套管120进一步限定沿周向方向C布置在外部套管120的第二轴向部分123处的多个径向定向的第二空气入口端口124(如图4到5所示出)。

仍然参考图3所示出的示范性实施例，径向定向的流体喷射端口148相对第二空气入口端口124径向向内设置。径向定向的第一空气入口端口122、径向定向的流体喷射端口148以及相对流体喷射端口148径向向外的径向定向的第二空气入口端口124的串行组合可提供处于更高主要燃烧区温度处(即，更高能量输出)的紧凑型、无涡旋或低涡旋预混合火焰(即，更短长度的火焰)，同时满足或超出当前排放标准。

径向定向的流体喷射端口148可进一步限定第一出口端口107和第二出口端口109，其中第一出口端口107相对第二出口端口109径向向内。第一出口端口107邻近流体导管142，而第二出口端口109邻近预混合通道102。在图3所示出的实施例中，每个第一出口端口107沿对应轴向位置相对每个相应第二出口端口109径向向内或与它们径向同心。在另一实施例中，每个第一出口端口可相对于每个相应第二出口端口轴向偏心。举例来说，流体喷射端口148可在沿中心体110的第一轴向位置处限定第一出口端口107并且在沿中心体110的第二轴向位置处限定第二出口端口109。流体喷射端口148因此可相对于纵向中心线90限定锐角。更具体地说，流体喷射端口148可相对于燃料喷射器100的纵向中心线90限定倾斜角(即，既不与纵向中心线90共线或平行，也不与纵向中心线90垂直)。

仍然参考图3，燃料喷射器100的示范性实施例可进一步包括设置在中心体110的下游端98处的护罩116。护罩116可从中心体110的外壁112的下游端98朝向燃烧腔室62轴向延伸。护罩116的下游端98可与外部套管120的下游端98大致轴向对准。如图3所示出，护罩116围绕外壁112的下游端98呈环形。护罩116可进一步限定从外壁112径向向内延伸的护罩壁117。护罩壁117向上游突出到中心体110中。护罩壁117可限定向上游突出到中心体110中的半径。护罩壁117的上游端99可与流体导管142处于热连通。护罩116可提供火焰稳定以实现无涡旋或低涡旋火焰从燃料喷射器100发射。

在燃料喷射器100的其它实施例中，护罩116和中心体110可限定多边形截面。多边形截面可进一步包括沿中心体表面111或护罩116的圆化边缘或其它平滑化表面。

中心体110可进一步促进预混合通道102内的燃料-空气混合物72，同时提供护罩116作为独立陡峭区域以锚定火焰。燃料喷射器100可在预混合通道102内限定从径向定向的流体喷射端口148到出口104的混合长度101。燃料喷射器100可进一步在预混合通道102内限定从中心体表面111到外部套管表面119的环形液力(hydraulic)直径103。在燃料喷射器100的一个实施例中，预混合通道102限定混合长度101与环形液力直径103的比率为约3.5或更小。再者，在一个实施例中，环形液力直径103可在约7.65毫米或更小的范围内。

在图3所示出的实施例中，燃料喷射器100的中心体表面111从纵向中心线90朝向外部套管表面119径向延伸以在预混合通道102的出口104处限定比出口104上游更小的环形液力直径103。在另一实施例中，外部套管表面119沿混合长度101的至少一部分可从纵向中心线90径向向外延伸。在另外其它实施例中，中心体表面111和外部套管表面119可限定平行关系，使得环形液力直径103贯穿预混合通道102的混合长度101保持恒定。此外，在另外其它实施例中，中心体表面111和外部套管表面199可限定平行关系，同时从纵向中心线90径向延伸。

现在参考图4，示出图3的燃料喷射器100的示范性实施例在平面4-4处的截面视图。燃料喷射器100限定周向方向C和竖直参考线91。在所示出的实施例中，每个第一空气入口端口122对进入预混合通道102的第一空气流106诱发极少涡旋或不诱发涡旋。第一空气入口端口122可沿周向方向C大致均匀地布置。在图4所示出的实施例中，第一空气入口端口122大致定位在上止点(top dead center，TDC)处，即，相对于竖直参考线91为零度并与竖直参考线91均匀隔开。在其它实施例中，第一空气入口端口122可与TDC均匀且偏移定位。举例来说，第一空气入口端口122可沿周向方向C与竖直参考线91均匀隔开15度、30度或45度等。在另外其它实施例中，第一空气入口端口122可沿周向方向C不均匀地隔开。举例来说，第一空气入口端口122可沿周向方向C不对称布置。

现在参考图5，示出图3的燃料喷射器100的示范性实施例在平面5-5处的截面视图。在所示出的实施例中，每个第二空气入口端口124对进入预混合通道102的第二空气流108诱发极少的涡旋或不诱发涡旋。第二空气入口端口124可沿周向方向C大致均匀地布置。在图5所示出的实施例中，第二空气入口端口124与TDC偏移并且与TDC均匀地隔开。在图5所示出的实施例中，第二空气入口端口124与竖直参考线91大致偏移30度并且与竖直参考线91均匀地隔开。在其它实施例中，第二空气入口端口124大致定位在TDC处并且与TDC均匀地隔开。在另外其它实施例中，第二空气入口端口124可沿周向方向C不均匀地隔开。举例来说，第一空气入口端口122可沿周向方向C不对称布置。

仍然参考图5所示出的示范性实施例，径向定向的流体喷射端口148沿周向方向C大致均匀地布置。在图5所示出的实施例中，流体喷射端口148定位在TDC处并且与TDC均匀地隔开。在其它实施例中，流体喷射端口148可与竖直参考线91不均匀地隔开或与竖直参考线91偏移定位。

现在参考图4和5所示出的示范性实施例，图4所示出的第一空气入口端口122沿周向方向C与图5所示出的流体喷射端口148对准。图5所示出的第二空气入口端口124沿周向方向C相对于竖直参考线91与流体喷射端口148偏移并且沿周向方向C在第一空气入口端口122之间均匀地径向隔开。在图4和5所示出的燃料喷射器100的其它实施例中，第一空气入口端口122和第二空气入口端口124可沿周向方向C对准布置。在其它实施例中，流体喷射端口148可沿周向方向C与第一空气入口端口122或第二空气入口端口124中的一个或两个对准布置。在另外其它实施例中，第一空气入口端口122和第二空气入口端口124中的一个或全部可沿周向方向C与流体喷射端口148不均匀地隔开或相对于彼此不对准。

径向定向的空气入口端口122、径向定向的流体喷射端口148和径向定向的第二空气入口端口124的串行组合可提供处于更高主要燃烧区温度处的紧凑型、无涡旋或低涡旋预混合火焰，从而产生带有更短火焰长度、同时维持或减小排放输出的更高能燃烧。另外，无涡旋或低涡旋预混合火焰可减轻可能由更大火焰的衰竭或不稳定性导致的燃烧器不稳定性、贫油熄火(LBO)或热斑。

在另一实施例中，第一空气入口端口122或第二空气入口端口124可对第一空气流106或第二空气流108诱发顺时针或逆时针涡旋。第一空气入口端口122或第二空气入口端口124可相对于竖直参考线91以一定角度引进第一空气流106或第二空气流108。在一个实施例中，角可以是相对于竖直参考线91约35至65度。在另一实施例中，第一空气入口端口122和第二空气入口端口124可诱发共涡旋布置，使得第一空气流106和第二空气流108两者都沿类似周向方向进入预混合通道102。在另一实施例中，第一空气入口端口122和第二空气入口端口124可诱发逆涡旋布置，使得第一空气流106和第二空气流108以相反周向方向进入预混合通道102。举例来说，第一空气入口端口122可限定相对于竖直参考线91约35至65度的角，而第二空气入口端口124可限定约-35至-65度的角。在另一实施例中，第一空气入口端口122可诱发顺时针涡旋，而第二空气入口端口124可诱发逆时针涡旋。在其它实施例中，第一空气入口端口122可诱发逆时针涡旋，而第二空气入口端口124可诱发顺时针涡旋。

仍然参考图5所示出的燃料喷射器100，每个第一出口端口107沿周向方向C相对于相应第二出口端口109对准。更具体地说，每个第一出口端口107沿对应周向位置与每个相应第二出口端口109径向向内或径向同心。举例来说，对于位于TDC处的流体喷射端口148，第一出口端口107和第二出口端口109各自径向同心并且定位在TDC处(即，相对于竖直参考线91为零度)。在另一实施例中，第一出口端口107可相对于相应第二出口端口109径向偏心。举例来说，流体喷射端口148可相对于竖直参考线91以零度限定第一出口端口107，并且相应第二出口端口109可相对于竖直参考线91位于另一角位置处(即，相对于竖直参考线91比零度更大或更小)。

现在参考图6，示出燃料喷嘴200的示范性实施例的透视图。燃料喷嘴200包括端壁130、多个燃料喷射器100和后向壁210。多个燃料喷射器100可以与如关于图3到5所描述的基本上相同的方式进行构造。然而，燃料喷嘴200的端壁130限定至少一个流体腔室132和至少一个流体增压室134，其中的每一个与多个燃料喷射器100处于流体连通。后向壁210连接到多个燃料喷射器100中的每一个的外部套管120的下游端98。燃料喷嘴200限定从发动机中心线12径向延伸每约25.5毫米至少一个燃料喷射器100的比率。燃料喷嘴200进一步包括从端壁130延伸并且设置在多个燃料喷射器100的外部套管120的外表面231之间的至少一个导向流体套筒230。导向流体套筒230在燃料喷嘴200的后向壁210处限定导向流体喷射端口234。

现在参考图7，示出图6的燃料喷嘴200的示范性实施例的端壁130的剖视透视图。燃料喷嘴200可限定多个独立流体区220以使流体94独立且可变地与燃烧器组件50内的每个燃料喷嘴200或多个燃料喷嘴200的每个流体腔室132相互连贯(articulate)。独立且可变的可控性包括设定和产生穿过与另一流体腔室132分离的每个流体腔室132的流体压力、温度、流动速率和流体类型。流体94可包括气态或液态燃料、空气或惰性气体或其组合。

在图7所示出的实施例中，每个独立流体区220可针对穿过每个燃料喷射器100的流体限定单独的流体、流体压力、流动速率和温度。在另一实施例中，独立流体区220可在每个独立流体区220内限定不同的燃料喷射器100结构。举例来说，第一独立流体区220中的燃料喷射器100可限定与第一空气入口端口122和第二空气入口端口124或预混合通道102内的第二独立流体区220不同的半径或直径。在另一实施例中，第一独立流体区220可在燃料喷射器100内限定特征，包括流体腔室132或流体增压室134，所述特征可适合作为引燃燃料喷射器或者作为适合于高空点火(即，在从海平面高达约16200米的高度下)的喷射器。

独立流体区220可通过以下方式进一步实现更加精细的燃烧器调节：允许对穿过每个独立流体区220内的各多个燃料喷射器100的流体压力、流动和温度进行独立控制。更加精细的燃烧器调节可通过以下方式进一步减轻不合需要的燃烧器声响(即，由于燃料-空气燃烧期间不稳定或振荡压力动力学导致的热-声噪声)：调节穿过每个独立流体区220内的每多个燃料喷射器100的流体的压力、流动或温度。类似地，更加精细的燃烧器调节可防止贫油熄火(LBO)，促进高空点火，并且减小热斑(即，可促使涡轮区段变坏的跨燃烧器的圆周的不对称温度差异)。虽然更加精细的燃烧器调节是由多个燃料喷射器100的量值实现，其进一步通过跨每个燃料喷嘴200的径向距离提供独立流体区220来实现。

仍然参考图7，燃料喷嘴200的端壁130可进一步限定延伸穿过燃料喷嘴200并且径向设置在多个燃料喷射器100之间的至少一个燃料喷嘴空气通道壁136。燃料喷嘴空气通道壁136限定燃料喷嘴空气通道137以将空气分布到多个燃料喷射器100。燃料喷嘴空气通道137可将空气分布到第一空气入口端口122和第二空气入口端口124中的每一个的至少一部分。

图1到7所示出和本文所描述的燃料喷射器100和燃料喷嘴200可被构造为机械接合的各种部件的组件或者构造为单个一体式部件并且由所属领域的技术人员通常已知的任何数目的工艺制造而成。这些制造工艺包括(但不限于)被称为“增材制造”或“3D打印”的那些。另外，可利用任何数目的铸造、机械加工、焊合、钎焊或熔结工艺，或者机械紧固件或其任何组合来构造燃料喷射器100、燃料喷嘴200或燃烧器组件50。此外，燃料喷射器100和燃料喷嘴200可由用于涡轮发动机燃烧器区段的任何合适的材料(包括(但不限于)镍基合金和钴基合金)构造而成。再者，流动路径表面，例如(但不限于)流体腔室132、流体导管142、流体喷射端口148、第一空气入口端口122或第二空气入口端口124、预混合通道102的中心体表面111或外部套管表面119可包括表面处理或其它制造方法以减小拖拽或以其它方式促进流体流动，例如(但不限于)滚流表面处理、滚光加工、来复加工(rifling)、抛光或涂布。

布置在沿燃料喷嘴200从发动机中心线12径向延伸的每约25.5毫米至少一个的比率内的多个中心体喷射器微型混合器燃料喷射器100可在燃烧腔室62处产生具有更高能量输出、同时维持或减少排放的多个充分混合的紧凑型无涡旋或低涡旋火焰。燃料喷嘴200中的产生更加紧凑的火焰并且减轻强涡旋稳定的多个燃料喷射器100可进一步减轻由火焰的涡旋衰竭或不稳定处理涡旋导致的燃烧器音调。另外，多个独立流体区可进一步减轻燃烧器音调、LBO和热斑，同时促进更高能量输出、更低排放、高空点火和更加精细的燃烧可控性。

本书面描述使用实例来公开包括最佳模式的本发明，且还使得所属领域的技术人员能够实施本发明，包括制造及使用任何装置或系统以及进行任何所并入的方法。本发明的可获专利的范围由权利要求书所界定，并且可包括所属领域的技术人员想到的其它实例。如果这种其它实例包括与所附权利要求的字面语言没有不同的结构元件，或者如果它们包括与所附权利要求的字面语言无实质差别的等同结构元件，那么这种其它实例意图在所附权利要求的范围内。

Claims

1.一种用于燃气涡轮发动机的燃料喷射器，所述燃料喷射器包括：

端壁，其限定流体腔室；

2.根据权利要求1所述的燃料喷射器，其特征在于，所述燃料喷射器进一步包括：

3.根据权利要求2所述的燃料喷射器，其特征在于，所述护罩进一步包括从所述外壁径向向内延伸的护罩壁，所述护罩壁向上游突出到所述中心体中。

4.根据权利要求1所述的燃料喷射器，其特征在于，在所述预混合通道内限定从所述流体喷射端口到所述预混合通道的所述出口的混合长度，并且中心体表面和外部套管表面限定环形液力直径。

5.根据权利要求4所述的燃料喷射器，其特征在于，所述混合长度与所述环形液力直径的比率是约3.5或更小。

6.根据权利要求4所述的燃料喷射器，其特征在于，所述环形液力直径是约7.65毫米或更小。

7.根据权利要求4所述的燃料喷射器，其特征在于，所述中心体表面从所述纵向中心线朝向所述外部套管表面径向延伸以在所述预混合通道的所述出口处限定比所述出口上游更小的环形液力直径。

8.根据权利要求4所述的燃料喷射器，其特征在于，沿所述混合长度的所述外部套管表面的至少一部分从所述纵向中心线径向向外延伸。

9.根据权利要求4所述的燃料喷射器，其特征在于，所述中心体表面和所述外部套管表面限定平行关系，使得所述环形液力直径贯穿所述预混合通道的所述混合长度保持恒定。

10.根据权利要求1所述的燃料喷射器，其特征在于，所述中心体进一步限定所述径向定向的流体喷射端口的第一出口端口和第二出口端口，所述第一出口端口相对所述第二出口端口径向向内，并且所述第一出口端口邻近所述流体导管，而所述第二出口端口邻近所述预混合通道。