CN111720856A - 用于气体涡轮引擎燃烧器的燃烧器瓦 - Google Patents

用于气体涡轮引擎燃烧器的燃烧器瓦 Download PDF

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Abstract

本发明提供了一种用于气体涡轮引擎的环形燃烧器，所述环形燃烧器包括内燃烧器壁和外燃烧器壁。所述内燃烧器壁和所述外燃烧器壁各自限定环面，并且所述内燃烧器壁在所述外燃烧器壁的径向向内。所述燃烧器包括初级区和在所述初级区下游的次级区，在所述初级区中所述内燃烧器壁和所述外燃烧器壁在下游方向上汇聚。在所述次级区中，所述内燃烧器壁和所述外燃烧器壁被布置成以与所述初级区不同的比率汇聚，是非汇聚的，或者在下游方向上发散，使得所述燃烧器的径向宽度的变化率在所述初级区与所述次级区中不同。自所述初级区至所述次级区设置过渡部。多个燃烧器冷却瓦衬于内燃烧器壁和外燃烧器壁。所述瓦中的一个或多个瓦被布置成从所述初级区至所述次级区并且跨过自所述初级区至所述次级区的所述过渡部延伸。

Description

用于气体涡轮引擎燃烧器的燃烧器瓦
技术领域
本公开涉及用于气体涡轮引擎的燃烧器、用于气体涡轮引擎燃烧器的燃烧器瓦和/或气体涡轮引擎。
背景技术
气体涡轮引擎通常包括在压缩机下游且在涡轮上游的环形燃烧器。通常，环形燃烧器具有初级区和次级区。次级区可被称为稀释区。在使用中，燃料喷射器将燃料喷射到初级区中，并且初级区中的涡流将所喷射的燃料与来自压缩机的空气混合。在初级区中点燃该燃料-空气混合物。例如，可在初级区中设置点火器塞来产生电火花以点着该燃料-空气混合物。在稀释区中将燃烧释放的气体与空气混合。空气可经由设置在燃烧器壁中的孔或斜槽进入稀释区。将燃烧气体与空气混合有助于控制排放并降低进入涡轮的气体的温度。
燃烧气体的温度高于燃烧器壁的熔点，因此壁需要冷却。可通过用冷却瓦衬于燃烧器来实现此类冷却。通常，所述瓦涂覆有热障涂层例如陶瓷涂层以承受燃烧器的高温。可使用不同类型的冷却瓦，例如，冷却瓦可为泻流瓦，或者其可包括朝燃烧器壁突出以用于改善瓦的对流热传递系数的基架阵列。对于所有类型的冷却瓦，冷却空气穿过燃烧器壁中的孔并冲击在瓦上。
发明内容
根据第一方面，提供了一种用于气体涡轮引擎的环形燃烧器。所述燃烧器包括内燃烧器壁和外燃烧器壁，所述内燃烧器壁和所述外燃烧器壁各自限定环面，并且所述内燃烧器壁在所述外燃烧器壁的径向向内。所述燃烧器还包括初级区和在所述初级区下游的次级区，其中在所述初级区内所述内燃烧器壁和所述外燃烧器壁在下游方向上汇聚，其中在所述次级区中所述内燃烧器壁和所述外燃烧器壁被布置成以与所述初级区不同的比率汇聚，是非汇聚的，或者在下游方向上发散，使得所述燃烧器的径向宽度的变化率在所述初级区与所述次级区中不同。所述燃烧器包括自所述初级区至所述次级区的过渡部。所述燃烧器还包括衬于所述内燃烧器壁和外燃烧器壁的多个燃烧器冷却瓦。所述瓦中的一个或多个瓦被布置成从所述初级区至所述次级区并且跨过自所述初级区至所述次级区的所述过渡部延伸。
所述初级区和所述次级区之间的所述过渡部与自所述初级区至所述次级区的所述燃烧器径向宽度变化率的变化一致。
所述内燃烧器壁和所述外燃烧器壁限定所述燃烧器的径向宽度。
所述瓦可具有设置在所述初级区中的第一部分、设置在所述次级区中的第二部分以及过渡区域。所述第一部分、所述第二部分以及所述过渡区域可以是连续的。所述瓦的过渡区域在所述初级区和所述次级区之间的过渡部处可具有比所述燃烧器的内壁和/或外壁更大的曲率半径。
自所述瓦的所述第一部分至所述第二部分的所述过渡部比自所述初级区至所述次级区的所述内壁和/或所述外壁的所述过渡部更平滑(例如，角度突然变化较小)。
多个燃烧器冷却瓦可在周向方向上相邻布置以限定环面，所述环面从所述初级区至所述次级区跨过自所述初级区至所述次级区的所述过渡部延伸。
两个或三个瓦可在周向方向上相邻布置并且一起限定所述内燃烧器壁和/或所述外燃烧器壁的完整环面，所述完整环面从所述初级区至所述次级区跨过自所述初级区至所述次级区的所述过渡部延伸。
四个瓦可在周向方向上相邻布置并且一起限定所述内燃烧器壁和/或所述外燃烧器壁的完整环面，所述完整环面从所述初级区至所述次级区跨过自所述初级区至所述次级区的所述过渡部延伸。
所述延伸跨过所述初级区、所述次级区以及所述过渡部的所述瓦可延伸跨过所述整个初级区和/或所述次级区。
所述燃烧器冷却瓦可为泻流瓦。另选地，所述燃烧器冷却瓦可包括从所述瓦的表面朝所述瓦所衬的所述燃烧器壁延伸的基架。
在所述过渡部处在从所述初级区至所述次级区的所述内燃烧器壁和/或所述外燃烧器壁方向上可存在阶跃变化。另选地，在从所述初级区至所述次级区的所述内燃烧器壁和/或所述外燃烧器壁方向上可存在弯曲变化。
所述内燃烧器壁和所述外燃烧器壁可成角度以便减小所述初级区在下游方向上的径向宽度。
另选地，所述内燃烧器壁和/或所述外燃烧器壁可弯曲以便减小所述初级区在下游方向上的径向宽度。
所述内燃烧器壁和所述外燃烧器壁可成角度以便增大所述次级区在下游方向上的径向宽度。另选地，所述内燃烧器壁和所述外燃烧器壁可弯曲以便增大所述次级区在下游方向上的径向宽度。还另选地，所述内壁和所述外壁可成角度或弯曲，使得所述次级区的径向宽度在下游方向上为恒定的或汇聚的。
可将燃料喷射器设置在所述初级区中。可将点火器设置在所述初级区中。
在一个方面，提供了一种用于气体涡轮引擎的燃烧器，所述燃烧器包括初级区；在所述初级区下游的次级区；以及衬于所述燃烧器的所述初级区和所述次级区的多个瓦。一系列瓦被布置成轴向延伸，使得所述瓦系列中每个瓦的一部分处于所述初级区中，并且所述同一瓦的一部分处于所述次级区中。
所述燃烧器可包括内燃烧器壁和外燃烧器壁，所述内燃烧器壁和所述外燃烧器壁在所述初级区中以第一比率汇聚，并且在所述次级区中是发散的、非汇聚的、或者以第二比率汇聚，使得在所述初级区和所述次级区之间的过渡部处所述壁的轴向方向发生变化。所述瓦系列中每个瓦可在与壁的轴向方向变化一致的区域中弯曲，所述瓦的弯曲部具有比壁的方向变化更大的半径。
在一个方面，提供了一种用于气体涡轮引擎的燃烧器，所述燃烧器包括限定初级区和次级区的内燃烧器壁和外燃烧器壁，所述初级区中的所述内燃烧器壁和所述外燃烧器壁相对于彼此以第一角度布置，并且所述次级区中的所述内燃烧器壁和所述外燃烧器壁相对于彼此以第二角度布置，所述第二角度不同于所述第一角度。所述燃烧器包括设置在所述初级区中的燃料喷射器。所述燃烧器包括设置在所述初级区中的点火器。所述燃烧器包括设置在所述次级区中以用于将空气喷射到所述燃烧器中的多个空气入口。所述燃烧器包括衬于并连接到所述燃烧器壁的多个燃烧器冷却瓦。所述燃烧器冷却瓦中的一个或多个燃烧器冷却瓦从所述初级区延伸至所述次级区，使得所述瓦的一部分处于所述初级区中，所述瓦的一部分处于所述次级区中，并且所述瓦延伸跨过自所述初级区至所述次级区的过渡部。
空气入口可为孔。空气入口可为斜槽。
可在所述内壁和/或所述外壁中设置冲击孔以用于所述瓦的冲击冷却。
在一个方面，提供了一种气体涡轮引擎，所述气体涡轮引擎包括根据前述方面中任一个所述的燃烧器。
在一个方面，提供了一种用于气体涡轮引擎的燃烧器瓦，所述燃烧器瓦包括具有第一部分和第二部分的主体，所述第一部分与所述第二部分接续。所述第一部分以介于185度和210度之间(例如185度至195度)的角度与所述第二部分成角度。
自所述第一部分至所述第二部分的过渡部可弯曲，使得所述瓦从所述第一部分至所述第二部分的角度渐进变化。
所述燃烧器瓦可涂覆有热障涂层，例如陶瓷涂层。所述燃烧器瓦可为具有热障涂层的金属。另选地，所述燃烧器瓦可由陶瓷制成。所述燃烧器瓦可由陶瓷复合材料制成。
在一个方面，提供了一种燃烧器，所述燃烧器包括前述方面的燃烧器瓦中的一个或多个燃烧器瓦。
如本文其他地方所述，本公开可涉及气体涡轮引擎。此类气体涡轮引擎可包括引擎核心，该引擎核心包括涡轮、燃烧器、压缩机和将该涡轮连接到该压缩机的芯轴。此类气体涡轮引擎可包括位于引擎核心的上游的(具有风扇叶片的)风扇。
本公开的布置结构可以特别但并非排他地有益于经由齿轮箱驱动的风扇。因此，该气体涡轮引擎可包括齿轮箱，该齿轮箱接收来自芯轴的输入并将驱动输出至风扇，以便以比芯轴低的旋转速度来驱动风扇。至齿轮箱的输入可直接来自芯轴或者间接地来自芯轴，例如经由正齿轮轴和/或齿轮。芯轴可将涡轮和压缩机刚性地连接，使得涡轮和压缩机以相同的速度旋转(其中，风扇以更低的速度旋转)。
如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎可具有任何合适的通用架构。例如，气体涡轮引擎可具有将涡轮和压缩机连接的任何所需数量的轴，例如一个轴、两个轴或三个轴。仅以举例的方式，连接到芯轴的涡轮可以是第一涡轮，连接到芯轴的压缩机可以是第一压缩机，并且芯轴可以是第一芯轴。该引擎核心还可包括第二涡轮、第二压缩机和将第二涡轮连接到第二压缩机的第二芯轴。该第二涡轮、第二压缩机和第二芯轴可被布置成以比第一芯轴高的旋转速度旋转。
在此类布置结构中，第二压缩机可轴向定位在第一压缩机的下游。该第二压缩机可被布置成(例如直接接收，例如经由大致环形的导管)从第一压缩机接收流。
齿轮箱可被布置成由被配置成(例如在使用中)以最低旋转速度旋转的芯轴(例如上述示例中的第一芯轴)来驱动。例如，该齿轮箱可被布置成仅由被配置成(例如在使用中)以最低旋转速度旋转的芯轴(例如，在上面的示例中，仅第一芯轴，而不是第二芯轴)来驱动。另选地，该齿轮箱可被布置成由任何一个或多个轴驱动，该任何一个或多个轴例如为上述示例中的第一轴和/或第二轴。
该齿轮箱可以是减速齿轮箱(因为风扇的输出比来自芯轴的输入的旋转速率低)。可以使用任何类型的齿轮箱。例如，齿轮箱可以是“行星式”或“恒星”齿轮箱，如本文别处更详细地描述。该齿轮箱可以具有任何期望的减速比(定义为输入轴的旋转速度除以输出轴的旋转速度)，例如大于2.5，例如在3到4.2、或3.2到3.8的范围内，例如，大约或至少3、3.1、3.2、3.3、3.4、3.5、3.6、3.7、3.8、3.9、4、4.1或4.2。例如，齿轮传动比可以介于前一句中的任何两个值之间。仅以举例的方式，齿轮箱可以是“恒星”齿轮箱，其具有在3.1或3.2到3.8的范围内的齿轮传动比。。在一些布置结构中，该齿轮传动比可在这些范围之外。
在如本文所述和/或所要求保护的任何气体涡轮引擎中，燃烧器可被轴向设置在风扇和一个或多个压缩机的下游。例如，在提供第二压缩机的情况下，燃烧器可直接位于第二压缩机的下游(例如在其出口处)。以另一个示例的方式，在提供第二涡轮的情况下，可将燃烧器出口处的流提供至第二涡轮的入口。该燃烧器可设置在一个或多个涡轮的上游。
该压缩机或每个压缩机(例如，如上所述的第一压缩机和第二压缩机)可包括任何数量的级，例如多个级。每一级可包括一排转子叶片和一排定子轮叶，该排定子轮叶可为可变定子轮叶(因为该排定子轮叶的入射角可以是可变的)。该排转子叶片和该排定子轮叶可彼此轴向偏移。
该涡轮或每个涡轮(例如，如上所述的第一涡轮和第二涡轮)可包括任何数量的级，例如多个级。每一级可包括一排转子叶片和一排定子轮叶。该排转子叶片和该排定子轮叶可彼此轴向偏移。
每个风扇叶片可被限定为具有径向跨度，该径向跨度从径向内部气体洗涤位置或0％跨度位置处的根部(或毂部)延伸到100％跨度位置处的尖端。该毂部处的风扇叶片的半径与尖端处的风扇叶片的半径的比率可小于(或大约为)以下中的任何一个：0.4、0.39、0.38、0.37、0.36、0.35、0.34、0.33、0.32、0.31、0.3、0.29、0.28、0.27、0.26或0.25。该毂部处的风扇叶片的半径与尖端处的风扇叶片的半径的比率可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如，在0.28到0.32的范围内。这些比率通常可称为毂部-尖端比率。毂部处的半径和尖端处的半径都可以在叶片的前缘(或轴向最前)部分处测量。当然，毂部-尖端比率指的是风扇叶片的气体洗涤部分，即径向地在任何平台外部的部分。
可在引擎中心线和风扇叶片的前缘处的尖端之间测量该风扇的半径。风扇直径(可能只是风扇半径的两倍)可大于(或大约为)以下中的任何一个：220cm、230cm、240cm、250cm(约100英寸)、260cm、270cm(约105英寸)、280cm(约110英寸)、290cm(约115英寸)、300cm(约120英寸)、310cm、320cm(约125英寸)、330cm(约130英寸)、340cm(约135英寸)、350cm、360cm(约140英寸)、370cm(约145英寸)、380cm(约150英寸)、390cm(约155英寸)、400cm、410cm(约160英寸)或420cm(约165英寸)。风扇直径可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在240cm至280cm或330cm至380cm的范围内。
风扇的旋转速度可以在使用中变化。一般来讲，对于具有较大直径的风扇，旋转速度较低。仅以非限制性示例的方式，风扇在巡航条件下的旋转速度可小于2500rpm，例如小于2300rpm。仅以另外的非限制性示例的方式，对于风扇直径在220cm至300cm(例如240cm至280cm或250cm至270cm)范围内的引擎，在巡航条件下风扇的旋转速度可在1700rpm至2500rpm的范围内，例如在1800rpm至2300rpm的范围内，例如在1900rpm至2100rpm的范围内。仅以另外的非限制性示例的方式，对于风扇直径在330cm至380cm范围内的引擎，在巡航条件下风扇的旋转速度可在1200rpm至2000rpm的范围内，例如在1300rpm至1800rpm的范围内、例如在1400rpm至1800rpm的范围内。
在使用气体涡轮引擎时，(具有相关联的风扇叶片的)风扇围绕旋转轴线旋转。该旋转导致风扇叶片的尖端以速度U尖端移动。风扇叶片13对流所做的功导致流的焓升dH。风扇尖端负载可被定义为dH/U尖端 2，其中dH是跨风扇的焓升(例如1-D平均焓升)，并且U尖端是风扇尖端的(平移)速度，例如在尖端的前缘处(可被定义为前缘处的风扇尖端半径乘以角速度)。在巡航条件下的风扇尖端负载可大于(或大约为)以下中的任何一个：0.28、0.29、0.30、0.31、0.32、0.33、0.34、0.35、0.36、0.37、0.38、0.39或0.4(本段中的所有单位为Jkg- 1K-1/(ms-1)2)。风扇尖端负载可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在0.28至0.31或0.29至0.3的范围内。
根据本公开的气体涡轮引擎可具有任何期望的旁路比率，其中该旁路比率被定义为在巡航条件下穿过旁路导管的流的质量流率与穿过核心的流的质量流率的比率。在一些布置结构中，该旁路比率可大于(或大约为)以下中的任何一个：10、10.5、11、11.5、12、12.5、13、13.5、14、14.5、15、15.5、16、16.5、17、17.5、18、18.5、19、19.5或20。该旁路比率可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在12至16的范围、或13至15的范围、或13至14的范围内。该旁路导管可以是基本上环形的。该旁路导管可位于核心引擎的径向外侧。旁路导管的径向外表面可以由短舱和/或风扇壳体限定。
本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎的总压力比可被定义为风扇上游的滞止压力与最高压力压缩机出口处的滞止压力(进入燃烧器之前)之比。以非限制性示例的方式，如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎在巡航时的总压力比可大于(或大约为)以下中的任何一个：35、40、45、50、55、60、65、70、75。总压力比可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在50至70的范围内。
引擎的比推力可被定义为引擎的净推力除以穿过引擎的总质量流量。在巡航条件下，本文中描述和/或要求保护的引擎的比推力可小于(或大约为)以下中的任何一个：110Nkg-1s、105Nkg-1s、100Nkg-1s、95Nkg-1s、90Nkg-1s、85Nkg-1s或80Nkg-1s。该比推力可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在80Nkg-1s至100Nkg-1s，或85Nkg-1s至95Nkg-1s的范围内。与传统的气体涡轮引擎相比，此类引擎可能特别高效。
如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎可具有任何期望的最大推力。仅以非限制性示例的方式，如本文所述和/或受权利要求书保护的气体涡轮可产生至少为(或大约为)以下中的任何一个的最大推力：160kN、170kN、180kN、190kN、200kN、250kN、300kN、350kN、400kN、450kN、500kN或550kN。最大推力可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。仅以举例的方式，如本文所述和/或受权利要求书保护的气体涡轮可能够产生在330kN至420kN，例如350kN至400kN范围内的最大推力。上面提到的推力可为在标准大气条件下、在海平面处、加上15℃(环境压力101.3kPa，温度30℃)、引擎静止时的最大净推力。
在使用中，高压涡轮的入口处的流的温度可能特别高。该温度，可被称为TET，可在燃烧器的出口处测量，例如刚好在自身可被称为喷嘴导向轮叶的第一涡轮轮叶的上游。在巡航时，该TET可至少为(或大约为)以下中的任何一个：1400K、1450K、1500K、1550K、1600K或1650K。巡航时的TET可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。引擎在使用时的最大TET可以是，例如，至少为(或大约为)以下中的任何一个：1700K、1750K、1800K、1850K、1900K、1950K或2000K。最大TET可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在1800K至1950K的范围内。可以例如在高推力条件下发生最大TET，例如在最大起飞(MTO)条件下发生最大TET。
本文中描述和/或要求保护的风扇叶片和/或风扇叶片的翼面部分可由任何合适的材料或材料组合来制造。例如，风扇叶片和/或翼面的至少一部分可至少部分地由复合材料来制造，该复合材料为例如金属基质复合材料和/或有机基质复合材料，诸如碳纤维。以另外的示例的方式，风扇叶片和/或翼面的至少一部分可以至少部分地由金属来制造，该金属为诸如基于钛的金属或基于铝的材料(诸如铝锂合金)或基于钢的材料。风扇叶片可包括使用不同材料制造的至少两个区域。例如，风扇叶片可具有保护性前缘，该保护性前缘可使用比叶片的其余部分更好地抵抗(例如，来自鸟类、冰或其他材料的)冲击的材料来制造。此类前缘可以例如使用钛或基于钛的合金来制造。因此，仅以举例的方式，该风扇叶片可具有碳纤维或具有带钛前缘的基于铝的主体(诸如铝锂合金)。
如本文所述和/或所要求保护的风扇可包括中央部分，风扇叶片可从该中央部分例如在径向上延伸。该风扇叶片可以任何期望的方式附接到中央部分。例如，每个风扇叶片可包括固定件，该固定件可与毂部(或盘状部)中的对应狭槽接合。仅以举例的方式，此类固定件可以是燕尾形式的，其可以插入和/或接合毂部/盘状部中对应的狭槽，以便将风扇叶片固定到毂部/盘状部。以另外的示例的方式，该风扇叶片可与中央部分一体地形成。此类布置结构可以称为叶片盘状部或叶片环。可以使用任何合适的方法来制造此类叶片盘状部或叶片环。例如，风扇叶片的至少一部分可由块状物来加工而成，以及/或者风扇叶片的至少部分可通过焊接(诸如线性摩擦焊接)来附接到毂部/盘状部。
本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎可能或可能不设有可变面积喷嘴(VAN)。此类可变面积喷嘴可允许旁路导管的出口面积在使用中变化。本公开的一般原理可应用于具有或不具有VAN的引擎。
如本文所述和/或要求保护的气体涡轮的风扇可具有任何期望数量的风扇叶片，例如14、16、18、20、22、24或26个风扇叶片。
如本文所用，巡航条件可指气体涡轮引擎所附接的飞行器的巡航条件。此类巡航条件通常可被定义为巡航中期的条件，例如飞行器和/或引擎在爬升顶点和下降起点之间的中点(就时间和/或距离而言)处所经历的条件。
仅以举例的方式，巡航条件下的前进速度可为从0.7马赫至0.9马赫的范围内的任何点，例如0.75至0.85、例如0.76至0.84、例如0.77至0.83、例如0.78至0.82、例如0.79至0.81、例如大约0.8马赫、大约0.85马赫或0.8至0.85的范围内。这些范围内的任何单一速度可以是巡航条件。对于某些飞行器，巡航条件可能超出这些范围，例如低于0.7马赫或高于0.9马赫。
仅以举例的方式，巡航条件可对应于在以下范围内的高度处的标准大气条件：10000m至15000m，例如在10000m至12000m的范围内，例如在10400m至11600m(约38000英尺)的范围内，例如在10500m至11500m的范围内，例如在10600m至11400m的范围内，例如在10700m(约35000英尺)至11300m的范围内，例如在10800m至11200m的范围内，例如在10900m至11100m的范围内，例如大约11000m。巡航条件可对应于这些范围内的任何给定高度处的标准大气条件。
仅以举例的方式，巡航条件可对应于：前进马赫数为0.8；压力23000Pa；以及温度-55℃。还仅以举例的方式，巡航条件可对应于：前进马赫数为0.85；压力24000Pa；以及温度为-54℃(其可为35000英尺下的标准大气条件)。
如本文中任何地方所用，“巡航”或“巡航条件”可指空气动力学设计点。此类空气动力学设计点(或ADP)可对应于风扇被设计用于操作的条件(包括例如马赫数、环境条件和推力要求中的一者或多者)。例如，这可能指风扇(或气体涡轮引擎)被设计成具有最佳效率的条件。
在使用中，本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎可在本文别处定义的巡航条件下操作。此类巡航条件可通过飞行器的巡航条件(例如，巡航中期条件)来确定，至少一个(例如2个或4个)气体涡轮引擎可以安装在该飞行器上以提供推进推力。
本领域的技术人员将理解，除非相互排斥，否则关于任何一个上述方面描述的特征或参数可应用于任何其他方面。此外，除非相互排斥，否则本文中描述的任何特征或参数可应用于任何方面以及/或者与本文中描述的任何其他特征或参数组合。
附图说明
现在将参考附图仅以举例的方式来描述实施方案，其中：
图1是气体涡轮引擎的截面侧视图；
图2是气体涡轮引擎的上游部分的特写截面侧视图；
图3是用于气体涡轮引擎的齿轮箱的局部剖视图；
图4是气体涡轮引擎的燃烧器设备的截面侧视图；
图5是燃烧器冷却瓦的透视图；
图6是用于气体涡轮引擎的另选燃烧器设备的截面侧视图；
图7是用于气体涡轮引擎的另外的另选燃烧器设备的截面侧视图；
图8是燃烧器冷却瓦的透视图；
图9是用于气体涡轮引擎的另外的另选燃烧器设备的截面侧视图；以及
图10是用于气体涡轮引擎的另外的另选燃烧器设备的截面侧视图。
具体实施方式
图1示出了具有主旋转轴线9的气体涡轮引擎10。引擎10包括进气口12和推进式风扇23，该推进式风扇产生两股气流：核心气流A和旁路气流B。气体涡轮引擎10包括接收核心气流A的核心11。引擎核心11以轴流式串联包括低压压缩机14、高压压缩机15、燃烧设备16、高压涡轮17、低压涡轮19和核心排气喷嘴20。短舱21围绕气体涡轮引擎10并限定旁路导管22和旁路排气喷嘴18。旁路气流B流过旁路导管22。风扇23经由轴26和周转齿轮箱30附接到低压涡轮19并由该低压涡轮驱动。
在使用中，核心气流A由低压压缩机14加速和压缩，并被引导至高压压缩机15中以进行进一步的压缩。从高压压缩机15排出的压缩空气被引导至燃烧设备16中，在该燃烧设备中压缩空气与燃料混合，并且混合物被燃烧。然后，所得的热燃烧产物在通过喷嘴20排出之前通过高压涡轮和低压涡轮17、19膨胀，从而驱动高压涡轮和低压涡轮17、19以提供一些推进推力。高压涡轮17通过合适的互连轴27来驱动高压压缩机15。风扇23通常提供大部分推进推力。周转齿轮箱30是减速齿轮箱。
图2中示出了齿轮传动风扇气体涡轮引擎10的示例性布置结构。低压涡轮19(参见图1)驱动轴26，该轴26联接到周转齿轮布置结构30的太阳轮或太阳齿轮28。在太阳齿轮28的径向向外处并与该太阳齿轮相互啮合的是多个行星齿轮32，该多个行星齿轮通过行星架34联接在一起。行星架34约束行星齿轮32以同步地围绕太阳齿轮28进动，同时使每个行星齿轮32绕其自身轴线旋转。行星架34经由连杆36联接到风扇23，以便驱动该风扇围绕引擎轴线9旋转。在行星齿轮32的径向向外处并与该行星齿轮相互啮合的是齿圈或环形齿轮38，其经由连杆40联接到固定支撑结构24。
需注意，本文中使用的术语“低压涡轮”和“低压压缩机”可分别表示最低压力涡轮级和最低压力压缩机级(即，不包括风扇23)，和/或通过在引擎中具有最低旋转速度的互连轴26(即，不包括驱动风扇23的齿轮箱输出轴)连接在一起的涡轮级和压缩机级。在一些文献中，本文中提到的“低压涡轮”和“低压压缩机”可被另选地称为“中压涡轮”和“中压压缩机”。在使用此类另选命名的情况下，风扇23可被称为第一或最低压力的压缩级。
在图3中以举例的方式更详细地示出了周转齿轮箱30。太阳齿轮28、行星齿轮32和环形齿轮38中的每一者包括围绕其周边以用于与其他齿轮相互啮合的齿。然而，为清楚起见，图3中仅示出了齿的示例性部分。示出了四个行星齿轮32，但是对本领域的技术人员显而易见的是，可以在要求保护的发明的范围内提供更多或更少的行星齿轮32。行星式周转齿轮箱30的实际应用通常包括至少三个行星齿轮32。
在图2和图3中以举例的方式示出的周转齿轮箱30是行星式的，其中行星架34经由连杆36联接到输出轴，其中环形齿轮38被固定。然而，可使用任何其他合适类型的周转齿轮箱30。以另一个示例的方式，周转齿轮箱30可以是恒星布置结构，其中行星架34保持固定，允许环形齿轮(或齿圈)38旋转。在此类布置结构中，风扇23由环形齿轮38驱动。以另一个另选示例的方式，齿轮箱30可以是差速齿轮箱，其中环形齿轮38和行星架34均被允许旋转。
应当理解，图2和图3中所示的布置结构仅是示例性的，并且各种另选方案都在本公开的范围内。仅以举例的方式，可使用任何合适的布置结构来将齿轮箱30定位在引擎10中和/或用于将齿轮箱30连接到引擎10。以另一个示例的方式，齿轮箱30与引擎10的其他部件(诸如输入轴26、输出轴和固定结构24)之间的连接件(诸如图2示例中的连杆36、40)可具有任何期望程度的刚度或柔性。以另一个示例的方式，可使用引擎的旋转部件和固定部件之间(例如，在来自齿轮箱的输入轴和输出轴与固定结构诸如齿轮箱壳体之间)的轴承的任何合适的布置结构，并且本公开不限于图2的示例性布置结构。例如，在齿轮箱30具有恒星布置结构(如上所述)的情况下，技术人员将容易理解，输出连杆和支撑连杆以及轴承位置的布置结构通常不同于图2中以举例的方式示出的布置结构。
因此，本公开延伸到具有齿轮箱类型(例如恒星或行星齿轮)、支撑结构、输入和输出轴布置结构以及轴承位置中的任何布置结构的气体涡轮引擎。
可选地，齿轮箱可驱动附加的和/或另选的部件(例如，中压压缩机和/或增压压缩机)。
本公开可应用的其他气体涡轮引擎可具有另选配置。例如，此类引擎可具有另选数量的压缩机和/或涡轮和/或另选数量的互连轴。以另外的示例的方式，图1中所示的气体涡轮引擎具有分流喷嘴18、20，这意味着穿过旁路导管22的流具有自己的喷嘴18，该喷嘴与核心引擎喷嘴20分开并径向地在该核心引擎喷嘴的外部。然而，这不是限制性的，并且本公开的任何方面也可应用于如下引擎，在该引擎中，穿过旁路导管22的流和穿过核心11的流在可被称为混流喷嘴的单个喷嘴之前(或上游)混合或组合。一个或两个喷嘴(无论是混合的还是分流的)可具有固定的或可变的面积。虽然所描述的示例涉及涡轮风扇引擎，但是本公开可应用于例如任何类型的气体涡轮引擎，诸如开放式转子(其中风扇级未被短舱围绕)或例如涡轮螺旋桨引擎。在一些布置结构中，气体涡轮引擎10可不包括齿轮箱30。
气体涡轮引擎10的几何形状及其部件由传统的轴系限定，包括轴向(与旋转轴线9对准)、径向(在图1中从下到上的方向)和周向(垂直于图1视图中的页面)。轴向、径向和周向相互垂直。
参见图4，其示出了示例性燃烧设备16。该燃烧设备为环形燃烧器。环形燃烧器具有径向内壁48和径向外壁49。燃烧器的壁48、49限定初级区42和扩散区44。扩散区在初级区的下游。在本示例中，燃烧器的径向内壁和径向外壁被布置成使得燃烧器的径向宽度r发散，然后在下游方向上汇聚。
将燃料喷射器52设置在燃烧器的上游端处，并且设置点火器54以在燃烧器的初级区42中产生火花。将扩散器50设置在燃烧器的上游。
在使用中，来自压缩机的流A通过扩散器50被引导至燃烧器并围绕燃烧器。扩散器降低了从压缩机接收的空气的轴向速度。围绕燃烧器的空气流有助于冷却燃烧器并控制燃烧过程，如稍后将描述的。在初级区42的上游端处空气进入燃烧器。将燃料从燃料喷射器52喷射到初级区中。初级区内的流为湍流，以促进燃料和空气混合物的混合并降低燃料-空气混合物的轴向速度。点火器56点燃初级区中的燃料-空气混合物。在扩散区的区域中，空气入口56(仅标记一个)设置在燃烧器的内径向壁和外径向壁中。在本示例中，空气入口是孔，但在另选示例中，可设置斜槽。来自压缩机的空气流通过空气入口58进到燃烧室中而进入燃烧器，以冷却燃烧气体G并控制排放。
燃烧气体G的温度高于燃烧器的壁48、49的熔点。因此，需要冷却燃烧器的壁。实现壁冷却的一种方法是用瓦60(仅标记一个)来衬于燃烧器的壁。在本示例中，示出了常规的气体涡轮引擎，并且在初级区和扩散区中设置了多个瓦，并且所述瓦在初级区和扩散区之间的过渡部中彼此轴向相邻，使得没有单个瓦从初级区延伸至扩散区。可使用例如机械紧固件来将瓦60安装到壁。瓦60可为金属并以热障涂层例如陶瓷涂层涂覆，或者可由陶瓷制成。冷却孔设置在燃烧器壁中，并且冷却空气流过这些孔并冲击在瓦上。示例性瓦在图5中更详细地示出。
参考图5，瓦60包括主体62和从主体径向突出的一系列基架64。当安装在燃烧器壁上时，基架被布置成朝瓦所安装到的壁48、49突出。在使用中，来自压缩机的冷却流流过燃烧器的壁48、49并冲击在瓦的主体62上。然后，该流在离开瓦区域之前流过基架。基架增大对流冷却。如稍后将描述的，另选冷却瓦可不具有基架，并且可为本领域中称为泻流瓦的那些。
现在参见图6，燃烧器的壁48、49可被布置成使得燃烧器的径向宽度从初级区42的上游端到下游端减小。即，壁48、49在下游方向上汇聚。在本示例中，初级区中的燃烧器壁成角度以便减小燃烧器的初级区在下游方向上的径向宽度，但在另选示例中，壁可弯曲以减小初级区的径向宽度。次级区44设置在初级区的下游。在本示例中，次级区可被认为是扩散区。在本示例中，次级区44中的燃烧器壁基本上平行，使得次级区的径向宽度基本上恒定。例如，壁在次级区中可被认为是非汇聚的。在本示例中，内壁和外壁的角度随着过渡部66处的阶跃变化而变化。然而，在另选实施方案中，角度的变化可为更渐进的，例如，过渡部66可弯曲，以提供角度的渐进变化而不是阶跃变化。
将瓦60a设置在过渡部66处。瓦60a从初级区42跨过过渡部66延伸至次级区44。将一系列瓦彼此周向相邻设置，以便限定从初级区至次级区跨过过渡部延伸的环面。在过渡区域中瓦之间的结合部均为轴向延伸的，即，在过渡部处瓦之间的结合部不周向延伸。
参见图6和图8，瓦60a包括设置在初级区中的第一部分70以及设置在次级区中的第二部分72。过渡区域68设置在第一部分和第二部分之间。在本示例中，瓦为泻流瓦，但在另选示例中，瓦可包括基架。仅以举例的方式，在本示例中，第一部分和第二部分之间的角度介于(并且包括)185度和210度之间(例如，185度至195度)。从瓦的燃烧气体洗涤侧(即暴露于燃烧气体的瓦侧)测量角度。
燃烧器的壁48、49中的过渡部66产生扭结，该扭结可为高应力集中的位置。瓦60a可被布置成使得第一部分(即，自初级区)至第二部分(即，至次级区)之间的过渡部68比燃烧器壁上的过渡部更平滑。例如，可存在弯曲过渡部，而不是阶跃变化，如图8所示。这种过渡部可比在燃烧器壁自身上更容易在瓦上制造。
自初级区至次级区的平滑过渡部68的设置降低了高应力集中在过渡部处的风险。此外，自初级区延伸至次级区的单个瓦的设置除去了在燃烧器壁48、49的过渡部66处任何可能的冷却膜破坏，该冷却膜破坏可另外由过渡部处瓦之间的周向延伸接头引起。除去冷却膜破坏的风险改善了燃烧器壁的冷却并降低了燃烧器壁失效的风险。
另外的瓦60b、60c可与瓦60a轴向相邻放置。例如，形成环面的多个瓦可完全设置在初级区中，形成环面的多个瓦可完全设置在次级区中，并且延伸跨过燃烧器壁48、49的过渡部66的瓦的环面可与完全处于初级区中的瓦和完全处于次级区内的瓦轴向相邻(并且可选地重叠)。
参见图7，延伸跨过燃烧器壁48、49的过渡部66的瓦60可具有基本上延伸初级区的整个轴向长度的第一部分70以及基本上延伸次级区的整个轴向长度的第二部分72。第一部分70和第二部分72之间的过渡部68可比燃烧器壁的过渡部66更弯曲。在此类实施方案中，多个瓦60可被布置成彼此周向相邻以限定环面。在一些实施方案中，可仅设置两个瓦，这两个瓦限定整个环面。另选地，可仅设置三个瓦，这三个瓦限定整个环面，或者还另选地，可仅设置四个瓦，这四个瓦限定整个环面。
通常，扩散区的上游端被定义为大量空气进入燃烧器以用于控制燃烧气体温度的位置。在本示例中，大量空气在初级区和次级区之间的过渡区域中进入燃烧器。参见图9，在一些示例中，大量空气可通过设置在初级区中的空气入口进入燃烧器。在该示例中，空气入口是孔74。这些空气入口设置在燃烧器壁的汇聚/发散变化的上游，即，次级区的上游。然而，在其他示例中，大量空气入口可另选地或另外设置在燃烧器壁的汇聚/发散变化的下游，或者在一些示例中，可设置在过渡区域中。在图9中，斜槽76为设置在燃烧器壁的汇聚/发散变化(或换句话讲，在轴向方向上变化)的下游的示例性空气入口。大量空气入口与冲击孔78不同，因为来自冲击孔的空气冲击在瓦60a、60b、60c上，而不是进入燃烧器以冷却燃烧器气体。在本示例中，冲击孔的直径小于大量空气入口。
在所描述的实施方案中，燃烧器的壁已成角度以改变燃烧器的径向宽度。然而，参见图10，壁可弯曲，以实现燃烧器径向宽度的期望变化。在图10所示的示例中，壁在初级区中汇聚并且在次级区中发散。燃烧器的壁48、49在初级区和次级区之间的过渡部66处弯曲，使得燃烧器的径向宽度变化比阶跃变化更渐进。
应当理解，本发明不限于上述实施方案，并且在不脱离本文中描述的概念的情况下可进行各种修改和改进。除非相互排斥，否则任何特征可以单独使用或与任何其他特征组合使用，并且本公开扩展到并包括本文中描述的一个或多个特征的所有组合和子组合。

Claims (11)

1.一种用于气体涡轮引擎的环形燃烧器，所述燃烧器包括：
内燃烧器壁和外燃烧器壁，所述内燃烧器壁和所述外燃烧器壁各自限定环面，并且所述内燃烧器壁在所述外燃烧器壁的径向向内；
初级区，其中在所述初级区内所述内燃烧器壁和所述外燃烧器壁在下游方向上汇聚；
在所述初级区下游的次级区，其中在所述次级区中所述内燃烧器壁和所述外燃烧器壁被布置成以与所述初级区不同的比率汇聚，是非汇聚的，或者在下游方向上发散，使得所述燃烧器的径向宽度的变化率在所述初级区与所述次级区中不同；
自所述初级区至所述次级区的过渡部；以及
衬于所述内燃烧器壁和所述外燃烧器壁的多个燃烧器冷却瓦，其中所述瓦中的一个或多个瓦被布置成从所述初级区至所述次级区并且跨过自所述初级区至所述次级区的所述过渡部延伸。
2.根据权利要求1所述的环形燃烧器，其中所述瓦具有设置在所述初级区中的第一部分、设置在所述次级区中的第二部分以及过渡区域，所述第一部分、所述第二部分以及所述过渡区域是连续的，并且其中所述瓦的所述过渡区域在所述初级区和所述次级区之间的所述过渡部处具有比所述燃烧器的所述内壁和/或所述外壁更大的曲率半径。
3.根据权利要求1所述的环形燃烧器，其中多个燃烧器冷却瓦在周向方向上相邻布置以限定环面，所述环面从所述初级区至所述次级区跨过自所述初级区至所述次级区的所述过渡部延伸。
4.根据权利要求1所述的环形燃烧器，其中四个瓦在周向方向上相邻布置并且一起限定所述内燃烧器壁和/或所述外燃烧器壁的完整环面，所述完整环面从所述初级区至所述次级区跨过自所述初级区至所述次级区的所述过渡部延伸。
5.根据权利要求1所述的环形燃烧器，其中所述延伸跨过所述初级区、所述次级区以及所述过渡部的瓦延伸跨过整个所述初级区和/或所述次级区。
6.根据权利要求1所述的环形燃烧器，其中所述燃烧器冷却瓦为泻流瓦。
7.根据权利要求1所述的环形燃烧器，其中所述内燃烧器壁和所述外燃烧器壁成角度以便减小所述初级区在下游方向上的径向宽度。
8.根据权利要求1所述的环形燃烧器，其中所述内燃烧器壁和所述外燃烧器壁成角度以便增大所述次级区在下游方向上的径向宽度。
9.一种用于飞行器的气体涡轮引擎，包括根据前述权利要求中任一项所述的燃烧器。
10.根据权利要求9所述的气体涡轮引擎，其中所述气体涡轮引擎包括：
引擎核心，所述引擎核心包括涡轮、压缩机和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；
风扇，所述风扇位于所述引擎核心的上游，所述风扇包括多个风扇叶片；以及
齿轮箱，所述齿轮箱接收来自所述芯轴的输入并将驱动输出至所述风扇，以便以比所述芯轴低的旋转速度来驱动所述风扇；
其中所述燃烧器设置在所述压缩机的下游且在所述涡轮的上游。
11.根据权利要求10所述的气体涡轮引擎，其中：
所述涡轮是第一涡轮，所述压缩机是第一压缩机，并且所述芯轴是第一芯轴；
所述引擎核心还包括第二涡轮、第二压缩机和将所述第二涡轮连接到所述第二压缩机的第二芯轴；以及
所述第二涡轮、所述第二压缩机和所述第二芯轴被布置成以比所述第一芯轴高的旋转速度旋转。
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