CN111271731B - 用于涡轮发动机的燃烧器组件 - Google Patents
用于涡轮发动机的燃烧器组件 Download PDFInfo
- Publication number
- CN111271731B CN111271731B CN201911227328.6A CN201911227328A CN111271731B CN 111271731 B CN111271731 B CN 111271731B CN 201911227328 A CN201911227328 A CN 201911227328A CN 111271731 B CN111271731 B CN 111271731B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- liner
- seal
- circumferential direction
- combustor assembly
- defining
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims abstract description 37
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 34
- 239000011153 ceramic matrix composite Substances 0.000 claims abstract description 31
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 22
- 238000005304 joining Methods 0.000 claims abstract description 10
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims description 71
- HBMJWWWQQXIZIP-UHFFFAOYSA-N silicon carbide Chemical compound [Si+]#[C-] HBMJWWWQQXIZIP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 16
- 229910010271 silicon carbide Inorganic materials 0.000 claims description 16
- 239000007769 metal material Substances 0.000 claims description 7
- 229920001296 polysiloxane Polymers 0.000 claims description 7
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 46
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 11
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 6
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 6
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 4
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 4
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 4
- 238000000034 method Methods 0.000 description 4
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 3
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 3
- -1 SCS-6 of Textron) Chemical compound 0.000 description 2
- VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N Silicium dioxide Chemical compound O=[Si]=O VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 2
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 2
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 2
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 description 2
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 2
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 2
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 2
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 2
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 2
- 230000008569 process Effects 0.000 description 2
- 229910000601 superalloy Inorganic materials 0.000 description 2
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 2
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- INJRKJPEYSAMPD-UHFFFAOYSA-N aluminum;silicic acid;hydrate Chemical compound O.[Al].[Al].O[Si](O)(O)O INJRKJPEYSAMPD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000004323 axial length Effects 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 230000005465 channeling Effects 0.000 description 1
- 229910017052 cobalt Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010941 cobalt Substances 0.000 description 1
- GUTLYIVDDKVIGB-UHFFFAOYSA-N cobalt atom Chemical compound [Co] GUTLYIVDDKVIGB-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- GUJOJGAPFQRJSV-UHFFFAOYSA-N dialuminum;dioxosilane;oxygen(2-);hydrate Chemical compound O.[O-2].[O-2].[O-2].[Al+3].[Al+3].O=[Si]=O.O=[Si]=O.O=[Si]=O.O=[Si]=O GUJOJGAPFQRJSV-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000006870 function Effects 0.000 description 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 1
- 239000011256 inorganic filler Substances 0.000 description 1
- 229910003475 inorganic filler Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010443 kyanite Substances 0.000 description 1
- 229910052850 kyanite Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 150000002739 metals Chemical class 0.000 description 1
- 239000010445 mica Substances 0.000 description 1
- 229910052618 mica group Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910052901 montmorillonite Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000003647 oxidation Effects 0.000 description 1
- 238000007254 oxidation reaction Methods 0.000 description 1
- TWNQGVIAIRXVLR-UHFFFAOYSA-N oxo(oxoalumanyloxy)alumane Chemical compound O=[Al]O[Al]=O TWNQGVIAIRXVLR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 1
- 230000001141 propulsive effect Effects 0.000 description 1
- 229910052903 pyrophyllite Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000012783 reinforcing fiber Substances 0.000 description 1
- 229910052594 sapphire Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010980 sapphire Substances 0.000 description 1
- 239000000377 silicon dioxide Substances 0.000 description 1
- 235000012239 silicon dioxide Nutrition 0.000 description 1
- 229910052814 silicon oxide Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000454 talc Substances 0.000 description 1
- 229910052623 talc Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010456 wollastonite Substances 0.000 description 1
- 229910052882 wollastonite Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910052727 yttrium Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910052726 zirconium Inorganic materials 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/007—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel constructed mainly of ceramic components
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
- F23R3/50—Combustion chambers comprising an annular flame tube within an annular casing
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
- F23R3/60—Support structures; Attaching or mounting means
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
- F23R2900/00012—Details of sealing devices
Abstract
一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器组件，燃气涡轮发动机限定径向方向和周向方向，燃烧器组件包括：衬里组件，其至少部分地限定燃烧室并且包括至少一个由陶瓷基质复合材料形成并在下游端和上游端之间延伸的衬里，该至少一个衬里的下游端限定沿周向方向延伸的接合表面；密封构件，其也由陶瓷基质复合材料形成，并结合到至少一个衬里的接合表面，该密封构件限定下游表面，用于接触相邻的部件以与相邻的部件形成密封。
Description
技术领域
本主题大体涉及燃气涡轮发动机，或更具体地涉及用于燃气涡轮发动机的燃烧器组件的密封组件。
背景技术
燃气涡轮发动机通常包括布置成彼此流动连通的风扇和核心。另外，燃气涡轮发动机的核心通常以串行流动顺序包括压缩机区段，燃烧区段，涡轮区段和排气区段。在操作中，从风扇向压缩机区段的入口提供空气，在压缩机区段中一台或多台轴向压缩机逐渐压缩空气，直到其到达燃烧区段。在燃烧区段内燃料与压缩空气混合并燃烧，以提供燃烧气体。燃烧气体从燃烧区段被引导至涡轮区段。通过涡轮区段的燃烧气体流驱动涡轮区段，然后被引导通过排气区段，例如，进入大气。
更普遍地，非传统的高温材料(例如陶瓷基质复合(CMC)材料)被用作燃气涡轮发动机内的部件。例如，考虑到CMC材料具有承受相对极端温度的能力，特别感兴趣的是用CMC材料代替燃气涡轮发动机的燃烧区段内的部件。更具体地，燃气涡轮发动机的燃烧区段内的内衬和外衬更普遍地由CMC材料形成。
相反，围绕内衬和外衬的某些结构部件以及与这种内衬和外衬相邻的部件可以由金属材料形成。但是，CMC衬里和金属部件之间的热膨胀系数不同可能会使这两个部件之间难以形成密封。因此，用于在CMC部件和金属部件之间形成密封的简化组件将是有用的。
发明内容
本发明的方面和优点将在下面的描述中部分地阐述，或者可以从描述中显而易见，或者可以通过实践本发明来学习。
在本公开的一个示例性实施例中，提供了一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器组件，该燃气涡轮发动机限定径向方向和周向方向。燃烧器组件包括：衬里组件，其至少部分地限定燃烧室并且包括至少一个衬里，该至少一个衬里由陶瓷基质复合材料形成并且在下游端和上游端之间延伸，该至少一个衬里的下游端限定沿周向方向延伸的接合(interface)表面；密封构件，其也由陶瓷基质复合材料形成并结合到至少一个衬里的接合表面，该密封构件限定下游表面，用于接触相邻的部件以与相邻的部件形成密封。
在某些示例性实施例中，衬里组件的至少一个衬里由多个碳化硅层形成，并且其中，密封构件也由多个碳化硅层形成。
例如，在某些示例性实施例中，使用基于硅树脂的结合材料将密封构件结合到至少一个衬里的接合表面。
在某些示例性实施例中，至少一个衬里的接合表面沿周向方向连续地延伸以形成完整的环。
在某些示例性实施例中，至少一个衬里是至少一个外衬，其中密封构件的下游表面沿径向方向至少部分地定位在至少一个外衬的外侧，并且沿轴向方向至少部分地定位在至少一个外衬的下游。
在某些示例性实施例中，至少一个衬里限定下游边缘，并且其中，至少一个衬里的接合表面定位在下游边缘处。
在某些示例性实施例中，密封构件是结合到至少一个衬里的接合表面的多个密封构件中的第一密封构件，并且其中，多个密封构件沿周向方向布置并且一起形成连续的周向密封环。
在某些示例性实施例中，密封构件沿周向方向连续地延伸以形成周向密封环。
在某些示例性实施例中，至少一个衬里包括沿周向方向间隔开的多个衬里，并且其中，多个衬里一起限定接合表面。
在某些示例性实施例中，至少一个衬里是燃烧器组件的外衬。
在本发明的另一示例性实施例中，提供了一种限定径向方向和周向方向的燃气涡轮发动机，该燃气涡轮发动机包括以串行流动顺序布置的压缩机区段，燃烧器区段和涡轮区段，燃烧器区段包括燃烧器组件。燃烧器组件包括：衬里组件，其至少部分地限定燃烧室并且包括至少一个衬里，该至少一个衬里由陶瓷基质复合材料形成并且在下游端和上游端之间延伸，该至少一个衬里的下游端限定沿周向方向延伸的接合表面；密封构件，其也由陶瓷基质复合材料形成，并结合到至少一个衬里的接合表面，该密封构件限定下游表面，用于接触相邻部件以与相邻部件形成密封。
在某些示例性实施例中，涡轮区段包括第一级翼型件构件，其中第一级翼型件构件包括限定上游端的基部，其中上游端包括密封板，并且其中下游密封表面接触密封板，以与第一级翼型件构件的基部的密封板形成密封。
在某些示例性实施例中，衬里组件的至少一个衬里由多个碳化硅层形成，其中密封构件也由多个碳化硅层形成，并且其中，使用硅树脂结合材料将密封构件结合到至少一个衬里的接合表面。
在某些示例性实施例中，至少一个衬里的接合表面沿着周向方向连续地延伸以形成完整的环。
在本公开的另一示例性实施例中，提供了一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器组件，该燃气涡轮发动机限定轴向方向，径向方向和周向方向。燃烧器组件包括：衬里组件，其至少部分地限定燃烧室并且包括至少一个衬里，该至少一个衬里在下游端和上游端之间延伸，该至少一个衬里的下游端限定沿周向方向和沿径向方向延伸的接合表面，该接合表面包括沿径向方向延伸的衬里几何元件；密封构件，其限定本体表面，该本体表面沿周向方向和沿径向方向延伸并且包括沿径向方向延伸的密封几何元件，该密封几何元件与衬里几何元件可滑动地接合，使得密封构件能够沿径向方向相对于衬里移动。
在某些示例性实施例中，其中衬里几何元件是燕尾部或燕尾槽中的一个，并且其中，密封几何元件是燕尾部或燕尾槽中的另一个。
在某些示例性实施例中，密封构件是沿周向方向布置的多个密封构件中的第一密封构件，并且其中，多个密封构件一起形成连续的周向密封环。
例如，在某些示例性实施例中，衬里几何元件是沿周向方向间隔开的接合表面的多个衬里几何元件中的第一衬里几何元件，并且其中，每个密封构件包括密封几何元件，该密封几何元件与多个衬里几何元件中的相应衬里几何元件可滑动地接合。
例如，在某些示例性实施例中，多个密封构件彼此联接。
在某些示例性实施例中，至少一个衬里由陶瓷基质复合材料形成，并且其中密封构件由金属材料形成。
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，方面和优点。结合在本说明书中并构成本说明书一部分的附图示出了本发明的实施例，并且与说明书一起用于解释本发明的原理。
附图说明
在说明书中阐述了针对本领域的普通技术人员的本发明的完整且可行的公开，包括其最佳模式，其参考附图，其中：
图1是根据本主题的各个实施例的示例性燃气涡轮发动机的示意横截面视图。
图2是根据本公开的示例性实施例的燃烧器组件的示意横截面视图。
图3是根据本公开的示例性实施例的图2的示例性燃烧器组件的外衬的下游端的近视示意横截面视图。
图4是沿燃气涡轮发动机的轴向方向观察的图3的外衬的下游端的示意图。
图5是沿燃气涡轮发动机的径向方向观察的根据本公开的另一示例性实施例的燃烧器组件的衬里组件的下游端的示意图。
图6是根据本公开的示例性实施例的燃烧器组件的外衬的下游端暴露于非操作温度的近视示意横截面视图。
图7是图6的外衬的下游端暴露于操作温度的近视示意横截面视图。
图8是根据本公开的示例性实施例的衬里几何元件和密封几何元件的近视横截面视图。
图9是根据本公开的另一示例性实施例的衬里几何元件和密封几何元件的近视横截面视图。
图10是根据本公开的又一示例性实施例的衬里几何元件和密封几何元件的近视横截面视图。
图11是沿燃气涡轮发动机的轴向方向观察的图6的外衬的下游端的示意图。
图12是沿燃气涡轮发动机的径向方向观察的图6的衬组件的下游端的示意图。
具体实施方式
现在将详细参考本发明的当前实施例，其一个或多个示例在附图中示出。详细描述使用数字和字母标记来指代附图中的特征。在附图和描述中相同或相似的标记已经用于指代本发明的相同或相似的部分。
词语“示例性”在本文中用来表示“用作示例，实例或说明”。本文中被描述为“示例性”的任何实施方式不一定被解释为比其他实施方式优选或有利。
如本文中所使用的，术语“第一”，“第二”和“第三”可以互换使用以将一个部件与另一个部件区分开，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。
术语“前”和“后”是指燃气涡轮发动机或运载器内的相对位置，并且是指燃气涡轮发动机或运载器的正常操作姿态。例如，对于燃气涡轮发动机，前是指更靠近发动机入口的位置，而后是指更靠近发动机喷嘴或排气口的位置。
术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体从其流动的方向，而“下游”是指流体向其流动的方向。
除非本文另有说明，否则术语“联接”，“固定”，“附接到”等是指直接联接，固定或附接，以及通过一个或多个中间部件或特征的间接联接，固定或附接。
除非上下文另外明确指出，否则单数形式“一”，“一种”和“该”包括复数形式。
如本文在整个说明书和权利要求书中所使用的，近似语言用于修饰可以允许变化而不会导致与其相关的基本功能发生变化的任何定量表示。因此，由诸如“约”，“大约”和“基本上”的术语修饰的值不限于所指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度，或用于构造或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可以指在10％的范围内。
在这里以及整个说明书和权利要求书中，范围限制被组合和互换，除非上下文或语言另有指示，否则这样的范围被识别并且包括其中包含的所有子范围。例如，本文公开的所有范围包括端点，并且端点可彼此独立地组合。
现在参考附图，其中在所有附图中，相同的数字表示相同的元件，图1是根据本公开的示例性实施例的燃气涡轮发动机的示意横截面视图。更具体地，对于图1的实施例，燃气涡轮发动机是高旁路涡轮风扇喷气发动机10，在本文中被称为“涡轮风扇发动机10”。如图1所示，涡轮风扇发动机10限定轴向方向A(平行于提供用于参考的纵向中心线12延伸)，径向方向R和周向方向(即，围绕轴向方向A延伸的方向；未描绘)。通常，涡轮风扇10包括风扇区段14和布置在风扇区段14下游的核心涡轮发动机16。
所示的示例性核心涡轮发动机16通常包括基本上管状的外壳18，其限定管状入口20。外壳18以串行流动关系包围：压缩机区段，其包括增压器或低压(LP)压缩机22和高压(HP)压缩机24；燃烧区段26；涡轮区段，其包括高压(HP)涡轮28和低压(LP)涡轮30；和喷射排气喷嘴区段32。高压(HP)轴或线轴34将HP涡轮28驱动地连接到HP压缩机24。低压(LP)轴或线轴36将LP涡轮30驱动地连接到LP压缩机22。
对于所示实施例，风扇区段14包括可变桨距(pitch)风扇38，该可变桨距风扇38具有以间隔开的方式联接至盘42的多个风扇叶片40。如图所示，风扇叶片40从盘42大致沿径向方向R向外延伸。借助于风扇叶片40可操作地联接到合适的致动构件44，每个风扇叶片40可相对于盘42绕着桨距轴线P旋转，该致动构件44构造为共同地一致改变风扇叶片40的桨距。风扇叶片40，盘42和致动构件44可通过越过动力齿轮箱46的LP轴36绕纵向轴线12一起旋转。动力齿轮箱46包括用于将LP轴36的转速降低到更有效的旋转风扇速度的多个齿轮。
仍参考图1的示例性实施例，盘42被可旋转前机舱48覆盖，该可旋转前机舱48在空气动力学上成形为促进通过多个风扇叶片40的气流。另外，示例性风扇区段14包括环形风扇壳体或外机舱50，其周向地围绕风扇38和/或核心涡轮发动机16的至少一部分。机舱50由多个周向间隔开的出口导向轮叶52相对于核心涡轮发动机16被支撑。机舱50的下游区段54在核心涡轮发动机16的外部分上延伸，以便在它们之间限定旁路气流通道56。
在涡轮风扇发动机10的操作期间，一定量的空气58通过机舱50和/或风扇区段14的相关入口60进入涡轮风扇10。当一定量的空气58穿过风扇叶片40时，如箭头62所示的第一部分空气58被引导或导向到旁路气流通道56中，并且如箭头64所示的第二部分空气58被引导或导向到LP压缩机22中。第一部分空气62和第二部分空气64之间的比率通常被称为旁通比。然后，当第二部分空气64被导向通过高压(HP)压缩机24并进入燃烧区段26时，第二部分空气64的压力增加，在燃烧区段26中第二部分空气64与燃料混合并燃烧以提供燃烧气体66。
燃烧气体66被导向通过HP涡轮28，其中经由联接到外壳18的HP涡轮定子轮叶68和联接到HP轴或线轴34的HP涡轮转子叶片70的连续级提取来自燃烧气体66的一部分热能和/或动能，因此使HP轴或线轴34旋转，从而支持HP压缩机24的操作。然后，燃烧气体66被导向通过LP涡轮30，其中经由联接到外壳18的LP涡轮定子轮叶72和联接到LP轴或线轴36的LP涡轮转子叶片74的连续级从燃烧气体66提取第二部分热能和动能，因此使LP轴或线轴36旋转，从而支持LP压缩机22的操作和/或风扇38的旋转。
燃烧气体66随后被导向通过核心涡轮发动机16的喷射排气喷嘴区段32，以提供推进力。同时，随着第一部分空气62从涡轮风扇10的风扇喷嘴排气区段76排出之前被导向通过旁路气流通道56，第一部分空气62的压力实质上增加，也提供推进力。HP涡轮28，LP涡轮30和喷射排气喷嘴区段32至少部分地限定热气路径78，用于将燃烧气体66引导通过核心涡轮发动机16。
然而，应当理解，图1所示的示例性涡轮风扇发动机10仅作为示例，并且在其他示例性实施例中，涡轮风扇发动机10可以具有任何其他合适的构造。例如，在其他示例性实施例中，涡轮风扇发动机10可以是任何其他合适的航空燃气涡轮发动机，例如涡轮轴发动机，涡轮喷气发动机，涡轮螺旋桨发动机等。此外，在其他示例性实施例中，本公开的方面可以被结合到例如包括任何合适数量或构造的轴，压缩机，涡轮等的任何其他合适的燃气涡轮发动机中。此外，尽管被描绘为航空燃气涡轮发动机，但是在其他实施例中，本公开的方面可以被结合到陆基燃气涡轮发动机，航改燃气涡轮发动机等中。
现在参考图2，提供了根据本公开的示例性实施例的燃烧器组件100的近视横截面视图。例如，图2的燃烧器组件100可以定位在图1的示例性涡轮风扇发动机10的燃烧区段26中。更具体地，图2提供了图2的示例性燃烧器组件100的侧向横截面视图。
如图所示，燃烧器组件100通常包括衬里组件，该衬里组件包括至少一个衬里。具体地，对于所示的实施例，衬里组件的至少一个衬里包括内衬102以及外衬108，内衬102在下游端104(或所示实施例的后端)和上游端106(或所示实施例的前端)之间大致沿轴向方向A延伸，外衬108也在下游端110和上游端112之间大致沿轴向方向A延伸。内衬102和外衬108一起至少部分地在它们之间限定了燃烧室114。应当理解，对于所示的实施例，燃烧器组件100被构造为环形燃烧器，使得内衬102和外衬108均沿周向方向C延伸(见下文)，以围绕中心轴线(例如，轴线12)限定圆形/环形形状，并且同样使得燃烧室114是环形燃烧室。例如，外衬102可沿着周向方向C连续地延伸，或者替代地可包括形成燃烧器组件100的连续外衬的多个衬里。类似地，内衬108可以沿着周向方向C连续地延伸，或者替代地，可以包括形成燃烧器组件100的连续内衬的多个衬里。这样的构造将在下面更详细地讨论。
另外，内衬102和外衬108均附接到环形圆顶。更具体地，环形圆顶包括附接到内衬102的上游端106的内圆顶区段116和附接到外衬108的上游端112的外圆顶区段118。内圆顶区段116和外圆顶区段118可以整体地形成(或者替代地可以由以任何合适的方式附接的多个部件形成)，并且还可以各自沿着周向方向C延伸以限定环形形状。内圆顶区段116和外圆顶区段118还各自至少部分地限定槽122，用于分别容纳内衬102的上游端106和外衬108的上游端112。
燃烧器组件100还包括多个燃料空气混合器124，多个燃料空气混合器124沿周向方向C间隔开并且至少部分地位于环形圆顶内。更具体地，多个燃料空气混合器124沿着径向方向R至少部分地设置在外圆顶区段118和内圆顶区段116之间。来自涡轮风扇发动机10的压缩机区段的压缩空气流入或流过燃料空气混合器124，在燃料空气混合器124中压缩空气与燃料混合并被点燃，以在燃烧室114内产生燃烧气体66。内圆顶区段116和外圆顶区段118被构造为辅助将来自压缩机区段的这种压缩空气流提供进入或通过燃料空气混合器124。例如，外圆顶区段118在上游端128处包括外罩126，并且内圆顶区段116类似地在上游端132处包括内罩130。外罩126和内罩130可辅助将来自压缩机区段26的压缩空气流引导进入或通过一个或多个燃料空气混合器124。
此外，内圆顶区段116和外圆顶区段118均包括附接部分，该附接部分构造成辅助将燃烧器组件100安装在涡轮风扇发动机10内。例如，外圆顶区段118包括构造成安装到外燃烧器壳体136的附接延伸部134，而内圆顶区段116包括构造成附接到涡轮风扇发动机10内的环形支撑构件140的类似的附接延伸部138。在某些示例性实施例中，内圆顶区段116可以整体地形成为单个环形部件，并且类似地，外圆顶区段118也可以整体地形成为单个环形部件。
然而，应当理解，在其他示例性实施例中，内圆顶区段116和/或外圆顶区段118可以替代地由以任何合适方式接合的一个或多个部件形成。例如，参考外圆顶区段118，在某些示例性实施例中，外罩126可以与外圆顶区段118分开地形成，并且可以使用例如焊接处理附接到外圆顶区段118的上游端128。类似地，附接延伸部134也可以与外圆顶区段118分开地形成，并且可以使用例如焊接处理附接到外圆顶区段118的上游端128。附加地或替代地，内圆顶区段116可以具有类似的构造。
对于所示实施例，衬里组件中的至少一个衬里，并且更具体地，内衬102和外衬108，各自由陶瓷基质复合(CMC)材料形成，该材料是具有高温能力的非金属材料。用于这种衬里102、108的示例性CMC材料可以包括碳化硅，硅，二氧化硅或氧化铝基质材料及其组合。陶瓷纤维可以嵌入基质中，例如抗氧化稳定的增强纤维，包括诸如蓝宝石和碳化硅(例如Textron的SCS-6)的单丝，以及包括碳化硅(例如，Nippon Carbon的
UbeIndustries的
和Dow Corning的
)，硅酸铝(例如Nextel的440和480)，切碎的晶须和纤维(例如Nextel的440和
)，以及可选的陶瓷颗粒(例如Si，Al，Zr，Y及其组合的氧化物)和无机填料(例如，叶蜡石，硅灰石，云母，滑石，蓝晶石和蒙脱石)的粗纱和纱线。在大约1000-1200°F的温度下，至少某些CMC材料可以具有约1.3×10- 6in/in/°F到约3.5×10-6in/in/°F的范围内的热膨胀系数。
仍然参考图2，燃烧器组件100还包括用于与邻近燃烧器组件100定位的燃气涡轮发动机的部件形成密封的特征。更具体地，对于所示实施例，燃烧器组件100构造成与燃气涡轮发动机的涡轮区段的第一级翼型件构件150形成密封。对于所示实施例，第一级翼型件构件150是第一级涡轮喷嘴，并且包括限定上游端的基部。更具体地，第一级翼型件构件150包括限定上游端154的外基部152和限定上游端158的内基部156。外基部152的上游端154和内基部156的上游端158均包括密封板160。从本文的讨论中将认识到，燃烧器组件100的特征构造成与内基部156的上游端154和外基部152的上游端158的密封板160形成密封。应当理解，如本文所用，术语“密封”可以在两个部件之间限定，是指两个部件限定了相对小的测量的间隙或在它们之间没有间隙，以限制它们之间的可允许气流或防止它们之间的任何气流。因此，在某些示例性实施例中，密封可以指两个部件彼此接触并形成基本气密的密封，或者替代地可以指两个部件在它们之间限定相对小的测量的间隙使得以期望的方式约束它们之间的气流。
更具体地，现在还参考图3，提供了衬里组件的至少一个衬里的外衬108的下游端110的近视图，如图所示，外衬108的下游端110限定了接合表面164。对于所示的实施例，由外衬108在下游端110处限定的接合表面164更具体地定位在外衬108的下游边缘166处，并且大致沿轴向方向A延伸，并且如将在下文中更详细解释的，沿周向方向C延伸。将理解的是，如本文所使用的，特定衬里的术语“下游端”是指衬里的包括小于衬里的轴向长度的百分之二十的下游区段。
此外，燃烧器组件100包括密封构件168，该密封构件168结合到衬里组件的至少一个衬里的接合表面164，或更具体地，结合到外衬108的接合表面164。更具体地，密封构件168包括限定本体表面172和下游表面174的本体170。本体表面172被结合到外衬108的接合表面164，并且下游表面174被构造为接触相邻的部件以与相邻的部件形成密封。更具体地，对于所示的实施例，密封构件168的下游表面174沿径向方向R至少部分地定位在外衬108的外侧，并且沿轴向方向A至少部分地定位在外衬108的下游或前方。以这种方式，将理解的是，对于所示的示例性实施例，密封构件168的下游表面174被构造为接触第一级翼型件构件150的外基部152的密封板160，以与密封板160以及因此第一级翼型件构件150形成密封。
以这种方式，密封构件168可以在外衬108的下游端110与燃气涡轮发动机的后相邻部件(即，所示实施例的第一级翼型件构件150)之间形成密封。
如上所述，外衬108由陶瓷基质复合材料形成。此外，对于所示的实施例，密封构件168由陶瓷基质复合材料形成。例如，在至少某些示例性实施例中，外衬108和密封构件168可以由多个碳化硅层形成。在这样的示例性实施例中，可以使用基于硅树脂的结合材料176将密封构件168结合到外衬108的接合表面164。以这种方式，每个部件可以在操作期间以相同的方式热膨胀。
现在参考图4，提供了外衬108的下游端110以及上面参考图2和图3所述的密封构件168的沿轴向方向A的视图，应当理解，密封构件168在周向方向C上连续地延伸以形成周向密封环178，并至少部分地定位在外衬108的下游端110上(这可以限定类似的环形形状)。这样，将理解的是，所示的示例性密封构件168构造成整体地形成为例如没有接缝或接头的一体式构件。以这种方式，密封构件168可以一致地滑到接合表面164上并且结合到其。简而言之，还将理解的是，密封构件168的下游表面174也在周向方向C上连续地延伸以形成连续的360度圆周。密封构件168因此可以与外衬108的下游端110形成连续的密封，并且进一步，下游表面174又可以与燃气涡轮发动机中的相邻部件(例如密封板160)形成密封。
然而，将理解的是，在其他实施例中，可为包括衬里组件和密封构件168的燃烧器组件100提供任何其他合适的构造。例如，现在参考图5，提供了衬里组件，并且更具体地，外衬108以及密封构件168的替代示例性实施例。更具体地，图5描绘了根据本公开的另一示例性实施例的具有密封构件168附接到其的衬里组件的外衬108的下游端110的俯视平面图。
示例性衬里组件可以以与上面参照图2至图4描述的示例性衬里组件相似的方式构造。然而，对于所示的实施例，衬里组件的至少一个外衬108不是单个连续地延伸的外衬108，而是布置在一起以形成燃烧器组件100的有效连续周向外衬的多个外衬108。以这种方式，应当理解，多个外衬108沿周向方向C间隔开，并且多个衬里一起限定接合表面164。此外，在这样的示例性实施例中，由多个外衬108限定的接合表面164又在周向方向C上连续地延伸以形成完整的环(见图4)。
此外，对于所示的示例性实施例，密封构件168是燃烧器组件100的多个密封构件168中的第一密封构件168。多个密封构件168中的每一个可以例如以与图2至图4的密封构件168结合到接合表面164相同的方式，被结合到接合表面164。多个密封构件168中的每一个沿着周向方向C布置，使得多个密封构件168一起形成连续的周向密封环178(类似于图4中所示)。多个密封构件168中的相邻密封构件168可以进一步以类似于将密封构件168结合到多个衬里的接合表面164的方式结合在一起。
值得注意的是，对于所示的实施例，多个密封构件168中的每一个限定的周向跨度180大于各个衬里108的周向跨度182。更具体地，多个密封构件168中的每一个限定的周向跨度180是各个衬里108的周向跨度182的两倍。这可能导致燃烧器组件100更坚固。然而，在其他实施例中，多个密封构件168各自限定的周向跨度180等于各个衬里108的周向跨度182，或者各个衬里108的周向跨度182可以大于多个密封构件168的周向跨度180。
现在参考图6，提供了根据本公开的另一示例性实施例的燃烧器组件100的衬里组件的至少一个衬里的下游端110和密封构件192的近视图。图6的示例性燃烧器组件100可以以与上面参考图2至图5描述的示例性燃烧器组件100类似的方式构造。例如，燃烧器组件100包括衬里组件，该衬里组件具有至少一个限定下游端110的衬里，并且更具体地包括限定下游端110的外衬108。外衬108的下游端110限定沿周向方向C延伸的接合表面190。另外，燃烧器组件100包括密封构件192，该密封构件192位于至少一个衬里的下游端110处，并且包括被构造为与燃气涡轮发动机的相邻部件形成密封的下游表面174。与上述实施例一样，对于所示实施例，相邻部件是第一级翼型件构件150的外基部152的上游端154，更具体地，是外基部152的上游端154的密封板160。
与上述讨论的实施例一样，外衬108可以由陶瓷基质复合材料形成。然而，对于所示的实施例，密封构件192代替地由金属材料形成。例如，密封构件192可以由金属(例如镍基高温合金(其可以在大约1000-1200°F的温度下具有约8.3-8.5×10-6in/in/°F的热膨胀系数)或钴基高温合金(其可以在大约1000-1200°F的温度下具有约7.8-8.1×10-6in/in/°F的热膨胀系数))形成。这样，在燃气涡轮发动机的操作期间，密封构件192可以相对于外衬108膨胀。
鉴于形成外衬108的材料和形成密封构件192的材料的热膨胀系数不匹配，外衬108的下游端110和密封构件192包括有助于在燃气涡轮发动机的操作期间相对径向移动的特征。例如，对于所示的实施例，衬里的接合表面190除了沿周向方向C延伸之外，还大致沿径向方向R延伸。此外，接合表面190包括也沿径向方向R延伸的衬里几何元件194。类似地，密封构件192包括本体196，本体196限定沿周向方向C和沿径向方向R延伸的本体表面198。本体表面198包括也沿径向方向R延伸的密封几何元件200。密封几何元件200与衬里几何元件194可滑动地接合，使得密封构件192可沿径向方向R相对于外衬108移动。
例如，简要地参考图7，示出了图6的示例性外衬108和密封构件192暴露于燃气涡轮发动机的操作温度。如图所示，密封构件192相对于外衬108的下游端110膨胀，使得密封构件192的本体与包括接合表面190的凹槽204的内端203一起限定间隙202。密封几何元件200和衬里几何元件194之间的可滑动接合促进了这种相对径向移动。然而，尽管有这种相对径向移动，但是密封构件192的本体表面198仍保持与外衬108的接合表面190相邻，使得尽管相对径向膨胀，但是本体表面198仍可以与接合表面190保持密封。
此外，将理解的是，尽管允许径向移动，但是密封几何元件200和衬里几何元件194可被构造为沿轴向方向A相对于外衬108约束密封构件192。例如，在某些示例性实施例中，衬里几何元件194是燕尾部或燕尾槽中的一个，而密封几何元件200是燕尾部或燕尾槽中的另一个。更具体地说，参照图8，对于所示的实施例，衬里几何元件194是燕尾槽，而密封几何元件200是相应形状的燕尾部。这样，密封构件192可以沿径向方向R相对于接合表面190滑动，但是被限制沿轴向方向A相对于接合表面190移动。
然而，在其他实施例中，可以提供任何其他合适的衬里几何元件194和密封几何元件200。例如，现在简要地参考图9，在其他实施例中，衬里几何元件194可以是圆形开口，并且密封几何元件200可以是具有装配在衬里几何元件194的圆形开口内的圆形端部的延伸部。同样，这种构造可以允许相对径向移动，但是可以约束任何相对轴向移动。
此外，现在参考图10，提供了根据本公开的又一示例性实施例的沿径向方向R观察的衬里几何元件194和密封几何元件200的近视图，还应当理解，在至少某些示例性实施例(例如图10的替代示例性实施例)中，外衬108可以包括耐磨涂层195，并且更具体地，衬里几何元件194可以包括构造成接触密封几何元件200的耐磨涂层195，用于与密封几何元件200接合。以这种方式，密封几何元件200可以构造成抵靠耐磨涂层195滑动，以防止密封几何元件200在燃气涡轮发动机的操作期间损坏或过早地磨损衬里几何元件194(给定不同的材料-陶瓷基质复合材料与金属)。以这种方式，将理解的是，耐磨涂层195可以是例如允许金属材料固定到衬里的高温条，附接到衬里的可移除和/或易于更换的材料条等。然而，在其他实施例中，耐磨涂层195可以具有任何其他合适的构造，或者燃烧器组件可以根本不包括耐磨涂层195。
现在参考图11和12，将理解，燃烧器组件100还包括多个密封构件192和形成连续地延伸外衬的多个外衬108。更具体地，图11提供了沿轴向方向A观察的外衬108(或者更确切地说，多个外衬108)的下游端110和密封构件192(或者更确切地说，多个密封构件192)的视图，并且图12提供了沿径向方向R观察的外衬108(或者更确切地说，多个外衬108)的下游端110和密封构件192(或者更确切地说，多个密封构件192)的平面图。
如图所示，密封构件192是燃烧器组件100的多个密封构件192中的第一密封构件192，并且外衬108是燃烧器组件100的衬里组件的多个外衬108中的第一外衬108。多个密封构件192沿着周向方向C布置，并一起形成连续的周向密封环206(图11)。类似地，多个外衬108沿周向方向C布置并且一起形成连续的环形外衬。此外，如例如图11中的虚线所描绘的，衬里几何元件194是接合表面190的多个衬里几何元件194中的第一衬里几何元件194。多个衬里几何元件194沿周向方向C间隔开，并且对于所示实施例，定位在不同的外衬108上。此外，多个密封构件192中的每一个包括与多个衬里几何元件194中的相应衬里几何元件194可滑动地接合的相应密封几何元件200。此外，一旦安装在多个外衬108的下游端110处，则多个密封构件192中的每一个联接在一起(例如，在它们的周向端部接头处)。例如，多个邻接构件中的每一个可以被焊接在一起或以其他方式机械地彼此固定。
此外，对于所示的实施例，将理解的是，各个密封构件192中的每一个限定的周向跨度208比各个外衬108的相应周向跨度210更大。更具体地，多个密封构件192中的每一个限定的周向跨度208是各个外衬108的周向跨度210的三倍。然而，在其他实施例中，多个密封构件192可各自限定等于各个外衬108的周向跨度210的周向跨度208，或者各个外衬108的周向跨度210可以大于多个密封构件192的周向跨度208。
然而，将理解，在其他示例性实施例中，可为燃烧器组件100，燃气涡轮发动机等提供任何其他合适的构造。此外，将理解，尽管上述示例性密封构件被构造成在外衬和第一级翼型件构件的外基部之间形成密封，但是在其他实施例中，可以提供附加的或替代的密封构件以在内衬的下游端和第一级翼型件构件的内基部之间形成密封(见图2)。例如，在这样的实施例中，内衬的下游端可以限定一个或多个径向开口和接合表面，并且密封构件可以包括：本体，其具有定位成邻近接合表面的本体表面；凸缘；和径向构件，其联接到凸缘并且至少部分地延伸到内衬的径向开口中。然而，值得注意的是，密封构件的尺寸可以设置成在寒冷条件下限定间隙(类似于图7中的间隙202)，以允许密封构件在高温条件(例如，操作条件)下膨胀。
该书面描述使用示例来公开本发明，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结合的方法。本发明的专利范围由权利要求书限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这样的其他示例包括与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权利要求的字面语言没有实质性差异的等效结构元件，则这样的其他示例意图落入权利要求的范围内。
本发明的进一步方面通过以下条项的主题提供：
1.一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器组件，所述燃气涡轮发动机限定径向方向和周向方向，其特征在于，所述燃烧器组件包括：衬里组件，所述衬里组件至少部分地限定燃烧室并且包括至少一个衬里，所述至少一个衬里由陶瓷基质复合材料形成并且在下游端和上游端之间延伸，所述至少一个衬里的所述下游端限定沿所述周向方向延伸的接合表面；和密封构件，所述密封构件也由陶瓷基质复合材料形成并结合到所述至少一个衬里的所述接合表面，所述密封构件限定下游表面，用于接触相邻部件以与所述相邻部件形成密封。
2.根据任何在前条项的燃烧器组件，其中所述衬里组件的所述至少一个衬里由多个碳化硅层形成，并且其中，所述密封构件也由多个碳化硅层形成。
3.根据任何在前条项的燃烧器组件，其中所述密封构件使用基于硅树脂的结合材料结合到所述至少一个衬里的所述接合表面。
4.根据任何在前条项的燃烧器组件，其中所述至少一个衬里的所述接合表面沿所述周向方向连续地延伸以形成完整的环。
5.根据任何在前条项的燃烧器组件，其中所述至少一个衬里是至少一个外衬，其中所述密封构件的所述下游表面沿所述径向方向至少部分地定位在所述至少一个外衬的外侧，并且沿所述轴向方向至少部分地定位在所述至少一个外衬的下游。
6.根据任何在前条项的燃烧器组件，其中所述至少一个衬里限定下游边缘，并且其中，所述至少一个衬里的所述接合表面定位在所述下游边缘处。
7.根据任何在前条项的燃烧器组件，其中所述密封构件是结合到所述至少一个衬里的所述接合表面的多个密封构件中的第一密封构件，并且其中，所述多个密封构件沿所述周向方向布置并且一起形成连续的周向密封环。
8.根据任何在前条项的燃烧器组件，其中所述密封构件沿所述周向方向连续地延伸以形成周向密封环。
9.根据任何在前条项的燃烧器组件，其中所述至少一个衬里包括沿所述周向方向间隔开的多个衬里，并且其中，所述多个衬里一起限定所述接合表面。
10.根据任何在前条项的燃烧器组件，其中所述至少一个衬里是所述燃烧器组件的外衬。
11.一种限定径向方向和周向方向的燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机包括：以串行流动顺序布置的压缩机区段，燃烧器区段和涡轮区段，所述燃烧器区段包括燃烧器组件，所述燃烧器组件包括：衬里组件，所述衬里组件至少部分地限定燃烧室并且包括至少一个衬里，所述至少一个衬里由陶瓷基质复合材料形成并且在下游端和上游端之间延伸，所述至少一个衬里的所述下游端限定沿所述周向方向延伸的接合表面；和密封构件，所述密封构件也由陶瓷基质复合材料形成并结合到所述至少一个衬里的所述接合表面，所述密封构件限定下游表面，用于接触相邻部件以与所述相邻部件形成密封。
12.根据任何在前条项的燃气涡轮发动机，其中所述涡轮区段包括第一级翼型件构件，其中所述第一级翼型件构件包括限定上游端的基部，其中所述上游端包括密封板，并且其中所述下游密封表面接触所述密封板，以与所述第一级翼型件构件的所述基部的所述密封板形成所述密封。
13.根据任何在前条项的燃气涡轮发动机，其中所述衬里组件的所述至少一个衬里由多个碳化硅层形成，其中所述密封构件也由多个碳化硅层形成，并且其中，使用硅树脂结合材料将所述密封构件结合到所述至少一个衬里的所述接合表面。
14.根据任何在前条项的燃气涡轮发动机，其中所述至少一个衬里的所述接合表面沿着所述周向方向连续地延伸以形成完整的环。
15.一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器组件，所述燃气涡轮发动机限定轴向方向，径向方向和周向方向，其特征在于，所述燃烧器组件包括：衬里组件，所述衬里组件至少部分地限定燃烧室并且包括至少一个衬里，所述至少一个衬里在下游端和上游端之间延伸，所述至少一个衬里的所述下游端限定沿所述周向方向和沿所述径向方向延伸的接合表面，所述接合表面包括沿所述径向方向延伸的衬里几何元件；和密封构件，所述密封构件限定本体表面，所述本体表面沿所述周向方向和沿所述径向方向延伸并且包括沿所述径向方向延伸的密封几何元件，所述密封几何元件与所述衬里几何元件可滑动地接合，使得所述密封构件能够沿所述径向方向相对于所述衬里移动。
16.根据任何在前条项的燃烧器组件，其中所述衬里几何元件是燕尾部或燕尾槽中的一个，并且其中，所述密封几何元件是所述燕尾部或所述燕尾槽中的另一个。
17.根据任何在前条项的燃烧器组件，其中所述密封构件是沿所述周向方向布置的多个密封构件中的第一密封构件，并且其中，所述多个密封构件一起形成连续的周向密封环。
18.根据任何在前条项的燃烧器组件，其中所述衬里几何元件是沿所述周向方向间隔开的所述接合表面的多个衬里几何元件中的第一衬里几何元件，并且其中，每个密封构件包括密封几何元件，所述密封几何元件与所述多个衬里几何元件中的相应衬里几何元件可滑动地接合。
19.根据任何在前条项的燃烧器组件，其中所述多个密封构件彼此联接。
20.根据任何在前条项的燃烧器组件，其中所述至少一个衬里由陶瓷基质复合材料形成，并且其中，所述密封构件由金属材料形成。
Claims (16)
1.一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器组件，所述燃气涡轮发动机限定径向方向和周向方向，其特征在于，所述燃烧器组件包括：
衬里组件，所述衬里组件至少部分地限定燃烧室并且包括至少一个衬里，所述至少一个衬里由陶瓷基质复合材料形成并且在下游端和上游端之间延伸，所述至少一个衬里的所述下游端限定沿所述周向方向延伸的接合表面；和
密封构件，所述密封构件也由陶瓷基质复合材料形成并结合到所述至少一个衬里的所述接合表面，所述密封构件限定下游表面，用于接触相邻部件以与所述相邻部件形成密封；
其中所述衬里组件的所述至少一个衬里由多个碳化硅层形成，并且其中，所述密封构件也由多个碳化硅层形成，所述密封构件使用基于硅树脂的结合材料结合到所述至少一个衬里的所述接合表面。
2.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其特征在于，其中所述至少一个衬里的所述接合表面沿所述周向方向连续地延伸以形成完整的环。
3.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其特征在于，其中所述至少一个衬里是至少一个外衬，其中所述密封构件的所述下游表面沿所述径向方向至少部分地定位在所述至少一个外衬的外侧，并且沿轴向方向至少部分地定位在所述至少一个外衬的下游。
4.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其特征在于，其中所述至少一个衬里限定下游边缘，并且其中，所述至少一个衬里的所述接合表面定位在所述下游边缘处。
5.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其特征在于，其中所述密封构件是结合到所述至少一个衬里的所述接合表面的多个密封构件中的第一密封构件，并且其中，所述多个密封构件沿所述周向方向布置并且一起形成连续的周向密封环。
6.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其特征在于，其中所述密封构件沿所述周向方向连续地延伸以形成周向密封环。
7.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其特征在于，其中所述至少一个衬里包括沿所述周向方向间隔开的多个衬里，并且其中，所述多个衬里一起限定所述接合表面。
8.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其特征在于，其中所述至少一个衬里是所述燃烧器组件的外衬。
9.一种限定径向方向和周向方向的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述燃气涡轮发动机包括：
以串行流动顺序布置的压缩机区段，燃烧器区段和涡轮区段，所述燃烧器区段包括燃烧器组件，所述燃烧器组件包括：
衬里组件，所述衬里组件至少部分地限定燃烧室并且包括至少一个衬里，所述至少一个衬里由陶瓷基质复合材料形成并且在下游端和上游端之间延伸，所述至少一个衬里的所述下游端限定沿所述周向方向延伸的接合表面；和
密封构件，所述密封构件也由陶瓷基质复合材料形成并结合到所述至少一个衬里的所述接合表面，所述密封构件限定下游表面，用于接触相邻部件以与所述相邻部件形成密封；
其中所述衬里组件的所述至少一个衬里由多个碳化硅层形成，其中所述密封构件也由多个碳化硅层形成，并且其中，使用硅树脂结合材料将所述密封构件结合到所述至少一个衬里的所述接合表面。
10.根据权利要求9所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述涡轮区段包括第一级翼型件构件，其中所述第一级翼型件构件包括限定第一上游端的基部，其中所述第一上游端包括密封板，并且其中所述下游表面接触所述密封板，以与所述第一级翼型件构件的所述基部的所述密封板形成所述密封。
11.根据权利要求9所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述至少一个衬里的所述接合表面沿着所述周向方向连续地延伸以形成完整的环。
12.一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器组件，所述燃气涡轮发动机限定轴向方向，径向方向和周向方向，其特征在于，所述燃烧器组件包括：
衬里组件，所述衬里组件至少部分地限定燃烧室并且包括至少一个衬里，所述至少一个衬里在下游端和上游端之间延伸，所述至少一个衬里的所述下游端限定沿所述周向方向和沿所述径向方向延伸的接合表面，所述接合表面包括沿所述径向方向延伸的衬里几何元件；和
密封构件，所述密封构件限定本体表面，所述本体表面沿所述周向方向和沿所述径向方向延伸并且包括沿所述径向方向延伸的密封几何元件，所述密封几何元件与所述衬里几何元件可滑动地接合，使得所述密封构件能够沿所述径向方向相对于所述衬里移动；
其中所述衬里几何元件是燕尾槽，并且其中，所述密封几何元件是燕尾部。
13.根据权利要求12所述的燃烧器组件，其特征在于，其中所述密封构件是沿所述周向方向布置的多个密封构件中的第一密封构件，并且其中，所述多个密封构件一起形成连续的周向密封环。
14.根据权利要求13所述的燃烧器组件，其特征在于，其中所述衬里几何元件是沿所述周向方向间隔开的所述接合表面的多个衬里几何元件中的第一衬里几何元件，并且其中，每个密封构件包括密封几何元件，所述密封几何元件与所述多个衬里几何元件中的相应衬里几何元件可滑动地接合。
15.根据权利要求13所述的燃烧器组件，其特征在于，其中所述多个密封构件彼此联接。
16.根据权利要求12所述的燃烧器组件，其特征在于，其中所述至少一个衬里由陶瓷基质复合材料形成，并且其中，所述密封构件由金属材料形成。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US16/210,447 | 2018-12-05 | ||
| US16/210,447 US11047574B2 (en) | 2018-12-05 | 2018-12-05 | Combustor assembly for a turbine engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN111271731A CN111271731A (zh) | 2020-06-12 |
| CN111271731B true CN111271731B (zh) | 2022-06-24 |
Family
ID=70970805
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201911227328.6A Active CN111271731B (zh) | 2018-12-05 | 2019-12-04 | 用于涡轮发动机的燃烧器组件 |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| US (2) | US11047574B2 (zh) |
| CN (1) | CN111271731B (zh) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US11885495B2 (en) * | 2021-06-07 | 2024-01-30 | General Electric Company | Combustor for a gas turbine engine including a liner having a looped feature |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103547866A (zh) * | 2011-03-29 | 2014-01-29 | 西门子能量股份有限公司 | 涡轮燃烧系统衬垫 |
| CN103672965A (zh) * | 2012-09-24 | 2014-03-26 | 株式会社日立制作所 | 燃气轮机燃烧器 |
| EP1882883A3 (en) * | 2006-07-27 | 2014-08-13 | Siemens Energy, Inc. | Combustor liner with reverse flow for gas turbine engine |
| CN106150569A (zh) * | 2015-05-11 | 2016-11-23 | 通用电气公司 | 用于热隔离涡轮护罩的系统 |
| CN107949688A (zh) * | 2015-09-08 | 2018-04-20 | 三菱日立电力系统株式会社 | 密封构件的组装构造以及组装方法、密封构件、燃气轮机 |
Family Cites Families (29)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5876540A (en) | 1996-05-31 | 1999-03-02 | The Boeing Company | Joining composites using Z-pinned precured strips |
| US6284089B1 (en) | 1997-12-23 | 2001-09-04 | The Boeing Company | Thermoplastic seam welds |
| DE19858197B4 (de) * | 1998-12-17 | 2005-05-04 | Eads Space Transportation Gmbh | Triebwerk |
| US6265078B1 (en) | 1999-09-09 | 2001-07-24 | Northrop Grumman Corporation | Reducing wear between structural fiber reinforced ceramic matrix composite automotive engine parts in sliding contacting relationship |
| US6347508B1 (en) * | 2000-03-22 | 2002-02-19 | Allison Advanced Development Company | Combustor liner support and seal assembly |
| US6851643B2 (en) | 2003-01-27 | 2005-02-08 | Sonoco Development, Inc. | Spirally wound tube with enhanced inner diameter stiffness, and method of making same |
| US7141191B2 (en) | 2003-05-02 | 2006-11-28 | The Boeing Company | Triple purpose lay-up tool |
| US7229513B2 (en) | 2003-10-31 | 2007-06-12 | The Boeing Company | Method for an integral composite forward flange in a composite |
| FR2878608B1 (fr) | 2004-11-29 | 2007-02-23 | Eads Space Transp Sas Soc Par | Revetement de protection thermique a pieces elementaires gauches et leur procede de fabrication |
| US7686990B2 (en) | 2004-12-31 | 2010-03-30 | General Electric Company | Method of producing a ceramic matrix composite article |
| US20060280955A1 (en) * | 2005-06-13 | 2006-12-14 | Irene Spitsberg | Corrosion resistant sealant for EBC of silicon-containing substrate and processes for preparing same |
| WO2007061398A1 (en) | 2005-07-25 | 2007-05-31 | Siemens Power Generation, Inc. | Method of forming cmc component |
| US7546743B2 (en) * | 2005-10-12 | 2009-06-16 | General Electric Company | Bolting configuration for joining ceramic combustor liner to metal mounting attachments |
| US8141370B2 (en) | 2006-08-08 | 2012-03-27 | General Electric Company | Methods and apparatus for radially compliant component mounting |
| US7712487B2 (en) | 2006-09-13 | 2010-05-11 | Sonoco Development, Inc. | Spirally wound tube with voids and method for manufacturing the same |
| US9034128B2 (en) | 2007-12-17 | 2015-05-19 | The Boeing Company | Fitting doublers using gap mapping |
| US8266914B2 (en) | 2008-10-22 | 2012-09-18 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Heat shield sealing for gas turbine engine combustor |
| US20110219775A1 (en) | 2010-03-12 | 2011-09-15 | Jarmon David C | High tolerance controlled surface for ceramic matrix composite component |
| US10086569B2 (en) | 2010-05-13 | 2018-10-02 | The Boeing Company | Method of making a composite sandwich structure |
| GB2485215B (en) | 2010-11-05 | 2013-12-25 | Gkn Aerospace Services Ltd | Laminate Structure |
| JP6162949B2 (ja) | 2011-12-16 | 2017-07-12 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | Ｃｍｃライナの強化冷却のための一体化バッフルシステム |
| US10654246B2 (en) | 2012-04-28 | 2020-05-19 | General Electric Company | Composite article and methods therefor |
| US10190504B2 (en) * | 2012-10-01 | 2019-01-29 | United Technologies Corporation | Combustor seal mistake-proofing for a gas turbine engine |
| US9102571B2 (en) | 2013-01-14 | 2015-08-11 | Coi Ceramics, Inc. | Methods of forming ceramic matrix composite structures |
| WO2014137411A1 (en) | 2013-03-04 | 2014-09-12 | Rolls-Royce Corporation | Fan track liner assembly with a spring element |
| EP3044511B1 (en) | 2013-09-11 | 2021-10-06 | Raytheon Technologies Corporation | Combustor, gas turbine engine comprising such a combustor, and method |
| US10801729B2 (en) | 2015-07-06 | 2020-10-13 | General Electric Company | Thermally coupled CMC combustor liner |
| US10401030B2 (en) | 2016-07-12 | 2019-09-03 | General Electric Company | Axisymmetric components and methods for forming axisymmetric components |
| GB201613299D0 (en) * | 2016-08-02 | 2016-09-14 | Rolls Royce Plc | A method of assembling an annular combustion chamber assembly |
-
2018
- 2018-12-05 US US16/210,447 patent/US11047574B2/en active Active
-
2019
- 2019-12-04 CN CN201911227328.6A patent/CN111271731B/zh active Active
-
2021
- 2021-05-25 US US17/329,710 patent/US11913645B2/en active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1882883A3 (en) * | 2006-07-27 | 2014-08-13 | Siemens Energy, Inc. | Combustor liner with reverse flow for gas turbine engine |
| CN103547866A (zh) * | 2011-03-29 | 2014-01-29 | 西门子能量股份有限公司 | 涡轮燃烧系统衬垫 |
| CN103672965A (zh) * | 2012-09-24 | 2014-03-26 | 株式会社日立制作所 | 燃气轮机燃烧器 |
| CN106150569A (zh) * | 2015-05-11 | 2016-11-23 | 通用电气公司 | 用于热隔离涡轮护罩的系统 |
| CN107949688A (zh) * | 2015-09-08 | 2018-04-20 | 三菱日立电力系统株式会社 | 密封构件的组装构造以及组装方法、密封构件、燃气轮机 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US20200182465A1 (en) | 2020-06-11 |
| CN111271731A (zh) | 2020-06-12 |
| US11047574B2 (en) | 2021-06-29 |
| US20210278082A1 (en) | 2021-09-09 |
| US11913645B2 (en) | 2024-02-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US11898494B2 (en) | Piston ring assembly for a turbine engine | |
| CN106482152B (zh) | 用于涡轮发动机的燃烧器组件 | |
| US11021990B2 (en) | Shroud sealing for a gas turbine engine | |
| EP3139089A1 (en) | Combustor assembly for a turbine engine | |
| US11725814B2 (en) | Combustor assembly for a turbine engine | |
| US11952900B2 (en) | Variable guide vane sealing | |
| US10221712B2 (en) | Seal for hardware segments | |
| CN106482157B (zh) | 用于涡轮发动机的燃烧器组件 | |
| CN107120684B (zh) | 燃烧器组件 | |
| US10851672B2 (en) | Grommet for a turbine engine | |
| CN106968798B (zh) | 用于燃气涡轮发动机的点火器 | |
| CN107917440B (zh) | 用于燃气涡轮发动机的构件组件 | |
| CN111271731B (zh) | 用于涡轮发动机的燃烧器组件 | |
| US11796176B2 (en) | Combustor assembly for a turbine engine | |
| CN107120690B (zh) | 燃烧器组件 | |
| EP3309361B1 (en) | Seal, corresponding engine section and gas turbine engine | |
| US11674403B2 (en) | Annular shroud assembly | |
| CN115127115A (zh) | 用于燃气涡轮发动机的燃烧区段的部件组件 | |
| CN115127116A (zh) | 用于可变翼型件系统的部件组件 | |
| CN116892423A (zh) | 燃气涡轮发动机护罩的护罩销 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |