CN110529250B - 燃气涡轮发动机 - Google Patents

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CN110529250B CN201910434608.8A CN201910434608A CN110529250B CN 110529250 B CN110529250 B CN 110529250B CN 201910434608 A CN201910434608 A CN 201910434608A CN 110529250 B CN110529250 B CN 110529250B
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Abstract

一种燃气涡轮发动机，其包括：压缩机区段，包括压缩机平均半径；燃烧器区段，流体地联接于压缩机区段的下游，并且包括燃烧器平均半径；以及，涡轮区段，流体地联接于燃烧器区段的下游，并且包括涡轮中跨度半径。燃烧器平均半径比压缩机平均半径和涡轮中跨度半径中的每一个大。

Description

燃气涡轮发动机
技术领域
本申请要求于2018年5月23日提交的美国序列号62/675,284的优先权。
本公开大体涉及涡轮发动机，更具体地，涉及提供期望的下游状态的燃烧器架构。
背景技术
常规的燃气涡轮发动机一般包括用于压缩空气的压缩机，空气与燃料混合并在燃烧器中被点燃，用于产生高压高温气体流，称之为燃烧气体。燃烧气体流动到涡轮，在涡轮中，它们膨胀，将来自燃烧气体的热能转换成机械能，用于驱动轴来为压缩机供给动力，并产出输出动力用于为发电机供给动力或者例如在航空应用中产出推力。
在至少一些已知的燃气涡轮中，第一组导向轮叶(或扩散器)联接于压缩机的出口与燃烧器的入口之间。第一组导向轮叶减少角动量，因而减少从压缩机排出的空气流动的旋流(即，去除整体旋流)和流动角，使得空气流动在大致轴向方向上朝向燃烧器被引导。第二组导向轮叶(或者第一级段涡轮喷嘴)联接于燃烧器的出口与涡轮的入口之间。第二组导向轮叶促使增加从燃烧器排出的燃烧气体流动的角动量、旋流(即，重新引入整体旋流)，使得满足对涡轮入口的流动角要求。然而，利用第一组导向轮叶和第二组导向轮叶对空气和燃烧气体流重新导向增加燃气涡轮的操作低效。另外，包括附加部件(诸如第一组导向轮叶和第二组导向轮叶)通常添加燃气涡轮的重量、成本和复杂性。
整体涡流燃烧器(开放或受限)可以被用以提供必要的旋流、流动角和流动状态(即，角动量)，以此减少或消除对第一组导向轮叶或是第二组导向轮叶，或者可能两者的需要。
发明内容
在一个方面，一种涡轮发动机包括大半径燃烧器，大半径燃烧器包括内流动路径和外流动路径，内流动路径和外流动路径在燃烧器区段中的热量添加的上游径向向外弯曲，并且在燃烧器区段中的热量添加的下游径向向内弯曲。
在另一方面，一种燃气涡轮发动机包括：压缩机区段，包括压缩机平均半径；燃烧器区段，流体地联接于压缩机区段的下游，并且包括燃烧器平均半径；和涡轮区段，流体地联接于燃烧器区段的下游，并且包括涡轮中跨度半径。燃烧器平均半径比压缩机平均半径和涡轮中跨度半径中的每一个大。
在另一方面，一种燃气涡轮发动机包括：包括压缩机平均半径的压缩机区段；至少一个压缩机转子级段；以及可变压缩机轮叶(VCV)。燃气涡轮发动机还包括：燃烧器区段，流体地联接于压缩机区段的下游，并且包括燃烧器平均半径；以及涡轮区段，流体地联接于燃烧器区段的下游，并且包括涡轮中跨度半径。可变压缩机轮叶在最后的压缩机转子级段的下游。
在另一方面，一种燃气涡轮发动机包括：压缩机区段，包括压缩机平均半径；以及燃烧器区段，流体地联接于压缩机区段的下游，并且包括燃烧器平均半径和多个成角度的轮叶。燃气涡轮发动机还包括涡轮区段，涡轮区段流体地联接于燃烧器区段的下游并且包括涡轮中跨度半径。多个成角度的轮叶在将热量添加到空气的同时引导空气经过燃烧器区段。
在另一方面，燃烧器组件包括主动可变流动旋流机构，其也可以被用以节制机器流动能力。
在另一方面，燃烧器组件包括限约壁，以导引因热量添加致使的增加速度。
在另一方面，涡轮组件包括紧接在燃烧区段下游的涡轮转子级段(即，而不是涡轮喷嘴级段)。
附图说明
当参考附图阅读以下详细描述时，将更好地了解本公开的这些及其他特征、方面和优点，附图中，类似字符在所有附图中表示类似零件，其中：
图1是将本实施例的燃气涡轮发动机与示范性燃气涡轮发动机对比的示意性示图；
图2图示包括罐式燃烧器组件的燃气涡轮发动机的实施例；
图3是压缩机的轴向后端、燃烧器和涡轮发动机的轴向前端的图解示意图；
图4是压缩机的轴向后端、燃烧器和涡轮发动机的轴向前端的图解示意图；
图5是示范性燃烧器区段的横截面侧视图；
图6是压缩机的轴向后端、燃烧器和涡轮发动机的轴向前端的图解示意图；
图7A是图示在热量被添加到燃烧器区段中的流动时开放旋流流动角的变化的图解示意图；
图7B是图示本实施例的受限旋流构造的图解示意图，包括多个成角度的轮叶和产生的角动量变化；
图8A是根据本实施例的燃烧器区段的前向后看的视图；
图8B是根据本实施例的燃烧器区段的等距侧视图；以及
图9至图14是本实施例的构造的等距视图和侧视图。
除非另有指示，否则，文中提供的附图意指图示实施例的特征。相信这些特征适用于包含本公开的一个以上实施例的宽泛种类的系统。这样，附图并不意指包括本领域普通技术人员所知晓的实践文中公开的实施例所要求的所有常规特征。
具体实施方式
在以下说明书和权利要求书中，将参考诸多术语，术语应被限定为具有以下含义。
除非上下文另有清楚规定，否则，单数形式“一”、“一种”和“该”包括复数指代。
“可选的”或“可选地”意指随后描述的事件或情况可以发生或可以不发生，并且该描述包括事件发生的实例和事件不发生的实例。
通篇说明书和权利要求书文中所使用的近似语言可以应用于修饰任何定量表示，该定量表示可以在不致使其所涉及的基本功能变动的情况下允许变化。由此，一术语或多术语(诸如，“大约”，“近似”和“大致”)所修饰的数值不限于具体的精确数值。在至少一些实例中，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度。这里以及通篇说明书和权利要求书中，范围限制可以被组合和/或互换。除非上下文或语言另有规定，否则，这些范围被识别并包括其中含有的所有子范围。
如文中所使用的，术语“轴向”是指与燃气涡轮发动机的中心轴线或轴对齐的方向。燃气涡轮发动机的轴向前端是靠近风扇和/或压缩机入口的、空气进入燃气涡轮发动机的端部。燃气涡轮发动机的轴向后端是燃气涡轮的靠近发动机排口的、低压燃烧气体经由低压(LP)涡轮离开发动机的端部。
如文中所使用的，术语“周向”是指围绕燃气涡轮的环圈的圆周或者例如涡轮叶片的扫掠区域所限定的圆圈(并且切向于其)的一方向或多方向。如文中所使用的，术语“周向”和“切向”是同义的。
如文中所使用的，术语“径向”是指远离燃气涡轮的中心轴线向外移动的方向。“径向向内”方向朝向中心轴线对齐，朝向减小的半径移动。“径向向外”方向远离中心轴线对齐，朝向增加的半径移动。
如文中所使用的，术语“整体旋流”是指围绕发动机中心线的燃气涡轮环圈内的压缩空气和/或燃烧气体的旋流。
如文中所使用的，术语“受限旋流”是指被用以增加燃烧器区段中的热量添加所引起的整体旋流(角动量)的大小的结构。
如文中所使用的，术语“角动量”、“旋流”、“切向流动”和“流动角”描述相关的工程原理。
图1是示范性涡轮发动机10的示意性示图，涡轮发动机10包括风扇组件12、低压或增压压缩机组件14、高压压缩机组件16和燃烧器组件18。燃烧器组件18包括本实施例的成型流动路径18A和示范性燃气涡轮发动机燃烧器流动路径18B(图1中用虚线图示的)。与示范性燃气涡轮发动机燃烧器流动路径18B相比，本实施例的成型流动路径18A的成型(contouring)的程度显著增加。风扇组件12、增压压缩机组件14、高压压缩机组件16和燃烧器组件18流动连通地联接。涡轮发动机10还包括高压涡轮组件20，高压涡轮组件20与燃烧器组件18和低压涡轮组件22流动连通地联接。涡轮发动机10具有进口24和排口26。涡轮发动机10进一步包括中心线28，风扇组件12、增压压缩机组件14、高压压缩机组件16以及涡轮组件20和22绕着中心线28旋转。
操作时，经过进口24进入涡轮发动机10的空气通过风扇组件12被导向增压压缩机组件14。压缩空气从增压压缩机组件14朝向高压压缩机组件16排出。高度压缩的空气从高压压缩机组件16被导向燃烧器组件18，与燃料混合，并且混合物在燃烧器组件18内燃烧。燃烧器组件18所产生的高温燃烧气体被导向涡轮组件20和22。随后，燃烧气体经由排口26从涡轮发动机10排出。高压轴86绕着中心线28同心地安置，并且将高压压缩机组件16机械性地联接到高压涡轮组件20。文中描述的实施例、燃烧器和涡轮发动机适用于若干可能的发动机架构，包括但不限于涡轮轴发动机、飞行器发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡扇发动机、涡轮喷气发动机、齿轮架构发动机、直接驱动发动机、陆基燃气涡轮发动机等。
图2图示燃气涡轮发动机10A(本实施例也可适用的发动机架构)的实施例，燃气涡轮发动机10A包括罐式燃烧器组件18B。
图3是压缩机的轴向后端30、燃烧器和涡轮发动机10的轴向前端32的图解示意图。压缩气流以压缩机转子出口角36(αA)存在末级段压缩机转子34，并且进入压缩机出口导向轮叶38，在压缩机出口导向轮叶38，流动在站点B处沿轴向方向40转动(角动量减小)。在站点B和站点C之间，在燃烧器区段18中添加热量42。在站点C，燃烧器流动在轴向方向40上离开燃烧器并且进入第一级段涡轮喷嘴44，在第一级段涡轮喷嘴44，流动被重导向到涡轮入口角46(αD)(角动量增加)。换言之，流动进入压缩机出口导向轮叶38，其中角动量仅减小，然后在第一级段涡轮喷嘴44处增加。
图4是在没有末级段压缩机轮叶且没有第一级段涡轮喷嘴的情况下，压缩机的轴向后端30、燃烧器和涡轮的轴向前端32的图解示意图。气流以压缩机转子出口角36(αA)离开末级段压缩机转子34，并且进入添加热量42的燃烧器区段18。燃烧器流动离开燃烧器18并且以涡轮入口角46(αD)进入第一级段涡轮转子48。操作时，随着热量42在燃烧器18中以点燃燃料的形式添加到压缩空气，流动角可以变动。在各种操作状态下，流动角的变动可以从低动力到高动力而不同，但通常流动角将随热量添加而减小。因此，可以期望，流动以增加的流动角(αA>αD)离开末级段压缩机转子34，使得流动以正确的角和流动状态进入第一级段涡轮转子48。
图5是本实施例的示范性燃烧器区段18的横截面侧视图，包括压缩机16的轴向后端30和涡轮区段20的轴向前端32。图5的燃烧器区段18可以连同图4的实施例一起使用，其中既不要求末级段压缩机轮叶38也不要求第一级段涡轮轮叶(或喷嘴)44来提供所要求的流动角。图5的实施例提供平衡流动角以及其他参数(如，角动量、温度和压力)的燃烧器几何形状。燃烧器几何形状由三个区段(燃烧器入口50、燃烧器热量添加部58和燃烧器出口68)组成，带有有目的地设计的流动路径成型，使得角流动动量的守恒和随热量添加的流动变动将在涡轮转子入口处出现所要求的状态，同时使损失和冷却要求最小化。流动路径成型，以经由压缩机平均半径74B、燃烧器平均半径60、涡轮平均半径74和跨度62有目的地实现整个燃烧器区段18中的各种站点处的特定流动状态的这种方式，而随轴向方向变化。
燃烧器入口50径向向外弯曲以减少流动马赫数。燃烧器热量添加部58进一步调适跨度62以进一步管理马赫数，于是使损失(瑞利)和冷却要求最小化。换言之，跨度是另一设计参数，可以变化该设计参数以在每个站点处实现适当流动状态。在一个实施例中，燃气涡轮发动机10可以包括有意变化的跨度62，以在每个站点处实现适当流动状态(使损失最小化并向第一级段涡轮转子76提供适当流动状态)。因而，由于半径变化和/或跨度定制，本实施例可以使得能够消除第一级段喷嘴。燃烧器出口64径向向内弯曲以生成进到第一级段涡轮转子48中的适当流动角(旋流)。即使站点A处的压缩机出口和站点D处的第一级段涡轮入口48处于大略相同的半径(即，压缩机平均半径74B可以近似等于涡轮平均半径74(例如在大约5％或大约10％内)，或者，可以不同于涡轮平均或中跨度半径74)的示例中，也将期望该进出构造。这与本领域现状不同，本领域现状下，燃烧器以直接且大致单调的方式(即，半径持续增大或减小)将压缩机出口大略连接到涡轮入口。
如图5所示，燃烧器区段18从站点A延展到站点D，并且包括从末级段压缩机转子34的出口径向向外弯曲的燃烧器入口流动路径50。燃烧器入口内壁52A和燃烧器入口外壁52B两者皆在燃烧器区段18内在径向向外方向54上急剧弯曲。燃烧器入口内壁52A和燃烧器入口外壁52B分别限定燃烧器入口流动路径50的径向内边界和径向外边界。一旦到达热量添加部58，则，燃烧器内壁54A和燃烧器外壁54B限定以点燃燃料的形式添加热量42的燃烧器腔室56。
仍然参考图5，燃烧器内壁54A和燃烧器外壁54B形成为使得环形燃烧器腔室56限定包括大致轴向定向的燃烧器热量添加部58。此外，燃烧器热量添加部58具有燃烧器平均半径60，燃烧器平均半径60是在燃烧器热量添加部58处限定的燃烧器内壁54A和燃烧器外壁54B的半径的均值。燃烧器内壁54A和燃烧器外壁54B之间的径向距离限定燃烧器跨度62。燃烧器区段18包括燃烧器内壁54A和燃烧器外壁54B下游的燃烧器出口68，使得燃烧气体流动到燃烧器出口68，在燃烧器出口68，燃烧器出口内壁66A和燃烧器出口外壁66B限定径向向内弯曲的燃烧器出口流动路径64。
仍然参考图5，燃烧器流动在站点D处离开燃烧器出口68并且在第一级段涡轮叶片48处进入涡轮区段20。第一级段涡轮流动路径70限定在涡轮外壁72B和涡轮内壁72A之间，涡轮外壁72B限定涡轮流动路径70的径向外边界，涡轮内壁72A限定涡轮流动路径70的径向内边界。涡轮中跨度半径74被限定为涡轮内壁72A的半径和涡轮外壁72B的半径的均值，两者皆限定在第一级段涡轮转子(或叶片)前缘76处。在一个实施例中，燃烧器平均半径60是涡轮中跨度半径74的大约1.5到大约五倍。在另一实施例中，燃烧器平均半径60可以是涡轮中跨度半径74的大约2.0倍到大约4.0倍。在另一实施例中，燃烧器平均半径60可以是涡轮中跨度半径74的大约2.5倍到大约3.5倍。这样，本实施例的燃烧器18是大半径燃烧器。在另一实施例中，燃气涡轮包括在燃烧器区段中的热量添加的上游径向向外并且在燃烧器区段中的热量添加的下游径向向内弯曲的内流动路径和外流动路径。在另一实施例中，燃烧器平均半径60大于涡轮中跨度半径74和压缩机平均半径74B。在另一实施例中，燃烧器平均半径60、涡轮中跨度半径74和压缩机平均半径74B都不同(即，它们都包括不同半径)。燃气涡轮内流动路径和外流动路径分别包括燃烧器入口内流动路径52A和外流动路径52B，燃烧器内流动路径54A和外流动路径54B，以及燃烧器出口内壁66A和外壁66B。
图6是在带有末级段可变压缩机轮叶(VCV)78且没有第一级段涡轮喷嘴的情况下，压缩机区段16的轴向后端30、燃烧器区段18和涡轮区段20的轴向前端32的图解示意图。包括末级段可变压缩机轮叶(VCV)78使得能够选择性地控制流动角和角动量，以考虑燃气涡轮发动机10的操作状态变化。例如，如图5所示，燃烧器区段18的几何形状可以是成型为使得在特定设计点处在第一级段涡轮转子48的入口处提供期望流动角。然而，当燃气涡轮发动机的操作与特定设计点偏离时，可以调节可选的可变压缩机轮叶78以在第一级段涡轮转子48处产生期望流动角。此外，这些可变轮叶可以被用以变动经过机器的流动速率。因而，使机器的标准阻塞点从热量添加点之后移动到之前。换言之，可变压缩机轮叶78调节VCV流动面积，使得VCV流动面积小于涡轮区段的最小流动面积。这可以致使获得可变面积涡轮(VAT)或可变面积涡轮喷嘴(VATN)的益处，而没有与热区段中的可变几何部件关联的挑战。在图6的实施例中，空气在穿过末级段可变压缩机轮叶(VCV)78以后离开压缩机区段16并进入燃烧器区段，在燃烧器区段，热量在燃烧过程中被添加到空气。然后，燃烧气体离开燃烧器区段18，并且直接在第一级段涡轮叶片48处进入涡轮区段20，而不首先穿过级段1喷嘴。换言之，第一级段涡轮叶片48在涡轮区段20内、每一喷嘴级段的上游。相似地，安置在压缩机区段16内的每一压缩机转子级段在末级段可变压缩机轮叶(VCV)78的上游。
图7A是图示随着热量42添加到燃烧器区段18中的流动时流动角的变动的图解示意图。上游速度80在周向方向和轴向方向两者上皆具有分量。在添加了热量42以后，下游速度82在周向方向和轴向方向两者上也皆具有分量。在热量42添加之前和以后，周向方向上的分量维持恒定。然而，作为热量42添加的结果，速度在轴向方向上的分量增加，从而致使下游流动角84减小。这是开放旋流实施例。
图7B是图示本实施例的受限旋流构造的图解示意图，包括在添加热量42时引导气流经过燃烧器区段18的多个成角度的轮叶88。在一个实施例中，多个成角度的轮叶88可以是可变的，并且可以包括多个轮叶致动器90，多个轮叶致动器90位于添加热量42的位置的上游，从而轮叶致动器90不需要承受这种高温。每个轮叶致动器90可以在轴向上游端处包括冷枢轴92。多个可变轮叶致动器90可以产出与可变面积涡轮喷嘴相同的效果。在其他实施例中，多个成角度的轮叶88可以是固定的。在两个实施例中，受限的热量添加增加流动角动量，使得在燃烧器出口68的出口处实现第一级段涡轮转子48处所要求的期望流动角。这是受限旋流实施例。
图8A是根据本实施例的燃烧器区段18的前向后看的视图。
图8B是根据本实施例的燃烧器区段18的等距侧视图。
图9A是燃气涡轮流动路径94的等距侧视图，燃气涡轮流动路径94分别包括燃烧器入口内流动路径52A和外流动路径52B，燃烧器内流动路径54A和外流动路径54B，以及燃烧器出口内壁66A和外壁66B。多个成角度的轮叶88(可以是固定的或可变的)围绕燃气涡轮发动机10的燃烧器区段18在周向上间隔开。多个成角度的轮叶88中的每个成角度的轮叶可以定向成使得它们在周向方向和轴向方向两者上皆包括分量。图9A是作为环形流动路径的燃气涡轮流动路径94的截面视图。换言之，图9A的截面视图中的燃气涡轮流动路径94绕着发动机中心线28在周向上旋转。
图9B是图9A的燃气涡轮流动路径94的等距侧视图，包括多个成角度的轮叶88。
图10是燃烧器区段18的等距侧视图，燃烧器区段18包括围绕发动机中心线28在周向上间隔开的多个成角度的轮叶88。
图11是燃烧器区段18的等距侧视图，燃烧器区段18包括多个成角度的微型混合器管道96。多个成角度的微型混合器96中的每一个将燃料和/或燃料空气混合物分布到微型混合器管道中，使得热量(未示出)被添加到流动。每个微型混合器96是大致柱形的管道，其定向成在轴向方向以及周向方向上具有分量。多个成角度的微型混合器96通过围绕燃烧器腔室56在周向上延伸的安装结构98支撑。因为微型混合器96成角度，所以，它们在第一级段涡轮转子48(下游)处产生期望流动角。此外，微型混合器96的定向可以是可变的，以便在变化的燃气涡轮操作状态下产生期望流动角和角动量。
图12是包括多个成角度的轮叶88的燃烧器区段18的等距侧视图。在第一实施例中，燃烧器区段18可以包括第一燃料喷射器100，第一燃料喷射器100安置在轮叶88内，或是从径向内毂104或经由径向外壳103突出。而且，附加的火焰保持器设备105可以位于轮叶之间或者作为从轮叶延伸的突起105，或者作为成角度的隔板107和空气旋流器106(图13中示出)。成角度的隔板107可以安置在邻近的成角度的轮叶88之间，并且可以包括旋流器106(图13中示出)和/或第二燃料喷射器108。
图13是处于波纹状燃烧器穹顶布置的燃烧器区段18的侧视图，包括多个成角度的隔板107，每个成角度的隔板包括围绕大致柱形的燃料喷射器108在周向上安置的空气旋流器106。
图14A是燃烧器区段18的等距侧视图，燃烧器区段18包括围绕环形燃烧器腔室56在周向上延伸的V形槽式火焰保持器110。当空气流过V形槽式火焰保持器110的外翼112和内翼114时，涡流在V形槽式火焰保持器110的下游形成，促进与从V形槽式火焰保持器110的中心位置116分配的燃料混合。
图14B是燃烧器区段18的等距侧视图，燃烧器区段18包括V形槽式火焰保持器110和围绕环形燃烧器腔室56在周向上间隔开的多个成角度的轮叶88。
图6、图7B、图9A、图9B、图10至图12和图14B中示出的每个实施例包括用于调整燃烧器区段18中的旋流以调适于操作状态的潜在机构，使得在第一级段涡轮转子48处实现期望的下游流动角。
图7B、图9A、图9B、图10至图12和图14B的受限旋流实施例可以用来减少所要求的燃烧器平均半径60。
通过消除第一级段涡轮喷嘴44和/或压缩机出口导向轮叶38，燃气涡轮发动机10、燃烧器组件18及文中描述的实施例减少发动机长度，减少发动机零件数，减少冷却流动，减少损失，并且简化组装过程。
尽管本公开的各种实施例的特定特征可以在一些附图中示出而在其他附图中未示出，但是，这仅仅是为了方便。根据本公开的实施例的原理，附图的任何特征可以与任何其他附图的任何特征组合地参考和/或要求。
该书面描述使用示例来公开本发明的各实施例，包括最佳模式，还使本领域的普通技术人员能够实践本发明的各实施例，包括制造和使用任何设备或系统，并施行任何并入的方法。文中描述的实施例的专利权范围由权利要求书限定，可以包括本领域技术人员容易想到的其他示例。这种其他示例意在包括于权利要求书的范围内，如果该示例具备与权利要求书的文字语言并无不同的结构元件的话，或者，如果该示例包括与权利要求书的文字语言无实质不同的等效结构元件的话。
本发明的各种特征，方面和优点也可以体现在以下条项中描述的各种技术方案中，这些方案可以以任何组合方式组合：
1.一种燃气涡轮发动机，其特征在于，包含：
压缩机区段，所述压缩机区段包含压缩机平均半径；
燃烧器区段，所述燃烧器区段流体地联接于所述压缩机区段的下游，所述燃烧器区段包含燃烧器平均半径；以及
涡轮区段，所述涡轮区段流体地联接于所述燃烧器区段的下游，所述涡轮区段包含涡轮中跨度半径，
其中，所述燃烧器平均半径大于所述压缩机平均半径和所述涡轮中跨度半径中的每一个。
2.如条项1所述的发动机，其特征在于，所述涡轮区段进一步包含：
涡轮内壁，所述涡轮内壁限定涡轮流动路径的径向内边界；
涡轮外壁，所述涡轮外壁限定所述涡轮流动路径的径向外边界；和
至少一个第一级段涡轮叶片，所述至少一个第一级段涡轮叶片包含前缘，
其中，所述涡轮中跨度半径被限定为在所述至少一个第一级段涡轮叶片的所述前缘处的涡轮内壁半径和涡轮外壁半径的平均值。
3.如条项2所述的发动机，其特征在于，所述燃烧器区段进一步包含：
燃烧器内壁，所述燃烧器内壁限定燃烧器内壁半径；和
燃烧器外壁，所述燃烧器外壁限定燃烧器外壁半径，
其中，所述燃烧器平均半径被限定为所述燃烧器内壁半径和所述燃烧器外壁半径的平均值，
其中，燃烧器跨度被限定为所述燃烧器内壁和所述燃烧器外壁之间的差异，并且
其中，所述燃烧器跨度和所述燃烧器平均半径中的每一个共同限定所述发动机内的至少一个流动状态。
4.如条项3所述的发动机，其特征在于，所述压缩机区段进一步包含压缩机平均半径，所述压缩机平均半径被限定为压缩机外壁半径和压缩机内壁半径的平均值。
5.如条项4所述的发动机，其特征在于，其中，所述压缩机平均半径、所述燃烧器平均半径和所述涡轮中跨度半径中的每一个是不同的。
6.如条项4所述的发动机，其特征在于，其中，所述压缩机平均半径大致等于所述涡轮中跨度半径。
7.如条项1所述的发动机，其特征在于，其中，所述燃烧器平均半径比所述涡轮中跨度半径大大约1.5倍到大约5.0倍。
8.如条项2所述的发动机，其特征在于，其中，在流过任何涡轮喷嘴以前，离开所述燃烧区段的燃烧气体流过所述至少一个第一级段涡轮叶片。
9.如条项2所述的发动机，其特征在于，所述涡轮区段包括至少一个涡轮喷嘴，其中，所述至少一个第一级段涡轮叶片在所述至少一个涡轮喷嘴的上游，并且
其中，所述至少一个涡轮喷嘴是安置在所述涡轮区段内的最上游的涡轮喷嘴。
10.如条项1所述的发动机，其特征在于，所述涡轮区段进一步包含最上游的涡轮喷嘴，其中，所述最上游的涡轮喷嘴在所述至少一个第一级段涡轮叶片的下游。
11.如条项5所述的发动机，其特征在于，其中，所述涡轮中跨度半径大于所述压缩机平均半径。
12.一种燃气涡轮发动机，其特征在于，包含：
压缩机区段，所述压缩机区段包含：
压缩机平均半径；
至少一个压缩机转子叶片；和
可变压缩机轮叶(VCV)；
燃烧器区段，所述燃烧器区段流体地联接于所述压缩机区段的下游，所述燃烧器区段包含燃烧器平均半径；以及
涡轮区段，所述涡轮区段流体地联接于所述燃烧器区段的下游，所述涡轮区段包含涡轮中跨度半径，
其中，所述可变压缩机轮叶在所述至少一个压缩机转子叶片的下游。
13.如条项12所述的发动机，其特征在于，其中，所述燃烧器平均半径大于所述压缩机平均半径和所述涡轮中跨度半径中的每一个，并且
其中，所述可变压缩机轮叶被安置在最后面的压缩机转子叶片的下游。
14.如条项12所述的发动机，其特征在于，所述压缩机区段进一步包含多个压缩机转子级段，
其中，所述可变压缩机轮叶在所述多个压缩机转子级段的每个压缩机转子级段的下游。
15.如条项12所述的发动机，其特征在于，所述可变压缩机轮叶包括VCV流动面积，
其中，所述可变压缩机轮叶调节所述VCV流动面积，使得所述VCV流动面积小于所述涡轮区段的最小流动面积。
16.如条项12所述的发动机，其特征在于，所述可变压缩机轮叶包括VCV流动面积，
其中，所述可变压缩机轮叶调节经过其中的VCV流动面积，使得所述燃气涡轮发动机的阻塞点在所述燃烧器区段的上游。
17.一种燃气涡轮发动机，其特征在于，包含：
压缩机区段，所述压缩机区段包含压缩机平均半径；
燃烧器区段，所述燃烧器区段流体地联接于所述压缩机区段的下游，所述燃烧器区段包含：
燃烧器平均半径；和
多个成角度的轮叶；以及
涡轮区段，所述涡轮区段流体地联接于所述燃烧器区段的下游，所述涡轮区段包含涡轮中跨度半径，
其中，所述多个成角度的轮叶在热量被添加到空气的同时，引导所述空气经过所述燃烧器区段。
18.如条项17所述的发动机，其特征在于，其中，在所述多个成角度的轮叶之间添加到所述空气的所述热量增加流动角动量。
19.如条项17所述的发动机，其特征在于，其中，所述多个成角度的轮叶中的每个轮叶成角度，以便在周向方向和轴向方向上皆包括分量。
20.如条项17所述的发动机，其特征在于，进一步包含联接到所述多个成角度的轮叶中的至少一个轮叶的至少一个轮叶致动器，
其中，所述至少一个轮叶致动器被安置在热量被添加到所述空气的位置的上游。

Claims (20)

1.一种燃气涡轮发动机，其特征在于，包含：
压缩机区段，所述压缩机区段包含压缩机平均半径；
燃烧器区段，所述燃烧器区段流体地联接于所述压缩机区段的下游，所述燃烧器区段包含燃烧器平均半径；以及
涡轮区段，所述涡轮区段流体地联接于所述燃烧器区段的下游，所述涡轮区段包含涡轮中跨度半径，
其中，所述燃烧器平均半径大于所述压缩机平均半径和所述涡轮中跨度半径中的每一个；
所述燃烧器区段包括燃烧器入口内壁和燃烧器入口外壁，所述燃烧器入口内壁和所述燃烧器入口外壁均在所述燃烧器区段内在径向向外方向上急剧弯曲。
2.如权利要求1所述的发动机，其特征在于，所述涡轮区段进一步包含：
涡轮内壁，所述涡轮内壁限定涡轮流动路径的径向内边界；
涡轮外壁，所述涡轮外壁限定所述涡轮流动路径的径向外边界；和
至少一个第一级段涡轮叶片，所述至少一个第一级段涡轮叶片包含前缘，
其中，所述涡轮中跨度半径被限定为在所述至少一个第一级段涡轮叶片的所述前缘处的涡轮内壁半径和涡轮外壁半径的平均值。
3.如权利要求2所述的发动机，其特征在于，所述燃烧器区段进一步包含：
燃烧器内壁，所述燃烧器内壁限定燃烧器内壁半径；和
燃烧器外壁，所述燃烧器外壁限定燃烧器外壁半径，
其中，所述燃烧器平均半径被限定为所述燃烧器内壁半径和所述燃烧器外壁半径的平均值，
其中，燃烧器跨度被限定为所述燃烧器内壁和所述燃烧器外壁之间的差异，并且
其中，所述燃烧器跨度和所述燃烧器平均半径中的每一个共同限定所述发动机内的至少一个流动状态。
4.如权利要求3所述的发动机，其特征在于，所述压缩机区段进一步包含压缩机平均半径，所述压缩机平均半径被限定为压缩机外壁半径和压缩机内壁半径的平均值。
5.如权利要求4所述的发动机，其特征在于，其中，所述压缩机平均半径、所述燃烧器平均半径和所述涡轮中跨度半径中的每一个是不同的。
6.如权利要求4所述的发动机，其特征在于，其中，所述压缩机平均半径大致等于所述涡轮中跨度半径。
7.如权利要求1所述的发动机，其特征在于，其中，所述燃烧器平均半径比所述涡轮中跨度半径大1.5倍到5.0倍。
8.如权利要求2所述的发动机，其特征在于，其中，在流过任何涡轮喷嘴以前，离开所述燃烧器区段的燃烧气体流过所述至少一个第一级段涡轮叶片。
9.如权利要求2所述的发动机，其特征在于，所述涡轮区段包括至少一个涡轮喷嘴，其中，所述至少一个第一级段涡轮叶片在所述至少一个涡轮喷嘴的上游，并且
其中，所述至少一个涡轮喷嘴是安置在所述涡轮区段内的最上游的涡轮喷嘴。
10.如权利要求1所述的发动机，其特征在于，所述涡轮区段进一步包含最上游的涡轮喷嘴，其中，所述最上游的涡轮喷嘴在至少一个第一级段涡轮叶片的下游。
11.如权利要求5所述的发动机，其特征在于，其中，所述涡轮中跨度半径大于所述压缩机平均半径。
12.一种燃气涡轮发动机，其特征在于，包含：
压缩机区段，所述压缩机区段包含：
压缩机平均半径；
至少一个压缩机转子叶片；和
可变压缩机轮叶（VCV）；
燃烧器区段，所述燃烧器区段流体地联接于所述压缩机区段的下游，所述燃烧器区段包含燃烧器平均半径；以及
涡轮区段，所述涡轮区段流体地联接于所述燃烧器区段的下游，所述涡轮区段包含涡轮中跨度半径，
其中，所述可变压缩机轮叶在所述至少一个压缩机转子叶片的下游。
13.如权利要求12所述的发动机，其特征在于，其中，所述燃烧器平均半径大于所述压缩机平均半径和所述涡轮中跨度半径中的每一个，并且
其中，所述可变压缩机轮叶被安置在最后面的压缩机转子叶片的下游。
14.如权利要求12所述的发动机，其特征在于，所述压缩机区段进一步包含多个压缩机转子级段，
其中，所述可变压缩机轮叶在所述多个压缩机转子级段的每个压缩机转子级段的下游。
15.如权利要求12所述的发动机，其特征在于，所述可变压缩机轮叶包括VCV流动面积，
其中，所述可变压缩机轮叶调节所述VCV流动面积，使得所述VCV流动面积小于所述涡轮区段的最小流动面积。
16.如权利要求12所述的发动机，其特征在于，所述可变压缩机轮叶包括VCV流动面积，
其中，所述可变压缩机轮叶调节经过其中的VCV流动面积，使得所述燃气涡轮发动机的阻塞点在所述燃烧器区段的上游。
17.一种燃气涡轮发动机，其特征在于，包含：
压缩机区段，所述压缩机区段包含压缩机平均半径；
燃烧器区段，所述燃烧器区段流体地联接于所述压缩机区段的下游，所述燃烧器区段包含：
燃烧器平均半径；和
多个成角度的轮叶；以及
涡轮区段，所述涡轮区段流体地联接于所述燃烧器区段的下游，所述涡轮区段包含涡轮中跨度半径，
其中，所述多个成角度的轮叶在热量被添加到空气的同时，引导所述空气经过所述燃烧器区段。
18.如权利要求17所述的发动机，其特征在于，其中，在所述多个成角度的轮叶之间添加到所述空气的所述热量增加流动角动量。
19.如权利要求17所述的发动机，其特征在于，其中，所述多个成角度的轮叶中的每个轮叶成角度，以便在周向方向和轴向方向上皆包括分量。
20.如权利要求17所述的发动机，其特征在于，进一步包含联接到所述多个成角度的轮叶中的至少一个轮叶的至少一个轮叶致动器，
其中，所述至少一个轮叶致动器被安置在热量被添加到所述空气的位置的上游。
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Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2548975A (en) * 1944-01-31 1951-04-17 Power Jets Res & Dev Ltd Internal-combustion turbine power plant with nested compressor and turbine
CN1133936A (zh) * 1995-04-06 1996-10-23 株式会社日立制作所 燃气轮机
CN101737167A (zh) * 2008-11-20 2010-06-16 通用电气公司 关于翼型件周向同步和冷却空气流动的方法、装置和系统
CN105697147A (zh) * 2014-05-07 2016-06-22 通用电气公司 涡轮发动机和其组装的方法
CN106050313A (zh) * 2015-04-02 2016-10-26 通用电气公司 用于涡轮机中的叶轮和轮叶的热管温度管理系统
CN106437869A (zh) * 2015-07-28 2017-02-22 安萨尔多能源瑞士股份公司 第一级涡轮机叶片装置
CN106687666A (zh) * 2014-09-12 2017-05-17 通用电气公司 具有可变出口导向轮叶的轴流离心式压缩机

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20140260318A1 (en) * 2013-03-18 2014-09-18 General Electric Company Side seal slot for a combustion liner
US10294965B2 (en) * 2016-05-25 2019-05-21 Honeywell International Inc. Compression system for a turbine engine

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2548975A (en) * 1944-01-31 1951-04-17 Power Jets Res & Dev Ltd Internal-combustion turbine power plant with nested compressor and turbine
CN1133936A (zh) * 1995-04-06 1996-10-23 株式会社日立制作所 燃气轮机
CN101737167A (zh) * 2008-11-20 2010-06-16 通用电气公司 关于翼型件周向同步和冷却空气流动的方法、装置和系统
CN105697147A (zh) * 2014-05-07 2016-06-22 通用电气公司 涡轮发动机和其组装的方法
CN106687666A (zh) * 2014-09-12 2017-05-17 通用电气公司 具有可变出口导向轮叶的轴流离心式压缩机
CN106050313A (zh) * 2015-04-02 2016-10-26 通用电气公司 用于涡轮机中的叶轮和轮叶的热管温度管理系统
CN106437869A (zh) * 2015-07-28 2017-02-22 安萨尔多能源瑞士股份公司 第一级涡轮机叶片装置

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