CN110220213B - 用于燃气涡轮发动机的燃料喷射器组件 - Google Patents

用于燃气涡轮发动机的燃料喷射器组件 Download PDF

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Abstract

本发明涉及用于燃气涡轮发动机的燃料喷射器组件。具体而言，本公开涉及一种燃料喷射器，其包括中心体，该中心体限定大致沿径向穿过中心体限定的空气入口开口；包绕中心体的外套筒，以及联接至中心体和外套筒的端壁。外套筒限定沿径向定向的第一空气入口端口，该第一空气入口端口限定在中心体处的空气入口开口的径向外侧。混合通路限定在外套筒与中心体之间。第一燃料喷射端口限定成大致沿轴向穿过端壁到混合通路。第一燃料喷射端口在外套筒处的第一空气入口端口与中心体处的空气入口开口之间在混合通路处限定第一燃料喷射开口。

Description

用于燃气涡轮发动机的燃料喷射器组件
技术领域
本主题大体上涉及燃气涡轮发动机燃烧组件。更具体而言，本主题涉及用于燃气涡轮发动机燃烧器的预混燃料喷嘴组件。
背景技术
飞行器和工业燃气涡轮发动机包括燃烧器，其中燃料燃烧以将能量输入到发动机循环。典型的燃烧器包括一个或多个燃料喷嘴，其功能是将液态或气态燃料引入空气流中，使得其可雾化和燃烧。通用燃气涡轮发动机燃烧设计标准包括优化燃料和空气的混合和燃烧以产生高能量燃烧，同时最小化诸如一氧化碳、二氧化碳、氮氧化物和未燃烃的排放，以及最小化部分地由燃烧期间压力振荡引起的燃烧音。
然而，通用燃气涡轮发动机燃烧设计标准通常产生必须解决的矛盾和不利结果。例如，产生较高能量燃烧的已知解决方案是将轴向定向的导叶或涡流器与燃料喷射器串联组合来结合以改进燃料-空气混合和雾化。然而，这种串联组合可能产生大燃烧涡流或较长的火焰，这可能增加主燃烧区停留时间或产生较长的火焰。这种燃烧涡流可能引起燃烧不稳定性，如增大的声压动力或振荡（即燃烧音）、增大的贫燃熄火（LBO）风险或增大的噪声，或引起周向局部化的热点（即，可能损坏下游涡轮区段的周向不对称的温度曲线），或引起燃烧区段或整个燃气涡轮发动机的结构损坏。
另外，较大的燃烧涡流或较长的火焰可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消除用于燃气涡轮发动机的其它构件的设计空间。燃气涡轮发动机长度的这种增加大体上不利于通用燃气涡轮发动机设计标准，如通过增加飞行器燃气涡轮发动机的重量和包装，且从而降低燃气涡轮发动机燃料效率和性能。
因此，需要一种燃料喷射器组件，其可在最小化排放、燃烧不稳定性、结构磨损和性能退化的同时产生高能量燃烧，同时保持或减小燃烧器尺寸。
发明内容
本发明的方面和优点将在以下描述中部分地阐明，或可从描述中清楚，或可通过实践本发明学习到。
本公开涉及一种燃料喷射器，其包括中心体，该中心体限定大致沿径向穿过中心体限定的空气入口开口；包绕中心体的外套筒，以及联接至中心体和外套筒的端壁。外套筒限定沿径向定向的第一空气入口端口，该第一空气入口端口限定在中心体处的空气入口开口的径向外侧。混合通路限定在外套筒与中心体之间。第一燃料喷射端口限定成大致沿轴向穿过端壁到混合通路。第一燃料喷射端口在外套筒处的第一空气入口端口与中心体处的空气入口开口之间在混合通路处限定第一燃料喷射开口。
在各种实施例中，中心体限定大致中空的冷却腔，并且其中允许氧化剂流流过其中。在一个实施例中，中心体限定在中心体内沿径向延伸的第一内径向壁。第一内径向壁限定穿过其中的冲击开口，以允许氧化剂流穿过第一内径向壁。在还有各种实施例中，中心体限定在中心体内沿径向延伸的第二内径向壁。第二内径向壁限定穿过其中的冷却开口。在一个实施例中，第二内径向壁限定为沿轴向方向朝燃料喷射器的上游端突出。
在各种实施例中，端壁限定第一前面。第一前面从下游端到上游端限定锐角。在一个实施例中，第一前面进一步至少部分地通过穿过中心体的空气入口开口限定。在另一个实施例中，第一前面和空气入口开口一起限定相对于燃料喷射器中心线在近似15度到近似85度之间的锐角。
在还有各种实施例中，外套筒还在第一空气入口端口上游限定第二空气入口端口。在一个实施例中，第二空气入口端口沿周向设置在多个第一燃料喷射端口之间，该多个第一燃料喷射端口限定为穿过端壁的相邻周向布置。
在一个实施例中，外套筒联接至后壁，后壁限定与燃料喷射器中心线大致同心的凹槽。
在各种实施例中，第二燃料喷射端口限定为在第一燃料喷射端口径向内侧穿过端壁。第二燃料喷射端口限定为大致沿轴向穿过端壁至混合通路。在一个实施例中，第二燃料喷射端口沿径向限定在第一燃料喷射端口和空气入口开口之间。在另一个实施例中，第二燃料喷射端口限定在第一燃料喷射端口的径向内侧。
在还有各种实施例中，端壁还限定第二前面，该第二前面至少部分地通过穿过外套筒的第一空气入口端口限定。在一个实施例中，第二前面和第一空气入口端口一起限定相对于燃料喷射器中心线在近似95度到近似165度之间的锐角。
在一个实施例中，可变圆角在第一空气入口端口、第二空气入口端口或空气入口开口中的一个或多个内从前端到后端限定。
在另一个实施例中，第一空气入口端口穿过外套筒限定为与第一燃料喷射开口大致沿周向对准。
在各种实施例中，端壁还限定包绕各个第一燃料喷射端口的大致锥状部分。在一个实施例中，端壁的锥状部分还包绕穿过端壁限定的第二燃料喷射端口。
在一个实施例中，外套筒还限定了设置在第一燃料喷射端口径向外侧的空气腔。
本发明的这些及其它特征、方面和优点将参照以下描述和所附权利要求变得更好理解。并入且构成本说明书的一部分的附图示出了本发明的实施例，且连同描述一起用于阐释本发明的原理。
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：
中心体，所述中心体限定大致沿径向穿过所述中心体限定的空气入口开口；
包绕所述中心体的外套筒，其中所述外套筒限定沿径向定向的第一空气入口端口，所述第一空气入口端口限定在所述中心体处的所述空气入口开口的径向外侧，并且进一步其中混合通路限定在所述外套筒与所述中心体之间；以及
联接至所述中心体和所述外套筒的端壁，其中第一燃料喷射端口限定成大致沿轴向穿过所述端壁到所述混合通路，其中所述第一燃料喷射端口在所述外套筒处的所述第一空气入口端口与所述中心体处的所述空气入口开口之间在所述混合通路处限定第一燃料喷射开口。
技术方案2. 根据技术方案1所述的燃料喷射器，其中，所述中心体限定大致中空的冷却腔，并且其中允许氧化剂流流过其中。
技术方案3. 根据技术方案2所述的燃料喷射器，其中，所述中心体限定在所述中心体内沿径向延伸的第一内径向壁，并且其中所述第一内径向壁限定穿过其中的冲击开口以允许所述氧化剂流穿过所述第一内径向壁。
技术方案4. 根据技术方案2所述的燃料喷射器，其中，所述中心体限定在所述中心体内沿径向延伸的第二内径向壁，并且其中所述第二内径向壁限定穿过其中的冷却开口。
技术方案5. 根据技术方案4所述的燃料喷射器，其中，所述第二内径向壁限定为沿轴向方向朝所述燃料喷射器的上游端突出。
技术方案6. 根据技术方案1所述的燃料喷射器，其中，所述端壁限定第一前面，并且其中所述第一前面从下游端到上游端限定锐角。
技术方案7. 根据技术方案6所述的燃料喷射器，其中，所述第一前面还至少部分地通过穿过所述中心体的所述空气入口开口限定。
技术方案8. 根据技术方案7所述的燃料喷射器，其中，所述第一前面和所述空气入口开口一起限定相对于燃料喷射器中心线在近似15度到近似85度之间的锐角。
技术方案9. 根据技术方案1所述的燃料喷射器，其中，所述外套筒还在所述第一空气入口端口的上游限定第二空气入口端口。
技术方案10. 根据技术方案1所述的燃料喷射器，其中，所述外套筒联接至后壁，所述后壁限定与燃料喷射器中心线大致同心的凹槽。
技术方案11. 根据技术方案1所述的燃料喷射器，其中，第二燃料喷射端口穿过所述端壁限定在所述第一燃料喷射端口的径向内侧，并且其中所述第二燃料喷射端口限定成大致沿轴向穿过所述端壁到所述混合通路。
技术方案12. 根据技术方案11所述的燃料喷射器，其中，所述第二燃料喷射端口沿径向限定在所述第一燃料喷射端口与所述空气入口开口之间。
技术方案13. 根据技术方案11所述的燃料喷射器，其中，所述第二燃料喷射端口限定在所述第一燃料喷射端口的径向内侧。
技术方案14. 根据技术方案1所述的燃料喷射器，其中，所述端壁还限定第二前面，所述第二前面至少部分地通过穿过所述外套筒的所述第一空气入口端口限定。
技术方案15. 根据技术方案14所述的燃料喷射器，其中，所述第二前面和所述第一空气入口端口一起限定相对于燃料喷射器中心线在近似95度到近似165度之间的锐角。
技术方案16. 根据技术方案1所述的燃料喷射器，其中，可变圆角在所述第一空气入口端口、所述第二空气入口端口或所述空气入口开口中的一个或多个内从前端到后端限定。
技术方案17. 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穿过所述外套筒限定为与所述第一燃料喷射开口大致沿周向对准。
技术方案18. 根据技术方案1所述的燃料喷射器，其中，所述端壁还限定包绕各个第一燃料喷射端口的大致锥状部分。
技术方案19. 根据技术方案18所述的燃料喷射器，其中，所述端壁的锥状部分还包绕穿过所述端壁限定的第二燃料喷射端口。
技术方案20. 根据技术方案1所述的燃料喷射器，其中，所述外套筒还限定设置在所述第一燃料喷射端口的径向外侧的空气腔。
附图说明
包括针对本领域的普通技术人员的其最佳模式的本发明的完整且充分的公开内容在参照附图的说明书中阐明，在附图中：
图1是包括燃料喷射器和燃料喷嘴组件的示例性实施例的示例性燃气涡轮发动机的示意性截面视图；
图2是图1中所示的示例性发动机的燃烧器组件的示例性实施例的轴向截面视图；
图3是用于图2中所示的燃烧器组件的燃料喷射器的示例性实施例的透视图；
图4是图3中所示的燃料喷射器的示例性实施例的截面视图；
图5是图3中所示的燃料喷射器的示例性实施例沿截面5-5的另一截面透视图；
图6是图2中所示的燃料喷射器的示例性实施例的透视剖面视图；
图7是包括图2中所示的多个示例性燃料喷射器的示例性燃料喷嘴的透视图；以及
图8是图7中所示的示例性燃料喷嘴的端壁的剖面透视图。
本说明书和附图中的参考标号的重复使用旨在表示本发明的相同或相似的特征或元件。
具体实施方式
现在将详细参照本发明的实施例，其一个或多个示例在附图中示出。各个示例通过阐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各种改型和变型，而不会脱离本发明的范围或精神。例如，示为或描述为一个实施例的一部分的特征可结合另一个实施例使用以产生又一个实施例。因此，期望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。
如本文使用的用语“第一”、“第二”和“第三”可互换使用，以将一个构件与另一个区分开，且不旨在表示独立构件的位置或重要性。
用语“上游”和“下游”是指相对于流体通路中的流体流的相对方向。例如，“上游”是指流体流自的方向，且“下游”是指流体流至的方向。
如本文所用，空气和氧化剂可互换地用于包括适合于与液态或气态燃料混合和燃烧的空气或任何其它氧化剂。
大体上提供了用于燃气涡轮发动机的相对的喷射空气冲击雾化燃料喷射器组件的实施例，其可产生高能量燃烧，同时最小化排放、燃烧音、结构磨损和性能退化，同时保持或减小燃烧器尺寸。在一个实施例中，沿径向设置在第一空气入口端口和空气入口开口之间的第一燃料喷射端口产生与液态和/或气态燃料混合的空气流的高湍流。另外，在第一空气入口端口和空气入口开口之间沿径向设置第一燃料喷射端口有助于将燃料保持在燃料-氧化剂混合通路的中心，从而防止外套筒和中心体的周围壁的润湿。
限定用于燃气涡轮发动机的燃料喷嘴组件的多个燃料喷射器可在较高的主燃烧区温度下提供紧凑的非涡流或低涡流的预混火焰，以产生具有较短火焰长度的较高能量燃烧，同时保持或减少排放输出。另外，非涡流或低涡流预混火焰可减轻可能由较大火焰中的击穿或不稳定引起的燃烧器不稳定性（例如燃烧音、LBO、热点）。
在特定实施例中，包括在燃料喷嘴组件中的多个燃料喷射器可跨过燃烧器组件的周向轮廓以及径向轮廓提供更精细的燃烧动力可控性。燃烧器组件的周向和径向轮廓上的燃烧动力可控性可减少或消除热点（即，跨过燃烧器组件的圆周提供更均匀的热分布），这可延长燃烧器和涡轮区段的结构寿命。
现在参考附图，图1是示例性高旁通涡扇喷气发动机10的示意性局部截面侧视图，在本文中称为“发动机10”，其可结合本公开的各种实施例。尽管下文参照涡扇发动机进行了进一步描述，但本公开还大体上适用于涡轮机，包括涡轮喷气、涡轮螺旋桨和涡轮轴燃气涡轮发动机，包括船舶和工业涡轮发动机及辅助功率单元。如图1所示，发动机10具有延伸穿过其中的纵向或轴向中心轴线12以用于参考目的。大体上，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大体上可包括限定环形入口20的大致管状的外壳18。外壳18包围或至少部分地形成成串流关系的具有增压或低压（LP）压缩机22、高压（HP）压缩机24的压缩机区段，燃烧区段26，包括高压（HP）涡轮28、低压（LP）涡轮30的涡轮区段，以及喷气排气喷嘴区段32。高压（HP）转子轴34将HP涡轮28传动地连接至HP压缩机24。低压（LP）转子轴36将LP涡轮30传动地连接至LP压缩机22。LP转子轴36还可连接至风扇组件14的风扇轴38。在特定实施例中，如图1中所示，LP转子轴36可经由减速齿轮40（如，以间接传动或齿轮传动构造）连接至风扇轴38。在其它实施例中，发动机10还可包括可与中压轴一起旋转的中压（IP）压缩机和涡轮。
如图1中所示，风扇组件14包括多个风扇叶片42，其联接至风扇轴38且从风扇轴38沿径向向外延伸。环形风扇壳或机舱44沿周向包绕风扇组件14和/或核心发动机16的至少一部分。在一个实施例中，机舱44可相对于核心发动机16由多个沿周向间隔开的出口导向导叶或支柱46支承。此外，机舱44的至少一部分可在核心涡轮发动机16的外部上方延伸，以便限定其间的旁通空气流通路48。
图2为如图1中所示的核心发动机16的示例性燃烧区段26的截面侧视图。如图2中所示，燃烧区段26大体上可包括环形类型燃烧器50，其具有环形内衬套52、环形外衬套54以及相应地在内衬套52和外衬套54的上游端58、60之间沿径向延伸的隔板56。在燃烧区段26的其它实施例中，燃烧组件50可为罐或罐-环形类型。如图2中所示，内衬套52相对于发动机中心线12（图1）与外衬套54沿径向间隔开，并在其间限定大体上环形的燃烧室62。在特定实施例中，内衬套52和/或外衬套54可至少部分或全部由金属合金或陶瓷基质复合（CMC）材料形成。
如图2中所示，内衬套52和外衬套54可包围在外壳64内。外流动通路66可围绕内衬套52和/或外衬套54限定。内衬套52和外衬套54可从隔板56朝涡轮喷嘴或入口68延伸至HP涡轮28（图1），因此至少部分地限定燃烧器组件50与HP涡轮28之间的热气体路径。燃料喷嘴200可至少部分地延伸穿过隔板56并且提供燃料-空气混合物143至燃烧室62。
在发动机10的操作期间，如图1和2共同所示，如由箭头74示意性指示的一定体积的空气穿过机舱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传递跨过风扇叶片42时，如由箭头78示意性指示的空气的一部分引导或传送入旁通空气流通路48，同时如箭头80示意性指示的空气的另一部分引导或传送入LP压缩机22。空气80在其朝燃烧区段26流过LP压缩机22和HP压缩机24时逐步受压缩。如图2中所示，由箭头82示意性地指示的现在的压缩空气流过压缩机出口导向导叶（CEGV）67并穿过预扩散器65进入燃烧区段26的扩散器腔或头端部分84。
预扩散器65和CEGV 67调节到燃料喷嘴200的压缩空气流82。压缩空气82对扩散器腔84加压。压缩空气82进入燃料喷嘴200并进入燃料喷嘴200内的多个燃料喷射器100中以与燃料71混合。燃料喷射器100在燃料喷射器阵列内预混燃料71和空气82，对于离开燃料喷嘴200的所得燃料-空气混合物143有很少或没有涡流。在燃料喷射器100内预混燃料71和空气82之后，燃料-空气混合物143从多个燃料喷射器100中的每一个燃烧，作为从各个燃料喷射器100稳定的紧凑的管状火焰阵列。
通常，LP压缩机22和HP压缩机24提供比燃烧所需的更多的压缩空气至扩散器腔84。因此，如由箭头82（a）示意性所示的压缩空气82的第二部分可用于除燃烧之外的各种目的。例如，如图2所示，压缩空气82（a）可传送到外部流动通路66中，以向内衬套52和外衬套54提供冷却。另外或作为备选，压缩空气82（a）的至少一部分可从扩散器腔84引出。例如，压缩空气82（a）的一部分可引导穿过各种流动通路，以提供冷却空气至HP涡轮28或LP涡轮30中的至少一个。
返回共同参看图1和2，在燃烧室62中生成的燃烧气体86从燃烧器组件50流入HP涡轮28，因此引起HP转子轴34旋转，从而支持HP压缩机24的操作。如图1中所示，燃烧气体86然后传送穿过LP涡轮30，因此引起LP转子轴36旋转，从而支持LP压缩机22的操作和/或风扇轴38的旋转。燃烧气体86然后排出穿过核心发动机16的喷气排气喷嘴区段32来提供推进推力。
现在参看图3，大体上提供了图1-2的发动机10的燃料喷嘴200的示例性燃料喷射器100的透视图。还参看图4，大体上提供了图3中所示的燃料喷嘴200的轴向剖面视图。参看图3-4，燃料喷射器100包括中心体110，中心体110限定了大致沿径向穿过中心体110限定的空气入口开口115。中心体110大致是中空的，以便限定在中心体110内沿轴向方向A延伸的冷却腔113。
燃料喷射器100还包括包绕中心体110的外套筒120。外套筒120围绕中心体110沿周向延伸并沿轴向方向A延伸。在各种实施例中，外套筒120和中心体110相对于彼此大致同心并且还相对于燃料喷射器中心线90（为了参考目的而沿轴向方向A延伸穿过其间）同心。外套筒120和中心体110一起限定在外套筒120和中心体110之间沿轴向方向A延伸的燃料-氧化剂混合通路105。燃料喷射器100的外套筒120还限定第一空气入口端口121，该第一空气入口端口121沿从燃料喷射器中心线90延伸的径向方向R从中心体110处的空气入口开口115向外限定。
燃料喷射器100还包括联接至中心体110和外套筒120的端壁130。第一燃料喷射端口131大致沿轴向方向A限定为穿过端壁130到达混合通路105。第一燃料喷射端口131在外套筒120处的第一空气入口端口121与中心体110处的空气入口开口115之间在混合通路105处限定第一燃料喷射开口133。
端壁130限定第一前面135，第一前面135相对于燃料喷射器中心线90从上游端99到下游端98以锐角延伸。第一前面135至少部分地通过穿过中心体110的空气入口开口115限定。因此，在各种实施例中，空气入口开口115至少部分地限定为穿过中心体110和/或端壁130。在一个实施例中，第一前面135和空气入口开口115一起限定锐角，该锐角在参考角91处示意性地示出，相对于燃料喷射器中心线90在近似15度到近似85度之间（包括）。在另一个实施例中，第一前面135和空气入口开口115一起限定近似45度、或达到近似大40度或近似小30度的锐角91。因此，第一前面135和/或空气入口开口115大致沿相对于燃料喷射器中心线90的角91设置压缩空气流，如大体上由箭头107所示。
端壁130还限定第二前表面137，第二前表面137相对于燃料喷射器中心线90从第一前表面135朝向上游端99以角延伸。第二前面137至少部分地通过穿过外套筒120限定的空气入口端口121限定。因此，在各种实施例中，空气入口端口121至少部分地限定为穿过外套筒120和/或端壁130。在一个实施例中，第二前面137和空气入口端口121一起限定了相对于燃料喷射器中心线90在近似95度到近似165度（包括）之间的角，其在参考角92处示意性地示出。在另一个实施例中，第二前面137和/或空气入口端口121一起限定近似135度、或达到近似大30度或近似小40度的角92。因此，第二前面137和/或空气入口端口121大致沿相对于燃料喷射器中心线90的角92设置压缩空气流，如大体上由箭头108所示。
在还有各种实施例中，第一前面135的参考角91和第二前面137的参考角92之间的差异在近似10度到近似150度之间（包括）。在一个实施例中，第一前面135的参考角91与第二前面137的参考角92的差异在近似60度到近似120度之间。因此，端壁130的前表面135、137大体上可限定圆形、椭圆形、跑道形、锥状或截头锥状结构，以便减轻进入混合通路105的空气流107、108的低速区域的形成，从而减轻燃料喷射器100内的火焰保持和自燃。此外或替代地，由参考角91、92的差异产生的结构可产生较高水平的空气107、108的湍流，以便大致减轻燃料-空气混合物143沉积到中心体110和外套筒120上，以便大体上将燃料-空气混合物143保持在混合通路105的中心内。因此，端壁130的前面135、137的角91、92可促进期望的燃料-空气混合，以便减少氮氧化物的形成并减轻燃料焦化。
端壁130还在燃料喷射器100的上游端99处限定上游开口103，通过该上游开口103，允许了压缩空气流82的至少一部分进入燃料喷射器100。在发动机10的操作期间，如关于图1-2所描述，进入燃料喷射器100的压缩空气流82的至少一部分经由空气入口开口115进入混合通路105，如由箭头107示意性所示。由箭头108示意性示出的压缩空气流82的另一部分经由通过外套筒120限定的空气入口端口121进入混合通路105。第一液态或气态燃料流从第一燃料喷射端口131经由第一燃料喷射开口133流入混合通路105，如由箭头141示意性示出。径向相对的空气入口开口115和空气入口端口121从大致轴向的燃料流141的径向外侧和内侧提供空气107、108，以在混合通路105处产生高湍流、高度混合的燃料-空气混合物。
高湍流、高度混合的燃料-空气混合物（由箭头143示意性地示出）沿混合通路105进一步混合并通过限定在外套筒120和中心体110之间的下游开口104流出。然后燃料-空气混合物143在燃烧室62中点燃以产生高能量、低排放的燃烧气体86（图1-2）。径向相对的空气入口端口121和空气入口开口115可进一步产生空气冲击雾化器效果，其能够使燃料141、142保持在混合通路105内的大体中间径向跨度，以便防止或减轻燃料“润湿”或沉积在外套筒120的内表面119或中心体110的外表面112上。因此，减轻燃料141、142在混合通路105内的内表面119和外表面120上的沉积可减轻燃料喷射器100内的燃料焦化。
在各种实施例中，燃料喷射器100还限定穿过端壁130的第二燃料喷射端口132，其与混合通路105流体连通。第二燃料喷射端口132限定为大致沿轴向穿过端壁130，如关于第一燃料喷射端口131所述。第二燃料喷射端口132相对于第一燃料喷射端口131沿径向方向R限定在内侧。在还有各种实施例中，第二燃料喷射端口132沿径向限定在第一燃料喷射端口131与中心体110处的空气入口开口115之间。第二燃料喷射端口132在混合通路105处在第二燃料喷射端口132的下游端处限定第二燃料喷射开口134。第二燃料喷射开口134大致限定在空气入口开口115和第一空气入口端口121之间。类似地如关于第一燃料喷射端口131所述，第二燃料喷射端口132在径向流入的空气107、108之间提供穿过第二燃料喷射开口134到达混合通路105的燃料流142，以产生高湍流、高度混合的燃料-空气混合物143。在各种实施例中，第二燃料喷射端口132结合从第一燃料喷射端口131提供的第一燃料流141提供第二燃料流142。第二燃料喷射端口132的各种实施例可相对于第一燃料喷射端口131沿周向对准或偏移。燃料喷射器100的还有各种实施例可不同地限定第二燃料喷射端口132和第一燃料喷射端口131之间的径向距离。
大致沿轴向将燃料141、142喷射到混合通路105中可改进跨过多个燃料喷射压力比的燃料-空气混合。例如，流出燃料141、142与混合通路105内的压力之间的压力比大体上基于发动机10的操作状态（例如，启动/点燃、怠速或低功率状态、部分负载或中功率状态、满载或起飞或高功率状态等）改变。此外，空气入口开口115和空气入口端口121相对于燃料喷射端口131、132的构造大体上将相对低或无涡流的燃料-空气混合物143提供到混合通路105中。另外，燃料喷射端口131、132的大致轴向定向进一步便于检查和清洁，如从燃料喷射器100的下游端98观察时通过观察燃料喷射端口131、132中的一个或多个是否堵塞、阻塞或以其它方式受阻。
现在参看图5，沿截面5-5提供了关于图3-4大体示出和描述的燃料喷射器100的示例性截面视图。如图5中大体上所提供，在各种实施例中，燃料喷射器100限定穿过外套筒120的多个第一空气入口端口121，其大致沿径向方向R与第一燃料喷射开口133对准。在一个实施例中，燃料喷射器100还限定穿过外套筒120的第一空气入口端口121，其大致与第一燃料喷射开口133和第二燃料喷射开口134径向对准。在另一个实施例中，燃料喷射器100还限定穿过外套筒120的第一空气入口端口121，穿过中心体110的空气入口开口115，以及大致彼此径向对准的第一燃料喷射开口133或第二燃料喷射开口134中的一个或多个。因此，燃料流141、142中的一个或多个可在穿过第一空气入口端口121和空气入口开口115进入混合通路105的空气流107、108之间沿径向流入混合通路105（图3-4）。
仍参看图5，结合图3-4，端壁130还限定包绕各个燃料喷射开口133、134的大致锥状部分128。在各种实施例中，端壁130的锥状部分128至少部分地由第一前面135形成。在还有各种实施例中，锥状部分128还至少部分地由第二前面137形成。锥状部分128大体上可限定大致沿轴向方向A延伸的至少部分锥状体积。锥状部分128可进一步限定为大致截头锥状，以便限定大致平坦或渐缩的下游端，如可设置一个或多个燃料喷射开口133、134之处。端壁130的锥状部分128大体上可减轻进入混合通路105的空气流107、108的低速区域形成，从而减轻燃料喷射器100内的火焰保持和自燃。
返回参看图4，在各种实施例中，中心体110还限定在中心体110内沿径向延伸的第一内径向壁114。第一内径向壁114限定冲击开口116，冲击开口116至少部分地沿轴向方向A延伸穿过第一内径向壁114。第一内径向壁114还限定第二冷却腔213。
第二冷却腔213还限定在第一内径向壁114和第二内径向壁117之间，第二内径向壁117沿径向方向R在中心体110的外表面112的内侧延伸。在各种实施例中，第二内径向壁117沿轴向方向A限定在第一内径向壁114的下游。第二内径向壁117限定为邻近燃烧室62。在一个实施例中，第二内径向壁117限定为沿轴向方向A朝燃料喷射器100的上游端99突出。因此，中心体110的径向内侧部分（如中心体110的外表面112的内侧），沿轴向方向A限定为远离燃烧室62凹入。在又一些实施例中，第二内径向壁117限定冷却开口118，冷却开口118至少部分地沿轴向方向A延伸穿过第二内径向壁117。冷却开口118限定为邻近第二冷却腔213和燃烧室62。
在发动机10的操作期间，压缩空气流82的一部分进入中心体110内的冷却腔113，如由箭头83示意性示出。冲击开口116允许压缩空气流穿过第一内径向壁114，如由箭头85示意性示出。穿过第一内径向壁114到第二冷却腔213中的压缩空气流85然后经由冷却开口118流过第二内径向壁117进入燃烧室62，如箭头87示意性所示。一起限定第二冷却腔213的限定穿过其中的冲击开口116的第一内径向壁114和第二内径向壁117使得能够在第二内径向壁117的上游端处（即，在第二冷却腔213处）具有相对较高的传热系数，以便促进在靠近燃烧室62的相对较热的下游端处冷却中心体110。
在各种实施例中，冲击开口116限定为沿径向方向R向外穿过第一内径向壁114，在冷却腔113内靠近中心体110的内表面219。例如，第一内径向壁114可在中心体110内从燃料喷射器中心线90沿径向和周向延伸到中心体110的内表面219。在一个实施例中，冲击开口116可限定在从内表面219朝燃料喷射器中心线90的跨度的大约50％内（即，在从内表面219到燃料喷射器中心线90沿第一内径向壁114的距离的近似50％内）。在另一个实施例中，冲击开口116可限定在从内表面219到燃料喷射器中心线90的跨度的大约30％内。在又一个实施例中，冲击开口116可限定在从内表面219到燃料喷射器中心线90的跨度的大约10％内。因此，冲击开口116可促进沿中心体110的径向外表面的热传递，如沿内表面219和外表面119，其大体上可能暴露于来自燃烧室62的较高温度。
在还有各种实施例中，穿过第二内径向壁117的冷却开口118限定为与燃料喷射器中心线90大致同心，以便与第二内径向壁117的凹入的突起一起促进冷却。此外，穿过其中的冷却开口118促进较高的热传递，以便改进中心体110的上游端（如第二内径向壁117）的冷却。因此，冷却开口118可使发动机10能够在较高的温度下操作，包括使用液态燃料、气态燃料或其组合。
仍然参看图3-4，在各种实施例中，燃料喷射器100还可限定第一空气入口端口121上游的穿过外套筒120或端壁130的第二空气入口端口122。在一个实施例中，第二空气入口端口122沿周向设置在多个第一燃料喷射端口131之间，该多个第一燃料喷射端口131穿过端壁130以相邻的周向布置限定。在还有各种实施例中，外套筒120还限定设置在第一燃料喷射端口131的径向外侧的空气腔139。在发动机10操作期间，压缩空气流82的一部分经由第二空气入口端口122提供到空气腔139，如由箭头106示意性示出。经由第二空气入口端口122进入空气腔139的空气流106大体上包绕第一燃料喷射端口131，以便为流过其中的燃料提供足够的冷却。例如，提供给空气腔139的空气流106可提供绝缘，以便减轻第一燃料喷射端口131中的燃料焦化。因此，空气腔139可进一步改进燃料喷射器100的耐久性。
现在参看图6，大体上提供燃料喷射器100的另一示例性实施例的透视剖面视图。在各种实施例中，燃料喷射器100可进一步限定在第一空气入口端口121（例如，关于图6所示）、第二空气入口端口122、空气入口开口115或其组合中的一个或多个内从前端152延伸到后端153的可变圆角151。在一个实施例中，可变圆角151限定在与混合通路105相邻的空气入口端口121、122或空气入口开口115处。在另一个实施例中，可变圆角151在第一前面135处并且穿过外套筒120限定在空气入口端口121、122处。
在各种实施例中，可变圆角151在后端153处限定的半径近似是前端152处的九倍。在其它实施例中，可变圆角151在后端153处限定的半径近似是前端152处的七倍。在还有其它实施例中，可变圆角151在后端153处限定的半径近似是前端152处的五倍。在又一些各种实施例中，可变圆角151在后端153处限定的半径大于前端152处的一倍并且小于或等于前端152处的九倍。
可变圆角151可通过减轻到外套筒120的流动附接来减少混合通路105内的燃料-空气混合物143的再循环。更确切地说，可变圆角151可增加空气流106、107、108进入混合通路105的速度。速度增加的空气流与燃料流141、142混合，以减轻与外套筒120的流动附接。此外或备选地，可变圆角151可进一步减少燃料“润湿”或沉积到中心体110的外表面112和/或外套筒120的内表面119上。例如，进入混合通路105的空气流107、108限定了燃料流141、142径向外侧和内侧的层，以减轻表面112、119上的燃料沉积或润湿。更进一步或备选地，可变圆角151可增加进入混合通路105的空气流的速度，以便减轻燃料喷射器100内的火焰保持或自燃。
现在参看图7，示出了燃料喷嘴200的示例性实施例的透视图。进一步参看图8，大体上提供图7的燃料喷嘴200的剖面视图。参看图6-7，燃料喷嘴200包括端壁130、多个燃料喷射器100和后壁210。多个燃料喷射器100可以以与关于图3-5所述的大致相同的方式构造。然而，后壁210连接到多个燃料喷射器100中的各个的外套筒120的下游端98。此外，燃料喷嘴200的端壁130限定至少一个燃料仓室234，各个燃料仓室234与多个燃料喷射器100流体连通。燃料仓室234限定通路，一个或多个燃料流141、142穿过该通路提供至各个燃料喷射器100的燃料喷射端口131、132。
结合图4参照图7，联接至外套筒120的后壁210还限定与各个燃料喷射器100的燃料喷射器中心线90大致同心的凹槽211。在一个实施例中，凹槽211限定成沿轴向方向A成大致半圆形到后壁210中。在各种实施例中，凹槽211沿轴向方向A限定为远离燃烧室62凹入，如关于第二径向内壁117示出和描述。限定在后壁210中的凹槽211可进一步改进来自流出的燃料-空气混合物143的火焰稳定性。
现在参看图8，示出了图7的燃料喷嘴200的示例性实施例的端壁130的剖面透视图。图8示出了端壁130和多个燃料仓室234的剖面视图。燃料喷嘴200可限定多个独立的流体区220，以独立且可变地将流体结合到用于燃烧器组件50内的各个燃料喷嘴200或多个燃料喷嘴200的各个燃料仓室234中。独立和可变的可控性包括设定和产生穿过各个燃料仓室234（与另一个燃料仓室234分开）的流体压力、温度、流速和流体类型。
在图8中所示的实施例中，各个独立的流体区220可限定穿过各个燃料喷射器100的单独的流体、流体压力和流速，以及用于流体的温度。另外，在另一个实施例中，独立流体区220可在各个独立流体区220内限定不同的燃料喷射器100结构。例如，第一独立流体区220中的燃料喷射器100可在第一空气入口端口121和第二空气入口端口122、空气入口开口115、燃料喷射端口131、132或混合通路105内限定与第二独立流体区220不同的半径或直径。作为另一个非限制性示例，第一独立流体区220可限定燃料喷射器100内的特征，包括燃料仓室234，其可适合作为引燃燃料喷射器，或作为适合于高度点火的喷射器（即，在高达大约16200米的海拔高度处）。作为又一个示例，第二独立流体区220可限定可适合作为主燃料喷射器的燃料喷射器100内的特征（例如，中功率或部分负载状态、高功率或满载状态等）。
通过在各个独立流体区220内提供穿过多个燃料喷射器100中的各个的流体压力、流量和温度的独立控制，独立流体区220还可允许更精细的燃烧器调谐。通过在各个独立流体区220内调整穿过多个燃料喷射器100中的各个的流体压力、流量或温度，更精细的燃烧器调谐可进一步减轻不期望的燃烧器音（即，由于燃料-空气燃烧期间的不稳定或振荡的压力动态引起的热声噪声）。类似地，更精细的燃烧器调谐可防止LBO，促进高度点火，并且减少热点（即，可能会加速涡轮区段退化的跨过燃烧器圆周的不对称温度差异）。虽然通过多个燃料喷射器100的数量实现了更精细的燃烧器调谐，但其可通过跨过单个燃料喷嘴200的径向距离提供独立的流体区220（或例如跨过燃烧器组件50的径向距离提供独立的流体区220）来进一步实现。此外，独立流体区220可径向地不同，或在其它实施例中，周向地不同，或径向地和周向地不同的组合。相比之下，燃烧器调谐通常限于在周向位置或区段处调整燃料喷嘴处的燃料，而不是提供径向和/或周向调整。
在各种实施例中，燃料喷嘴200可限定燃料喷射器100的贫燃烧和相对较富的燃烧布置的一个或多个组合。例如，燃料喷嘴200可限定包绕相对较富燃烧的燃料喷射器的多个贫燃烧的燃料喷射器。在一个实施例中，燃料喷嘴200可为各个相对较富的燃烧的燃料喷射器限定两个贫燃烧的燃料喷射器。在另一个实施例中，燃料喷嘴200可为各个相对较富燃烧的燃料喷射器限定三个或更多个贫燃烧的燃料喷射器。在又一个实施例中，燃料喷嘴200可为各个相对较富燃烧的燃料喷射器限定六个或更多个贫燃烧的燃料喷射器。在又一个实施例中，燃料喷嘴200可为各个相对较富燃烧的燃料喷射器限定一百个或更少的贫燃烧的燃料喷射器。在又一些其它实施例中，多个燃料喷射器100可各自限定为贫燃烧。
应当了解，如本文使用的“贫”大体上相对于大于1.0的空气-燃料当量比λ来限定。
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此外，如本文使用的“富”或“较富”大体上限定为小于联接至燃料喷嘴200的另一个燃料喷射器100的贫空气-燃料当量比的空气-燃料当量比。因此，如本文所使用的“富”或“较富”可包括小于一个或多个燃料喷射器的最大幅度贫燃烧构造且大于1.0（即，λ＞1.0）的贫空气-燃料当量比。此外，如本文所用，“富”或“较富”可包括小于1.0（即，λ＜1.0）的富空气-燃料当量比。
本文示出和描述的开口、端口、孔口和孔可限定为大致圆形、椭圆形、跑道形（即，由轴向伸长的中间区段分开的相对的半圆半径）、多边形或椭圆形截面。例如，参看图2-5的燃料喷射器100的示例性实施例，空气入口端口121、122和/或空气入口开口115可各自限定大致跑道形截面区域（如大体上示出），其可防止来自燃料喷射端口131、132的液态燃料“润湿”或以其它方式大致将液态燃料沉积到外套筒120的内表面119和/或中心体110的外表面112上，以便减轻或消除混合通路105内的燃料焦化。在其它实施例中，空气入口端口121、122、空气入口开口115、燃料喷射端口131、132、燃料喷射开口133、134或其组合可各自限定大致圆形、椭圆形、跑道形、多边形或长方形截面。
图1-8中所示和本文所述的燃料喷射器100、燃料喷嘴200和燃烧器组件50可构造为机械地连结的各种构件的组件，或作为单个整体构件并且由本领域技术人员公知的任何数量的过程制造。这些制造过程包括但不限于称为“增材制造”或“3D打印”的那些。另外，可使用任何数量的铸造、机加工、焊接、钎焊或烧结过程、或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材料构成，包括但不限于镍基和钴基合金。此外，流径表面，如但不限于燃料喷射端口131、132、外套筒120的内表面119、中心体110的外表面112、空气入口开口115、空气入口端口121、122或其组合可包括表面精加工或其它制造方法，以减少阻力或以其它方式促进流体流动或减轻燃料润湿到一个或多个表面上。这种表面精加工可包括但不限于翻滚精加工、滚磨、膛线加工、抛光或涂覆。
各个燃料喷嘴200以相邻的径向或周向布置设置的多个燃料喷射器100可在燃烧室62处产生多个良好混合的、紧凑非涡流或低涡流火焰，具有较高的能量输出，同时保持或减少排放。产生更紧凑的火焰并减轻强涡流稳定性的燃料喷嘴200中的多个燃料喷射器100可进一步减轻由火焰的旋涡破坏或不稳定的处理旋涡引起的燃烧器音。另外，多个独立的流体区可进一步减轻燃烧器音、LBO和热点，同时促进较高的能量输出、较低的排放、高度点火和更精细的燃烧可控性。
本书面描述使用了示例来公开本发明，包括最佳模式，且还使本领域的任何技术人员能够实施本发明，包括制作和使用任何装置或系统，以及执行任何并入的方法。本发明的专利范围由权利要求书限定，且可包括本领域的技术人员想到的其它示例。如果此类其它示例包括并非不同于权利要求书的书面语言的结构元件，或如果它们包括与权利要求书的书面语言无实质差别的等同结构元件，则期望此类其它示例在权利要求书的范围内。

Claims (17)

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：
中心体，所述中心体限定大致沿径向穿过所述中心体限定的空气入口开口；
包绕所述中心体的外套筒，其中所述外套筒限定沿径向定向的第一空气入口端口，所述沿径向定向的第一空气入口端口限定在所述中心体处的所述空气入口开口的径向外侧，并且进一步其中混合通路限定在所述外套筒与所述中心体之间；以及
联接至所述中心体和所述外套筒的端壁，其中第一燃料喷射端口限定成大致沿轴向穿过所述端壁到所述混合通路，其中所述第一燃料喷射端口在所述外套筒处的所述沿径向定向的第一空气入口端口与所述中心体处的所述空气入口开口之间在所述混合通路处限定第一燃料喷射开口，
其中第一前面限定所述空气入口开口的一部分，
其中第二前面限定所述沿径向定向的第一空气入口端口的一部分，以及
其中所述第一前面和所述第二前面连续邻近彼此。
2.根据权利要求1所述的燃料喷射器，其中，所述中心体限定大致中空的冷却腔，并且其中允许氧化剂流流过其中。
3.根据权利要求2所述的燃料喷射器，其中，所述中心体限定在所述中心体内沿径向延伸的第一内径向壁，并且其中所述第一内径向壁限定穿过其中的冲击开口以允许所述氧化剂流穿过所述第一内径向壁。
4.根据权利要求2所述的燃料喷射器，其中，所述中心体限定在所述中心体内沿径向延伸的第二内径向壁，并且其中所述第二内径向壁限定穿过其中的冷却开口。
5.根据权利要求4所述的燃料喷射器，其中，所述第二内径向壁限定为沿轴向方向朝所述燃料喷射器的上游端突出。
6.根据权利要求1所述的燃料喷射器，其中，所述端壁限定所述第一前面，并且其中所述第一前面从其下游端到其上游端限定相对于燃料喷射器中心线的锐角。
7.根据权利要求1所述的燃料喷射器，其中，所述第一前面和所述空气入口开口一起限定相对于燃料喷射器中心线在15度到85度之间的锐角。
8.根据权利要求1所述的燃料喷射器，其中，所述外套筒还在所述沿径向定向的第一空气入口端口的上游限定第二空气入口端口。
9.根据权利要求1所述的燃料喷射器，其中，所述外套筒联接至后壁，所述后壁限定与燃料喷射器中心线大致同心的凹槽。
10.根据权利要求1所述的燃料喷射器，其中，第二燃料喷射端口穿过所述端壁限定在所述第一燃料喷射端口的径向内侧，并且其中所述第二燃料喷射端口限定成大致沿轴向穿过所述端壁到所述混合通路。
11.根据权利要求10所述的燃料喷射器，其中，所述第二燃料喷射端口沿径向限定在所述第一燃料喷射端口与所述空气入口开口之间。
12.根据权利要求1所述的燃料喷射器，其中，所述第二前面和所述沿径向定向的第一空气入口端口一起限定相对于燃料喷射器中心线在95度到165度之间的角。
13.根据权利要求1所述的燃料喷射器，其中，可变圆角在所述沿径向定向的第一空气入口端口、第二空气入口端口或所述空气入口开口中的一个或多个内从前端到后端限定。
14.根据权利要求1所述的燃料喷射器，其中，所述沿径向定向的第一空气入口端口穿过所述外套筒限定为与所述第一燃料喷射开口大致沿周向对准。
15.根据权利要求1所述的燃料喷射器，其中，所述端壁还限定包绕各个第一燃料喷射端口的大致锥状部分。
16.根据权利要求15所述的燃料喷射器，其中，所述端壁的大致锥状部分还包绕穿过所述端壁限定的第二燃料喷射端口。
17.根据权利要求1所述的燃料喷射器，其中，所述外套筒还限定设置在所述第一燃料喷射端口的径向外侧的空气腔。
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