CN110506154B - 燃气涡轮发动机燃料歧管阻尼器及动态衰减方法 - Google Patents

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Abstract

本公开涉及一种用于燃气涡轮发动机的燃料歧管组件。燃料歧管组件限定壁式导管，燃料通过该壁式导管在燃料通道中流动。壁式导管沿着壁式导管的长度限定第一端和与第一端相对的第二端。燃料歧管组件包括出口歧管，燃料喷嘴附接到该出口歧管。燃料歧管组件包括联接到燃料歧管组件的壁式导管的阻尼器组件。该阻尼器组件包括从壁式导管延伸的壁式管。阻尼器组件进一步包括在其中限定阻尼器腔的壁式外罩。阻尼器腔与限定在壁式管内的阻尼器通道流体连通，并且阻尼器通道与燃料通道流体连通。

Description

燃气涡轮发动机燃料歧管阻尼器及动态衰减方法
技术领域
本主题大体涉及燃气涡轮发动机燃料歧管组件。更具体地，本主题涉及用于燃气涡轮发动机燃料歧管组件的阻尼结构。
背景技术
燃气涡轮发动机通常包括燃烧区段，该燃烧区段从联接到多个燃料喷嘴的燃料歧管组件接收燃料。由于通过燃料歧管组件的燃料流量或压力，来自燃烧区段的压力振荡，和/或动态(例如通常来自发动机的振动，噪音或谐波)，燃料歧管组件可在各种发动机运行状态下经历高振幅动态(例如压力振荡，振动，谐波)。例如，发动机运行状态可包括由航空发动机的着陆/起飞循环(LTO)，或用于工业，船舶，辅助动力单元，涡轮螺旋桨发动机或涡轮轴发动机配置的类似范围限定的那些。发动机运行状态可以包括通常较低功率的点火/启动和怠速运行，通常较高功率的起飞和爬升状态，以及其间的其他动力状态，例如巡航和进近。当发动机在这些和其他各种运行状态下运行时，通过燃料歧管组件到燃烧区段的燃料压力和流量变化，可能导致一个或多个共振状态，这些共振状态可能扰乱朝向燃烧区段的燃料流并对发动机运行产生不利影响，直至并包括燃烧损失。未减轻的燃料歧管组件动态也可能导致燃料歧管组件的结构损坏。
压力振荡通常出现在燃气涡轮发动机的燃烧区段中，这是由燃烧室内的燃料和空气混合物的点燃引起的。虽然名义上压力振荡是燃烧的副产物，但是压力振荡的增加的幅度可能源自于通常在贫燃条件下(例如为了减少燃烧排放物)操作燃烧区段，或者产生的火焰/燃烧的非稳态热释放动态，燃烧区段的整体声学状态以及燃烧室内的瞬态流体动态之间的结合。压力振荡通常导致燃烧区段内可能传播到燃料歧管组件的不期望的高振幅，自持压力振荡。这些压力振荡可能导致强烈的单频或多频主导声波，其可能在燃烧区段内传播并传播到燃料歧管组件，从而引起燃料歧管组件中的振动，这可能导致燃料歧管组件内的燃料流量或压力发生振荡。燃料流量或压力的振荡可以从燃料歧管组件传播到燃料喷嘴并且加剧燃烧区段内的压力振荡。低频声波(例如在发动机启动期间和/或在低功率到怠速运行状态期间发生的那些)和/或较高频率的波(其可能在其他运行状态下发生)可能降低发动机的可操作性裕度，可能增加外部燃烧噪音，振动或谐波，或引起火焰损失。增加的压力振荡通常可能损坏燃烧区段或加速燃烧区段，燃料歧管组件或发动机的结构劣化，从而导致发动机故障或增加的发动机维护成本。
因此，需要一种用于燃料歧管组件的阻尼结构和方法，以衰减燃料歧管组件处的动态，这可减轻可操作性裕度的损失，噪声、振动或谐波的增加，燃料歧管、燃烧区段或发动机的结构劣化。
发明内容
本发明的方面和优点将部分地在以下描述中阐述，或者可以从描述中显而易见，或者可以通过实践本发明来得知。
本公开涉及一种用于燃气涡轮发动机的燃料歧管组件。燃料歧管组件限定了壁式导管，燃料通过该壁式导管在燃料通道中流动。该壁式导管沿着壁式导管的长度限定第一端和与第一端相对的第二端。燃料歧管组件包括出口歧管，燃料喷嘴附接至该出口歧管。燃料歧管组件包括联接至燃料歧管组件的壁式导管的阻尼器组件。阻尼器组件包括从壁式导管延伸的壁式管。阻尼器组件进一步包括在其中限定阻尼器腔的壁式外罩。阻尼器腔与限定在壁式管内的阻尼器通道流体连通，并且阻尼器通道与燃料通道流体连通。
在一个实施例中，燃料歧管组件进一步包括跨接管，该跨接管联接至阻尼器组件的壁式外罩。跨接管被联接至壁式导管的第二端，并且阻尼器组件被联接至壁式导管的第一端。
在另一个实施例中，壁式外罩限定了阻尼器腔的大体圆柱形空间。
在各种实施例中，燃料歧管组件限定了布置在壁式导管的第一端处的第一阻尼器组件和布置在壁式导管的第二端处的第二阻尼器组件。在一个实施例中，燃料歧管组件进一步包括连接管，该连接管联接至第一阻尼器组件和第二阻尼器组件的每个壁式外罩。在另一个实施例中，阻尼器组件限定了从阻尼器腔到壁式管的大体减小的横截面面积。在又一个实施例中，阻尼器组件限定了从阻尼器腔到连接管的大体减小的横截面面积。在又一个实施例中，连接管限定了小于阻尼器组件的阻尼器腔的横截面面积的横截面面积。在一个实施例中，阻尼器组件的壁式外罩以近似90度或更小的锐角限定弯曲部。在另一个实施例中，壁式管和/或连接管以近似90度或更大的锐角限定弯曲部。
在一个实施例中，阻尼器组件在壁式管处限定了小于阻尼器腔的横截面面积的横截面面积。
在另一个实施例中，燃料歧管组件进一步包括从连接管延伸的壁式歧管，其中壁式歧管限定歧管腔。
本公开进一步涉及一种用于衰减燃气涡轮发动机的燃料歧管组件处的压力振荡的方法。该方法包括提供从阻尼器通道延伸的阻尼器腔，该阻尼器通道与燃料歧管组件的燃料通道流体连通；从燃料通道通过阻尼器腔提供一部分流体；并使燃料流过燃料通道。
在一个实施例中，该方法进一步包括调节通过燃料通道的燃料流量或压力。
在另一个实施例中，提供阻尼器腔包括将阻尼器腔和阻尼器通道设置在燃料通道的第一端。
在各种实施例中，该方法进一步包括在燃料通道的与第一端相对的第二端处提供第二阻尼器腔和第二阻尼器通道。在一个实施例中，该方法进一步包括经由连接管提供从阻尼器腔到第二阻尼器腔的流体连通。
在一个实施例中，该方法进一步包括将阻尼器腔和阻尼器通道限定为亥姆霍兹(Helmholtz)阻尼器，其中阻尼器腔和/或阻尼器通道的体积和/或面积至少部分地基于在一个或多个发动机运行状态期间的燃料歧管的目标频率。在各种实施例中，该方法进一步包括提供从燃料通道的第二端到设置在燃料通道的第一端处的阻尼器腔的流体连通。在一个实施例中，提供从燃料通道的第二端到在燃料通道的第一端处的阻尼器腔的流体连通包括提供在阻尼器腔处的抵消压力或流量。
参考以下描述和所附权利要求，将更好地理解本发明的这些和其他特征，方面和优势。并入并构成该说明书的一部分的附图图示了本发明的实施例，并同描述一起用来说明本发明的原理。
附图说明
针对本领域普通技术人员，参考附图，在说明书中阐述本发明的包括其最佳模式的全面且能实现的公开，其中：
图1是包含燃料歧管组件和阻尼器的示例性实施例的示例性燃气涡轮发动机的示意性横截面视图；
图2是图1中所示的发动机的燃料歧管组件的示例性实施例；
图3是包括图2中所示的阻尼器组件的燃料歧管组件的一部分的示意性横截面视图；
图4是图1中所示的发动机的燃料歧管组件的示例性实施例的详细视图；
图5是图1中所示的发动机的另一燃料歧管组件的示例性实施例；
图6是图1中所示的发动机的又一燃料歧管组件的示例性实施例；
图7是图1中所示的发动机的燃料歧管组件的另一示例性实施例的详细视图；
图8是图7中所示的包括阻尼器组件的燃料歧管组件的一部分的示意性横截面视图；
图9是图1中所示的发动机的燃料歧管组件的又一示例性实施例的详细视图；和
图10是概述一种用于衰减燃气涡轮发动机的燃料歧管组件的动态的方法的步骤的示例性流程图。
在本说明书和附图中重复使用参考字符旨在表示本发明的相同或类似的特征或元件。
具体实施方式
现将详细参考本发明的实施例，其一个以上示例图示在附图中。每个示例通过说明本发明的方式提供，而不应当解释为限制本发明。事实上，对于本领域技术人员来而言，显然，在不偏离本发明的范围或精神的情况下，可以在本发明中进行各种修改和变型。例如，作为一个实施例的部分图示或描述的特征可以与另一个实施例一起使用，以产生又一个实施例。因此，本发明旨在覆盖落入所附权利要求及其等同物的范围内的这些修改和变型。
文中使用的术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换地使用，以将一个部件与另一部件区分开，而不意图指明单个部件的部位或重要性。
术语“上游”和“下游”指代相对于流体路线中的流体流动的相对方向。例如，“上游”指代流体从该处流动的方向，“下游”指代流体向该处流动的方向。如图中所提供，术语“的上游”或“的下游”通常分别指的是朝向“上游99”或朝向“下游98”的方向。
大体提供一种联接至燃料歧管组件的阻尼器组件，其可以在发动机状态下衰减燃料歧管组件动态。阻尼器组件包括壁式管，该壁式管限定了与燃料歧管组件的燃料通道流体连通的阻尼器通道和由阻尼器组件的壁式外罩限定的阻尼器腔。本文大体提供的阻尼器组件的各种实施例可以在流体流量和/或压力在各种发动机状态下变化或当燃烧动态变化时衰减动态(例如，振动，噪声，谐波等)。此外，本文提供的各种实施例可以限定大体紧凑的封装，使得能够在燃气涡轮发动机(例如但不限于航空发动机)的总体受限范围内安装或实施。
现在参考附图，图1是可以结合本公开的各种实施例的示例性高旁通涡轮风扇发动机10的示意性局部横截面侧视图，其在本文中被称为“发动机10”。尽管下面参考涡轮风扇发动机作进一步描述，但是本公开通常也适用于涡轮机械，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，包括船用和工业涡轮发动机和辅助动力单元。如图1所示，发动机10具有用于参考的延伸穿过其中的纵向或轴向中心线轴线12，其通常沿着纵向方向L。发动机10进一步限定从轴向中心线12延伸的径向方向R，以及围绕轴向中心线12的周向方向C。通常，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通常可包括基本上管状的外壳体18，其限定环形入口20。外壳体18以串联流动关系包围或至少部分地形成：压缩机区段，其具有增压器或低压(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；和喷射排气喷嘴区段32。高压(HP)转子轴34将HP涡轮28驱动地连接到HP压缩机24。低压(LP)转子轴36将LP涡轮30驱动地连接到LP压缩机22。LP转子轴36还可以连接到风扇组件14的风扇轴38。在特定实施例中，如图1所示，LP转子轴36可以通过减速齿轮40(例如以间接驱动或齿轮传动配置)连接到风扇轴38。在其他实施例中，发动机10可进一步包括中压(IP)压缩机和可与中压轴一起旋转的涡轮。
如图1所示，风扇组件14包括多个风扇叶片42，其被联接至风扇轴38并且从风扇轴38径向向外延伸。环形风扇壳体或机舱44周向地围绕风扇组件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可以通过多个周向间隔开的出口导向轮叶或支柱46相对于核心发动机16被支撑。此外，机舱44的至少一部分可以在核心发动机16的外部上延伸，以便在它们之间限定旁通气流通道48。
在发动机10运行期间，如箭头74示意性所示的一定量的空气通过机舱44和/或风扇组件14的关联入口76进入发动机10。当空气74穿过风扇叶片42时，如箭头78示意性所示的一部分空气被引导或导向到旁通气流通道48中，而如箭头80示意性所示的另一部分空气被引导或导向到LP压缩机22中。当空气80流过LP压缩机22和HP压缩机24朝向燃烧区段26时，空气80逐渐被压缩。如箭头82示意性所示的现在的压缩空气流经燃烧区段26。
发动机10包括通常围绕燃烧区段26的燃料歧管组件90，其将加压的液体或气体燃料输送到燃烧区段26。燃料歧管组件90被联接至通过燃烧区段26设置的多个燃料喷嘴，以将燃料输送到发动机10中并与压缩空气82混合并在燃烧区段26内点燃以产生如箭头86示意性所示的燃烧气体。
仍然参考图1，在燃烧区段26中产生的燃烧气体86流入HP涡轮28，从而使HP转子轴34旋转，从而支持HP压缩机24的运行。然后燃烧气体86被导向通过LP涡轮30，从而使LP转子轴36旋转，从而支持LP压缩机22的运行和/或风扇轴38的旋转。然后燃烧气体86通过核心发动机16的喷射排气喷嘴区段32排出，以提供推进推力。
现在参考图2-3，大体提供了图1中的发动机10上的燃料歧管组件90的示例性实施例。燃料歧管组件90限定了壁式导管93，燃料通过该壁式导管在燃料通道95中流动。壁式导管93沿着壁式导管93的长度限定第一端91和与第一端91相对的第二端92。燃料歧管组件90包括出口歧管94，燃烧区段26(图1中示出)的燃料喷嘴附接至该出口歧管94。
燃料歧管组件90包括联接至燃料歧管组件90的壁式导管93的阻尼器组件100。阻尼器组件100包括从壁式导管93延伸的壁式管110。阻尼器组件100进一步包括壁式外罩120，在壁式外罩120内限定阻尼器腔125。阻尼器腔125与限定在壁式管110内的阻尼器通道115流体连通。阻尼器通道115与燃料通道95流体连通。
联接至壁式导管93的阻尼器组件100可以减少燃料歧管组件90的振动和谐波，该振动和谐波至少部分地由于通过壁式导管93的燃料通道95的燃料流中的压力振荡而引起。例如，通常由燃料通道95中的燃料流中的压力振荡产生的声波可以在阻尼器组件100的阻尼器通道115和/或阻尼器腔125中被衰减。在各种实施例中，阻尼器通道115中的高振幅振荡消散了壁式管110和壁式导管93的交界部97处的压力振荡，或者阻尼器通道115和燃料通道95的交界部处的压力振荡。如图3中大体提供的那样，壁式管110和壁式导管93处的交界部97可限定比壁式导管93和壁式外罩120之间的壁式管110处的横截面大体更大的横截面面积。更进一步，在各种实施例中，限定阻尼器腔125的壁式外罩120可以限定阻尼器腔125的大体圆柱形体积。
阻尼器通道115的尺寸可以至少部分地基于与阻尼器腔125和阻尼器组件100进行衰减的目标频率或其范围相关的长度直径比(L/D)。例如，阻尼器通道115限定从壁式管110和壁式管道93的交界部97开始的长度。壁式管110的直径和阻尼器通道115的长度各自至少部分地由声学阻尼器100的阻尼器腔125内进行衰减的压力振荡的目标频率或其范围限定。
在各种实施例中，阻尼器组件100限定了亥姆霍兹阻尼器，其中阻尼器组件100可衰减的压力振荡的目标频率或其范围可由以下等式定义：
Figure BDA0002229267230000061
其中f是要衰减的压力振荡的频率或范围；c是流体(即空气或燃烧气体)中声音的速度；A是阻尼器通道115的开口的横截面积；V是阻尼器腔125的体积；L′是阻尼器通道115的有效长度。在各种实施例中，有效长度是阻尼器通道115的长度加上本领域通常理解的乘以阻尼器通道115的面积的直径的校正系数。
现在参考图4，大体提供包括阻尼器组件100的燃料歧管组件90的示例性实施例的详细视图。图4中所示的实施例可以基本上类似于关于图2-3示出和描述的实施例来配置。但是，在图2中，阻尼器组件100被设置在燃料歧管组件90的壁式导管93的第一端91和第二端92中的每一个处。燃料歧管组件90的壁式导管93通常围绕发动机10(图1中所示)沿周向方向C延伸近似360度，其中第一端91和第二端92被分离并沿着壁式导管93的周向距离相对。在图3中大体提供的实施例中，第一阻尼器组件111被设置在壁式导管93的第一端91处，第二阻尼器组件112被设置在壁式导管93的第二端92处。在各种实施例中，阻尼器组件100被设置在燃料歧管组件90的下半部分处，例如靠近下止点。在其他各种实施例中，每个阻尼器组件100可以限定不同面积或体积的阻尼器通道115或阻尼器腔125或两者，以针对通过由壁式导管93限定的燃料通道95的燃料流的压力振荡的不同或互补的频率范围。
现在参考图5，燃料歧管组件90的另一个实施例大体被设置并构造成基本上类似于关于图2-3提供的实施例。但是，在图5中，燃料歧管组件90进一步包括跨接管130，跨接管130联接至阻尼器组件100的壁式外罩120。在图5所示的实施例中，跨接管130被联接至壁式导管93的第二端92，并且阻尼器组件100被联接至第一端91。应当理解，在其他实施例中，阻尼器组件100可以被联接至壁式导管93的第二端92，并且跨接管130被联接至第一端91。
在关于图5提供的各种实施例中，跨接管130提供从壁式导管93的第二端92到联接至第一端91的阻尼器组件100的流体连通。跨接管130限定了大体中空的壁式管结构。跨接管130可以通过减少燃料歧管组件90中的燃料通道95中的燃料流的压力振荡来衰减动态(例如，振动，谐波等)。例如，联接至燃料歧管组件90的第二端92的跨接管130可以在从壁式导管93的第一端91接收压力或流量的阻尼器组件100的跨接管130和/或壁式外罩120处提供抵消压力或流量。因此，当用于衰减的压力振荡或目标频率(例如壁式导管93的燃料通道95中的燃料流量或压力)随着发动机运行状态变化时，联接至阻尼器组件100的跨接管130通常可提供阻尼器组件100衰减的宽范围的目标频率或压力振荡。
现在参考图6，燃料歧管组件90的实施例大体被设置并构造成基本上类似于关于图2-5提供的实施例。然而，在图5中提供的实施例中，燃料歧管组件90进一步包括连接管140，连接管140联接至第一阻尼器组件111和第二阻尼器组件112的每个壁式外罩120。第一阻尼器组件111和第二阻尼器组件112基本上类似于关于图4所示和所述的被设置在壁式导管93上。连接管140进一步通过连接管140的大体中空的壁式管结构在第一阻尼器组件111和第二阻尼器组件112之间提供流体连通。
联接至第一阻尼器组件111和第二阻尼器组件112的连接管140通常可以提供宽范围的目标频率或压力振荡，第一阻尼器组件111和第二阻尼器组件112在该范围内基本上类似于图5大体提供的关于跨接管130所描述的那样各自衰减。
现在参照图7-8，燃料歧管组件90的另一实施例大体被设置并构造成基本上类似于关于图2-6提供的实施例。然而，在图7-8中，总的来说，燃料歧管组件90的阻尼器组件100限定了从阻尼器腔125到壁式管110的大体减小的横截面面积。例如，如图8所示，阻尼器腔125可以限定最大横截面面积126。如在壁式外罩120的区域123内所示，阻尼器腔125可以限定从最大横截面面积126到壁式管110处的横截面面积127的大体减小的横截面面积。这样，在各种实施例中，阻尼器组件将壁式管110处的横截面面积限定为小于阻尼器腔125的横截面面积。
在一个实施例中，阻尼器组件100限定从阻尼器腔125到连接管140的大体减小的横截面面积。例如，如图8中大体提供的壁式外罩120的区域124内所示，阻尼器腔125可以限定到连接管140的大体减小的横截面面积。这样，连接管140限定的横截面面积小于阻尼器腔125的横截面面积。
再次参考图7，在一个实施例中，阻尼器组件100的壁式外罩120以近似90度或更小的锐角限定弯曲部128。壁式外罩120处的弯曲部128可以限定流体和壁效应相互作用，其可以消散来自燃料通道95的压力振荡的声能。然而，在其他实施例中，弯曲部128可以限定近似90度或更大的角度。
现在参考图9，燃料歧管组件90的另一个实施例大体被设置并构造成基本上类似于图2-8所示和所述的。在图9所示的实施例中，阻尼器组件100进一步在壁式管110处限定弯曲部113。在另一个实施例中，阻尼器组件100进一步在连接管140处限定弯曲部143。类似于关于壁式外罩120处的弯曲部128所描述的，弯曲部113，128，143各自能够进一步消散来自燃料通道95中的流体的压力振荡的声能，同时还能够实现将阻尼器组件100紧凑地封装在发动机10内或周围。
在各种实施例中，弯曲部113，143可以限定近似90度或更大的角度。然而，在其他实施例中，弯曲部113，143可以限定近似90度或更小的锐角。在其他各种实施例中，弯曲部113，143可以限定近似90度或更大的角度，而在壁式外罩处的弯曲部128限定近似90度或更小的锐角。在又一个实施例中，弯曲部128可以限定近似90度或更大的角度，而弯曲部113，143限定近似90度或更小的锐角。
仍然参考图9，阻尼器组件100进一步可包括从连接管140延伸的壁式歧管150。壁式歧管在壁式歧管150内限定歧管腔155。在各种实施例中，壁式歧管150可提供通向连接管140的入口，通过该入口可包含仪器，例如但不限于压力，温度或振动传感器。例如，动态压力探针可以通过壁式歧管150进入以读取歧管腔155或连接管140处的压力值。动态压力探针可以提供阻尼器组件100和燃料歧管组件90内的流体压力(例如，燃料压力)变化，振幅，频率，尖峰等的测量值。
现在参考图10，大体提供概述用于衰减燃料歧管中的压力振荡的方法的示例性步骤的流程图(在本文中称为“方法1000”)。方法1000可以限定用于燃气涡轮发动机的燃料歧管组件的组件，结构和/或操作，例如关于图1-9示出和描述的发动机10的燃料歧管组件90。尽管这里提供的步骤通常以连续顺序排列，但是应当理解，本领域普通技术人员可以以各种组合重新排列，省略，组合或以其他方式基本上执行本文提供的步骤。
方法1000通常包括：在1010处提供从阻尼器通道延伸的阻尼器腔，该阻尼器通道与燃料歧管组件的燃料通道流体连通；在1020处从燃料通道通过阻尼器腔提供一部分流体；和在1030处使燃料流过燃料通道(例如，阻尼器腔125，阻尼器通道115和燃料通道95，关于图1-9大体提供的燃料歧管组件90和/或阻尼器组件100中的每一个)。
在各种实施例中，在1020处提供一部分流体包括从燃料通道通过阻尼器腔提供液体和/或气体燃料，空气或惰性气体。
在一个实施例中，方法1000进一步包括在1040处调节通过燃料通道的燃料的流量或压力。调节通过燃料通道的燃料的流量或压力通常可对应于调节或改变发动机运行状态(例如，点火/启动，提高和调低至起飞或最大功率，或其间的各种运行功率或状态)。
在各种实施例中，在1010处的步骤可包括将阻尼器腔(例如，阻尼器腔125)和阻尼器通道(例如，阻尼器通道115)设置在燃料通道的第一端(例如，燃料通道95的第一端91)。在一个实施例中，方法1000进一步包括在1050处在燃料通道的与第一端相对的第二端处提供第二阻尼器腔和第二阻尼器通道(例如，在燃料通道95的第二端92处的第二阻尼器组件112处的阻尼器腔125和阻尼器通道115)。
例如，燃料通道通常可以限定围绕发动机设置的近似圆周的导管或通道，以将燃料输送到多个燃料喷嘴，这些燃料喷嘴通常围绕发动机的轴向中心线以圆周布置设置。燃料通道大体可以从近似零度延伸近似360度，而无需将燃料通道联接成闭合环路。这样，第一端可以限定与第二端相对的端(例如，第一端近似为零度，第二端近似为360度)
在另一个实施例中，方法1000进一步包括在1060处经由连接管提供从阻尼器腔到第二阻尼器腔的流体连通。例如，经由连接管(例如，连接管140)提供从阻尼器腔到第二阻尼器腔的流体连通。经由连接管提供从阻尼器腔到第二阻尼器腔的流体连通通常可以限定通过燃料通道95，第一阻尼器组件111，第二阻尼器组件112和连接管140的流体连通的闭合环路。在一个实施例中，提供从燃料通道的第二端处的第二阻尼器腔到燃料通道的第一端处的阻尼器腔的流体连通包括在阻尼器腔处提供抵消压力或流量(例如关于图5-6所描述的)。
在其他各种实施例中，方法1000进一步包括在1070处将阻尼器腔和阻尼器通道限定为亥姆霍兹阻尼器。例如，将阻尼器腔125和阻尼器通道115限定为亥姆霍兹阻尼器可以包括：限定阻尼器腔125和/或阻尼器通道115的体积和/或面积至少部分地基于在一个或多个发动机10运行状态期间的燃料歧管组件90的目标频率。
在一个实施例中，方法1000可以进一步包括在1080处提供从燃料通道的第二端到设置在燃料通道的第一端处的阻尼器腔的流体连通(例如关于图5中的实施例大体示出和描述的那样)。在一个实施例中，提供从燃料通道的第二端到燃料通道的第一端处的阻尼器腔的流体连通包括在阻尼器腔处提供抵消压力或流量(例如关于图5-6所描述的)。
燃料歧管组件90和/或阻尼器组件100的全部或部分可以是单个整体组件的一部分，并且可以由本领域技术人员公知的任何数量的处理制造。这些制造处理包括但不限于称为“增材制造”或“3D打印”的制造处理。另外，可以使用任何数量的铸造，机械加工，焊接，钎焊或烧结处理或其任何组合来单独地或与燃料歧管组件90的一个或多个其他部分一体地构造阻尼器组件100。此外，包括阻尼器组件100的燃料歧管组件90可以构成机械连接的一个或多个单独组件(例如，通过使用螺栓，螺母，铆钉或螺钉，或焊接或钎焊处理，或其组合)或定位在空间中以实现基本相似的几何，空气动态或热力学结果，就像制造或组装为一个或多个组件一样。合适材料的非限制性实例包括高强度钢，镍和钴基合金，和/或金属或陶瓷基质复合材料，或其组合。
本书面描述使用实例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域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执行任何并入的方法。本发明的可专利范围由权利要求书限定，并且可包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例具有与权利要求的字面语言相同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差别的等效结构元件，则这些其他示例意图落入权利要求的范围内。

Claims (15)

1.一种用于燃气涡轮发动机的燃料歧管组件，所述燃料歧管组件限定壁式导管，燃料通过所述壁式导管在燃料通道中流动，所述壁式导管沿着所述壁式导管的长度限定第一端和与所述第一端相对的第二端，其中所述燃料歧管组件包括出口歧管，燃料喷嘴附接到所述出口歧管，其特征在于，所述燃料歧管组件包括：
阻尼器组件，所述阻尼器组件联接至所述燃料歧管组件的所述壁式导管，所述阻尼器组件包括从所述壁式导管延伸的壁式管，并且其中所述阻尼器组件包括在其中限定阻尼器腔的壁式外罩，其中所述阻尼器腔与限定在所述壁式管内的阻尼器通道流体连通，并且其中所述阻尼器通道与所述燃料通道流体连通；和
跨接管，所述跨接管联接至所述阻尼器组件的所述壁式外罩，其中所述跨接管被联接至所述壁式导管的所述第二端，并且其中所述阻尼器组件被联接至所述壁式导管的所述第一端。
2.根据权利要求1所述的燃料歧管组件，其特征在于，其中所述壁式外罩限定所述阻尼器腔的大体圆柱形空间。
3.根据权利要求1所述的燃料歧管组件，其特征在于，其中所述阻尼器组件在所述壁式管处限定的横截面面积小于所述阻尼器腔的所述横截面面积。
4.一种用于燃气涡轮发动机的燃料歧管组件，所述燃料歧管组件限定壁式导管，燃料通过所述壁式导管在燃料通道中流动，所述壁式导管沿着所述壁式导管的长度限定第一端和与所述第一端相对的第二端，其中所述燃料歧管组件包括出口歧管，燃料喷嘴附接到所述出口歧管，其特征在于，所述燃料歧管组件包括：
第一阻尼器组件，所述第一阻尼器组件联接至所述燃料歧管组件的所述壁式导管，所述第一阻尼器组件包括从所述壁式导管延伸的第一壁式管，并且其中所述第一阻尼器组件包括在其中限定第一阻尼器腔的第一壁式外罩，其中所述第一阻尼器腔与限定在所述第一壁式管内的第一阻尼器通道流体连通，并且其中所述第一阻尼器通道与所述燃料通道流体连通；
第二阻尼器组件，所述第二阻尼器组件联接至所述燃料歧管组件的所述壁式导管，所述第二阻尼器组件包括从所述壁式导管延伸的第二壁式管，并且其中所述第二阻尼器组件包括在其中限定第二阻尼器腔的第二壁式外罩，其中所述第二阻尼器腔与限定在所述第二壁式管内的第二阻尼器通道流体连通，并且其中所述第二阻尼器通道与所述燃料通道流体连通；和
连接管，所述连接管联接至所述第一阻尼器组件的所述第一壁式外罩和所述第二阻尼器组件的所述第二壁式外罩。
5.根据权利要求4所述的燃料歧管组件，其特征在于，其中所述第一阻尼器组件限定从所述第一阻尼器腔到所述第一壁式管的大体减小的横截面面积，并且所述第二阻尼器组件限定从所述第二阻尼器腔到所述第二壁式管的大体减小的横截面面积。
6.根据权利要求4所述的燃料歧管组件，其特征在于，其中所述第一阻尼器组件限定从所述第一阻尼器腔到所述连接管的大体减小的横截面面积，并且所述第二阻尼器组件限定从所述第二阻尼器腔到所述连接管的大体减小的横截面面积。
7.根据权利要求4所述的燃料歧管组件，其特征在于，其中所述连接管限定的横截面面积小于所述第一阻尼器组件的所述第一阻尼器腔的所述横截面面积，并且所述连接管限定的横截面面积小于所述第二阻尼器组件的所述第二阻尼器腔的所述横截面面积。
8.根据权利要求4所述的燃料歧管组件，其特征在于，其中所述第一阻尼器组件的所述第一壁式外罩以近似90度或更小的锐角限定弯曲部，并且所述第二阻尼器组件的所述第二壁式外罩以近似90度或更小的锐角限定弯曲部。
9.根据权利要求4所述的燃料歧管组件，其特征在于，其中所述第一壁式管、所述第二壁式管和/或所述连接管以近似90度或更大的锐角限定弯曲部。
10.根据权利要求4所述的燃料歧管组件，其特征在于，其中所述燃料歧管组件进一步包括：
壁式歧管，所述壁式歧管从所述连接管延伸，其中所述壁式歧管限定歧管腔。
11.一种用于衰减燃气涡轮发动机的燃料歧管组件处的压力振荡的方法，其特征在于，所述方法包括：
提供燃料歧管组件，所述燃料歧管组件限定壁式导管，燃料通过所述壁式导管在燃料通道中流动，所述壁式导管沿着所述壁式导管的长度限定第一端和与所述第一端相对的第二端，其中所述燃料歧管组件包括出口歧管，燃料喷嘴附接到所述出口歧管，所述燃料歧管组件包括：
阻尼器组件，所述阻尼器组件联接至所述燃料歧管组件的所述壁式导管，所述阻尼器组件包括从所述壁式导管延伸的壁式管，并且其中所述阻尼器组件包括在其中限定阻尼器腔的壁式外罩，其中所述阻尼器腔与限定在所述壁式管内的阻尼器通道流体连通，并且其中所述阻尼器通道与所述燃料通道流体连通；和
跨接管，所述跨接管联接至所述阻尼器组件的所述壁式外罩，其中所述跨接管被联接至所述壁式导管的所述第二端，并且其中所述阻尼器组件被联接至所述壁式导管的所述第一端；
从所述燃料通道通过所述阻尼器腔提供一部分流体；和
使燃料流过所述燃料通道。
12.根据权利要求11所述的方法，其特征在于，所述方法进一步包括：
调节通过所述燃料通道的燃料的流量或压力。
13.根据权利要求11所述的方法，其特征在于，所述方法进一步包括：
将所述阻尼器腔和所述阻尼器通道限定为亥姆霍兹阻尼器，其中，所述阻尼器腔和/或所述阻尼器通道的体积和/或面积至少部分地基于在一个或多个发动机运行状态期间的燃料歧管的目标频率。
14.根据权利要求11所述的方法，其特征在于，所述方法进一步包括：
提供从所述燃料通道的第二端到设置在所述燃料通道的第一端处的所述阻尼器腔的流体连通。
15.根据权利要求14所述的方法，其特征在于，其中提供从所述燃料通道的第二端到所述燃料通道的所述第一端处的所述阻尼器腔的流体连通包括在所述阻尼器腔处提供抵消压力或流量。
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Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10808788B2 (en) * 2017-04-07 2020-10-20 General Electric Company Damper for a fuel delivery system
US11156162B2 (en) * 2018-05-23 2021-10-26 General Electric Company Fluid manifold damper for gas turbine engine
FR3081925B1 (fr) * 2018-05-29 2020-08-14 Safran Aircraft Engines Procede de surveillance des bougies d'allumage d'un turbomoteur exploitant une mesure vibratoire
US11608927B2 (en) 2020-07-24 2023-03-21 Pratt & Whitney Canada Corp Hydraulic snubber insert for gas turbine engine and associated method of installation
US20220372915A1 (en) * 2021-05-18 2022-11-24 General Electric Company Passive fuel coupled dynamic mitigation device

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5263314A (en) * 1992-09-28 1993-11-23 General Motors Corporation Fuel leakage protection system for gas turbine engine
CN102003286A (zh) * 2009-09-01 2011-04-06 通用电气公司 声学上加强的燃气涡轮燃烧器供应
EP2851618A1 (en) * 2013-04-24 2015-03-25 Siemens Aktiengesellschaft Combustion system of a flow engine comprising a resonator
CN204984607U (zh) * 2014-05-02 2016-01-20 通用电气公司 燃料供应系统和燃气涡轮系统
CN105716117A (zh) * 2014-12-19 2016-06-29 通用电器技术有限公司 包括减振器的燃气涡轮燃料管

Family Cites Families (43)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US867757A (en) 1906-11-09 1907-10-08 Conservierungs Ges Fuer Nahrungs Und Genussmittel Mit Beschraenkter Haftung Deutsche Pitch substitute and process for making the same.
US3793838A (en) 1972-09-05 1974-02-26 Gen Electric Augmenter fuel injection mounting system
US5119636A (en) 1989-12-21 1992-06-09 Sundstrand Corporation Fuel injector for a turbine engine
US5168698A (en) 1991-04-22 1992-12-08 General Electric Company Fuel manifold system for gas turbine engines
US5273249A (en) 1992-11-12 1993-12-28 General Electric Company Slide joint bracket
US5369952A (en) 1993-07-20 1994-12-06 General Electric Company Variable friction force damper
US6487860B2 (en) 2000-12-08 2002-12-03 General Electric Company Turbine engine fuel supply system
US6536457B2 (en) 2000-12-29 2003-03-25 Pratt & Whitney Canada Corp. Fluid and fuel delivery systems reducing pressure fluctuations and engines including such systems
US6905002B2 (en) * 2002-06-21 2005-06-14 International Engine Intellectual Property Company, Llc Acoustic wave attenuator for a rail
US7234304B2 (en) 2002-10-23 2007-06-26 Pratt & Whitney Canada Corp Aerodynamic trip to improve acoustic transmission loss and reduce noise level for gas turbine engine
US7302802B2 (en) 2003-10-14 2007-12-04 Pratt & Whitney Canada Corp. Aerodynamic trip for a combustion system
US7350357B2 (en) 2004-05-11 2008-04-01 United Technologies Corporation Nozzle
US7337875B2 (en) 2004-06-28 2008-03-04 United Technologies Corporation High admittance acoustic liner
US7464552B2 (en) * 2004-07-02 2008-12-16 Siemens Energy, Inc. Acoustically stiffened gas-turbine fuel nozzle
GB0425794D0 (en) 2004-11-24 2004-12-22 Rolls Royce Plc Acoustic damper
FR2881813B1 (fr) 2005-02-09 2011-04-08 Snecma Moteurs Carenage de chambre de combustion de turbomachine
EP1832812A3 (de) 2006-03-10 2012-01-04 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Gasturbinenbrennkammerwand mit Dämpfung von Brennkammerschwingungen
US7856830B2 (en) 2006-05-26 2010-12-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Noise reducing combustor
GB0610800D0 (en) 2006-06-01 2006-07-12 Rolls Royce Plc Combustion chamber for a gas turbine engine
DE102006026969A1 (de) 2006-06-09 2007-12-13 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenbrennkammerwand für eine mager-brennende Gasturbinenbrennkammer
US8037688B2 (en) 2006-09-26 2011-10-18 United Technologies Corporation Method for control of thermoacoustic instabilities in a combustor
JP5010502B2 (ja) 2008-02-28 2012-08-29 三菱重工業株式会社 ガスタービン制御方法及び装置
US8234873B2 (en) 2008-08-28 2012-08-07 Woodward, Inc. Multi passage fuel manifold and methods of construction
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
FR2958014B1 (fr) 2010-03-23 2013-12-13 Snecma Chambre de combustion a injecteurs decales longitudinalement sur une meme couronne
US9310079B2 (en) 2010-12-30 2016-04-12 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Combustion liner with open cell foam and acoustic damping layers
DE102011014670A1 (de) 2011-03-22 2012-09-27 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Segmentierter Brennkammerkopf
EP2690365B1 (en) 2011-03-22 2015-12-30 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Acoustic damper, combustor, and gas turbine
EP2559942A1 (de) 2011-08-19 2013-02-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Brennkammerkopf einer Gasturbine mit Kühlung und Dämpfung
EP2642204A1 (en) * 2012-03-21 2013-09-25 Alstom Technology Ltd Simultaneous broadband damping at multiple locations in a combustion chamber
US20130283799A1 (en) 2012-04-25 2013-10-31 Solar Turbines Inc. Resonance damper for damping acoustic oscillations from combustor
GB201209658D0 (en) 2012-05-31 2012-07-11 Rolls Royce Plc Acoustic panel
US20140083111A1 (en) 2012-09-25 2014-03-27 United Technologies Corporation Gas turbine asymmetric fuel nozzle combustor
WO2014052221A1 (en) 2012-09-28 2014-04-03 United Technologies Corporation Fuel distribution within a gas turbine engine combustor
CN104755844B (zh) 2012-10-24 2017-11-07 通用电器技术有限公司 具有稀释气体混合器的顺序燃烧
US20140245746A1 (en) 2013-03-04 2014-09-04 General Electric Company Combustion arrangement and method of reducing pressure fluctuations of a combustion arrangement
WO2014173660A1 (en) * 2013-04-23 2014-10-30 Siemens Aktiengesellschaft Combustion system of a flow engine and method for determining a dimension of a resonator cavity
GB2515028A (en) 2013-06-11 2014-12-17 Rolls Royce Plc An acoustic damper and an engine having an acoustic damper
GB2516286B (en) 2013-07-18 2016-08-17 Rolls Royce Plc A duct and method for damping pressure waves caused by thermoacoustic instability
US10267523B2 (en) 2014-09-15 2019-04-23 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Combustor dome damper system
US10087845B2 (en) * 2015-11-30 2018-10-02 General Electric Company Pressure damping device for fuel manifold
US11092084B2 (en) * 2016-05-26 2021-08-17 General Electric Company Fuel delivery system for a gas turbine engine
US10386074B2 (en) * 2016-12-09 2019-08-20 Solar Turbines Incorporated Injector head with a resonator for a gas turbine engine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5263314A (en) * 1992-09-28 1993-11-23 General Motors Corporation Fuel leakage protection system for gas turbine engine
CN102003286A (zh) * 2009-09-01 2011-04-06 通用电气公司 声学上加强的燃气涡轮燃烧器供应
EP2851618A1 (en) * 2013-04-24 2015-03-25 Siemens Aktiengesellschaft Combustion system of a flow engine comprising a resonator
CN204984607U (zh) * 2014-05-02 2016-01-20 通用电气公司 燃料供应系统和燃气涡轮系统
CN105716117A (zh) * 2014-12-19 2016-06-29 通用电器技术有限公司 包括减振器的燃气涡轮燃料管

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