CN111927628B - 用于涡轮机的热交换器 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及用于涡轮机的热交换器。大体上提供了一种包括热交换器流径的涡轮机。涡轮机包括：外壳，其沿着轴向方向延伸；预扩散器，其限定进入涡轮机的燃烧区段的入口通路；内壳，其从预扩散器延伸，其中扩散器腔限定在外壳与内壳之间；第一气室壁，其从预扩散器沿着径向方向向外延伸；以及第二气室壁，其从预扩散器沿着径向方向向外延伸。第二气室壁沿着轴向方向与第一气室壁分离。气室限定在第一气室壁与第二气室壁之间。涡轮机包括热交换器，热交换器包括与扩散器腔成流体连通的第一导管。第一导管与通路成流体连通，且第二导管与通路和气室成流体连通。经由第一导管、通路和第二导管而容许工作流体的流从扩散器腔通过热交换器而到达气室。

Description

用于涡轮机的热交换器
技术领域
本主题大体上涉及用于涡轮机的热交换器。本主题具体地涉及燃烧区段处的热交换器系统。
背景技术
随着热力发动机(诸如燃气涡轮发动机)的效率和总压力比(OPR)的增加，进入燃烧区段的压缩机出口处的最高空气温度大体上也增加。在一些情况下，燃烧区段处的内壳与转子组件之间的腔内的空气的温度可显著地高于扩散器腔(大部分压缩机出口空气进入到其中)处的空气的温度。燃烧区段和转子组件处的密封件(诸如大体上将压缩机和涡轮转子相对于彼此而密封的压缩机排放压力(CDP)密封件)可由于这些较高的温度而经历显著的退化和不期望的间隙改变。这些不期望的间隙改变可造成热力发动机的可操作性的劣化，从而引起失速、喘振或其它可操作性和性能故障。因此，需要一种将经冷却的空气提供给CDP密封件的热交换器系统。
发明内容
本发明的方面和优点将在以下描述中得到部分阐述，或可根据描述而为显然的，或可通过实践本发明而认识到。
大体上提供了一种包括热交换器流径的涡轮机。该涡轮机包括：外壳，其沿着轴向方向延伸；预扩散器，其限定进入涡轮机的燃烧区段的入口通路；内壳，其从预扩散器延伸，其中扩散器腔限定在外壳与内壳之间；第一气室(plenum)壁，其从预扩散器沿着径向方向向外延伸；以及第二气室壁，其从预扩散器沿着径向方向向外延伸。第二气室壁沿着轴向方向与第一气室壁分离。气室限定在第一气室壁与第二气室壁之间。该涡轮机包括热交换器，该热交换器包括与扩散器腔成流体连通的第一导管。第一导管与通路成流体连通，并且第二导管与通路和气室成流体连通。经由第一导管、通路和第二导管而容许工作流体的流从扩散器腔通过热交换器而到达气室。
在一个实施例中，第一气室壁和第二气室壁各自沿着周向方向延伸以将气室限定为环形。
在多种实施例中，预扩散器包括导叶，通过该导叶而限定与气室和内壳的径向内侧的腔成流体连通的跨接(crossover)通路。在一个实施例中，涡轮机进一步包括转子组件，该转子组件在内壳的径向内侧延伸。转子组件包括限定在转子组件和内壳处的密封件。腔在转子组件与内壳之间限定成与气室和密封件成流体连通。
在另外的多种实施例中，涡轮机进一步包括燃料喷射器组件，该燃料喷射器组件包括限定外表面和内表面的主体，其中热交换器设置在主体内。在一个实施例中，热交换器进一步包括成同心布置的多个壁。多个壁限定多个通路，多个通路包括由第二通路环绕的第一通路。多个壁限定环绕第二通路的第三通路。各个通路通过多个壁而彼此流体隔离。第一导管由从外表面通过主体而限定的第一导管壁限定。第一导管壁将第一导管与第三通路流体隔离，并且进一步构造成容许工作流体的流从扩散器腔进入第二通路。在另一实施例中，热交换器进一步包括从外表面通过主体而限定的第二导管壁。第二导管壁限定与第二通路成流体连通的第二导管，其中第二导管壁将第一导管与第三通路流体隔离。第二导管构造成使工作流体的流从第二通路出去以到达气室。在另外的另一实施例中，燃料喷射器包括从多个壁中的一个或多个延伸到第二通路中的翅片结构。翅片结构限定通过第二通路的螺旋流径。
在一个实施例中，涡轮机进一步包括燃料系统，该燃料系统构造成向燃料喷射器组件的第一通路和第三通路提供脱氧燃料的一支或多支流。第二通路构造成经由第一导管而从扩散器腔接收压缩空气的流。燃料喷射器组件构造成使压缩空气的流经由第二导管而出去。燃料的一支或多支流和压缩空气在热交换器内成热连通。
在多种实施例中，第二气室壁包括联接到热交换器的沿轴向延伸的部分，其中第二气室壁将气室与扩散器腔流体隔离。在一个实施例中，气室的流通路限定在外壳与第二气室壁的沿轴向延伸的部分之间。热交换器的第二导管处的第二开口限定成与流通路成直接流体连通。
在另外的多种实施例中，热交换器包括热交换器主体，通过该热交换器主体而限定第一导管、通路和第二导管。在一个实施例中，热交换器进一步限定开口，通过该开口而设置燃料喷射器组件。提供与通过热交换器的工作流体的流成热连通的燃料的一支或多支流。在另一实施例中，热交换器进一步限定通过热交换器主体的流体入口开口。容许流体的流通过热交换器以与工作流体成热连通。
在一个实施例中，热交换器设置成至少部分地通过外壳，并且其中第二导管与扩散器腔成流体连通。
在另一实施例中，涡轮机进一步包括沿着轴向方向设置在第一气室壁的前方的压力气室壁。压力气室限定在第一气室壁与压力气室壁之间。
在多种实施例中，涡轮机进一步包括从预扩散器沿着径向方向延伸的第三气室壁。第三气室壁沿着轴向方向与从预扩散器延伸的内壳的部分间隔开。在一个实施例中，通过内壳的该部分而限定气室开口，以便提供与转子组件和内壳之间的腔的流体连通。
在一个实施例中，包括第一导管、通路和伸出到至少部分地由第一气室壁和第二气室壁限定的气室的第二导管的热交换器一起限定热交换器流径。
在另一实施例中，涡轮机进一步包括设置成至少部分地通过外壳的第二热交换器。第二热交换器构造成从热交换器的第二导管接收工作流体的流，其中第二热交换器与气室成流体连通。
技术方案1. 一种涡轮机，所述涡轮机包括：
外壳，其沿着轴向方向延伸；
预扩散器，其限定进入所述涡轮机的燃烧区段的入口通路；
内壳，其从所述预扩散器延伸，其中扩散器腔限定在所述外壳与所述内壳之间；
第一气室壁，其从所述预扩散器沿着径向方向向外延伸；
第二气室壁，其从所述预扩散器沿着径向方向向外延伸，其中所述第二气室壁沿着所述轴向方向与所述第一气室壁分离，并且其中气室限定在所述第一气室壁与所述第二气室壁之间；以及
热交换器，其包括与所述扩散器腔成流体连通的第一导管，其中所述第一导管与通路成流体连通，并且第二导管与所述通路和所述气室成流体连通，其中经由所述第一导管、所述通路和所述第二导管而容许工作流体的流从所述扩散器腔通过所述热交换器而到达所述气室。
技术方案2. 根据任意前述技术方案所述的涡轮机，其特征在于，所述第一气室壁和所述第二气室壁各自沿着周向方向延伸以将所述气室限定为环形。
技术方案3. 根据任意前述技术方案所述的涡轮机，其特征在于，所述预扩散器包括导叶，通过所述导叶而限定与所述气室和所述内壳的径向内侧的腔成流体连通的跨接通路。
技术方案4. 根据任意前述技术方案所述的涡轮机，其特征在于，所述涡轮机进一步包括：
在所述内壳的径向内侧延伸的转子组件，其中所述转子组件包括限定在所述转子组件和所述内壳处的密封件，并且其中所述腔在所述转子组件与所述内壳之间限定成与所述气室和所述密封件成流体连通。
技术方案5. 根据任意前述技术方案所述的涡轮机，其特征在于，所述涡轮机进一步包括：
燃料喷射器组件，其中所述燃料喷射器组件包括限定外表面和内表面的主体，并且其中所述热交换器设置在所述主体内。
技术方案6. 根据任意前述技术方案所述的涡轮机，其特征在于，所述热交换器进一步包括：
成同心布置的多个壁，其中所述多个壁限定多个通路，其中所述多个通路包括由第二通路环绕的第一通路，并且此外，其中所述多个壁限定环绕所述第二通路的第三通路，其中各个通路通过所述多个壁而彼此流体隔离；并且
其中所述第一导管由从所述外表面通过所述主体而限定的第一导管壁限定，并且其中所述第一导管壁将所述第一导管与所述第三通路流体隔离，并且此外，其中所述第一导管构造成容许工作流体的所述流从所述扩散器腔进入所述第二通路。
技术方案7. 根据任意前述技术方案所述的涡轮机，其特征在于，所述热交换器进一步包括：
从所述外表面通过所述主体而限定的第二导管壁，其中所述第二导管壁限定与所述第二通路成流体连通的所述第二导管，并且其中所述第二导管壁将所述第一导管与所述第三通路流体隔离，其中所述第二导管构造成使工作流体的所述流从所述第二通路出去以到达所述气室。
技术方案8. 根据任意前述技术方案所述的涡轮机，其特征在于，所述燃料喷射器包括从所述多个壁中的一个或多个延伸到所述第二通路中的翅片结构，其中所述翅片结构限定通过所述第二通路的螺旋流径。
技术方案9. 根据任意前述技术方案所述的涡轮机，其特征在于，所述涡轮机进一步包括：
燃料系统，其构造成向所述燃料喷射器组件的所述第一通路和所述第三通路提供脱氧燃料的一支或多支流，并且其中所述第二通路构造成经由所述第一导管而从所述扩散器腔接收压缩空气的流，并且其中所述燃料喷射器组件构造成使压缩空气的所述流经由所述第二导管而出去，并且其中燃料的所述一支或多支流和所述压缩空气在所述热交换器内成热连通。
技术方案10. 根据任意前述技术方案所述的涡轮机，其特征在于，所述第二气室壁包括联接到所述热交换器的沿轴向延伸的部分，其中所述第二气室壁将所述气室与所述扩散器腔流体隔离。
技术方案11. 根据任意前述技术方案所述的涡轮机，其特征在于，所述气室的流通路限定在所述外壳与所述第二气室壁的所述沿轴向延伸的部分之间，并且其中所述热交换器的所述第二导管处的第二开口限定成与所述流通路成直接流体连通。
技术方案12. 根据任意前述技术方案所述的涡轮机，其特征在于，所述热交换器包括热交换器主体，通过所述热交换器主体而限定所述第一导管、所述通路和所述第二导管。
技术方案13. 根据任意前述技术方案所述的涡轮机，其特征在于，所述热交换器进一步限定开口，通过所述开口而设置所述燃料喷射器组件，并且其中提供与通过所述热交换器的工作流体的所述流成热连通的燃料的一支或多支流。
技术方案14. 根据任意前述技术方案所述的涡轮机，其特征在于，所述热交换器进一步限定通过所述热交换器主体的流体入口开口，其中容许流体的流通过所述热交换器以与所述工作流体成热连通。
技术方案15. 根据任意前述技术方案所述的涡轮机，其特征在于，所述热交换器设置成至少部分地通过所述外壳，并且其中所述第二导管与所述扩散器腔成流体连通。
技术方案16. 根据任意前述技术方案所述的涡轮机，其特征在于，所述涡轮机进一步包括：
沿着所述轴向方向设置在所述第一气室壁的前方的压力气室壁，其中压力气室限定在所述第一气室壁与所述压力气室壁之间。
技术方案17. 根据任意前述技术方案所述的涡轮机，其特征在于，所述涡轮机进一步包括：
从所述预扩散器沿着所述径向方向延伸的第三气室壁，其中所述第三气室壁沿着所述轴向方向与从所述预扩散器延伸的所述内壳的部分间隔开。
技术方案18. 根据任意前述技术方案所述的涡轮机，其特征在于，通过所述内壳的所述部分而限定气室开口，以便提供与转子组件和所述内壳之间的腔的流体连通。
技术方案19. 根据任意前述技术方案所述的涡轮机，其特征在于，包括所述第一导管、所述通路和伸出到至少部分地由所述第一气室壁和所述第二气室壁限定的所述气室的所述第二导管的所述热交换器一起限定热交换器流径。
技术方案20. 根据任意前述技术方案所述的涡轮机，其特征在于，所述涡轮机进一步包括：
设置成至少部分地通过所述外壳的第二热交换器，其中所述第二热交换器构造成从所述热交换器的所述第二导管接收工作流体的所述流，并且其中所述第二热交换器与所述气室成流体连通。
参考以下描述和所附权利要求书，本发明的这些和其它特征、方面和优点将变得更好理解。结合在本说明书中并构成其部分的附图示出了本发明的实施例，并与描述一起用于阐释本发明的原理。
附图说明
在参考附图的说明书中阐述了本发明(包括其最佳模式)的针对本领域普通技术人员的完整且充分的公开，在附图中：
图1是根据本公开的方面的包括燃烧区段和燃料喷射器组件的示例性热力发动机的示意性横截面视图；
图2是根据本公开的方面的图1的热力发动机的示例性燃烧区段和燃料喷射器组件的横截面视图；
图3是图2的燃烧区段的燃料喷射器组件的示例性实施例的剖面横截面视图；
图4是图3的燃料喷射器组件在平面4-4处的示例性横截面视图；
图5是图3的燃料喷射器组件在平面5-5处的示例性横截面视图；
图6是图2的燃烧区段的燃料喷射器组件的另一示例性实施例的剖面横截面视图；
图7是图6的燃料喷射器组件在平面7-7处的横截面视图的示例性实施例；
图8是图6的燃料喷射器组件在平面7-7处的横截面视图的另一示例性实施例；
图9是根据本公开的方面的图1的热力发动机的示例性燃烧区段的横截面视图；
图10是根据本公开的另一方面的图1的热力发动机的示例性燃烧区段的横截面视图；
图11是根据本公开的方面的热交换器的示例性部分的透视图；
图12是图11的热交换器的示例性部分的示意性横截面视图；以及
图13是根据本公开的方面的图1的热力发动机的示例性燃烧区段的横截面视图。
本说明书和附图中的参考字符的重复使用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
现在将详细地参考本发明的实施例，其一个或多个示例在附图中示出。各个示例通过本发明的阐释而非本发明的限制的方式来提供。事实上，对于本领域技术人员而言将为明显的是，可在本发明中作出多种修改和变型而不会脱离本发明的范围或精神。例如，作为一个实施例的部分而示出或描述的特征可与另一实施例一起使用以产生另外的其它实施例。因此，意图的是，本发明涵盖如归入所附权利要求书及其等同体的范围内的这样的修改和变型。
如本文中所使用的，用语“第一”、“第二”和“第三”可以可互换地使用，以将一个构件与另一构件区分开，且不旨在表示单独构件的位置或重要性。
用语“上游”和“下游”指代相对于流体通路中的流体流的相对方向。例如，“上游”指代流体所流自的方向，且“下游”指代流体所流至的方向。
本文中所叙述的近似可包括基于如本领域中所使用的一个或多个测量装置的裕度，诸如但不限于测量装置或传感器的满量程测量范围的百分比。备选地，本文中所叙述的近似可包括比上限值大上限值的10%或比下限值小下限值的10%的裕度。
提供了一种热交换器系统的实施例，该热交换器系统向压缩机排放压力(CDP)密封件以及其它密封件和转子位置提供经冷却的空气。该系统包括第一热交换器，该第一热交换器从压缩机区段接收压缩空气(例如，压缩机排放空气或站点(Station)3.0空气等)。压缩空气在排放到限定在压力气室壁与另一上游壁之间的环形气室或多个沿周向分段的气室之前被安置成与冷却流体(诸如燃料的一支或多支流)成热连通，压力气室壁和另一上游壁各自设置在燃烧区段与压缩机区段之间。气室沿径向向内并通过压缩机出口导叶(CEGV)而延伸，以将经冷却的流体导送至一个或多个密封件和/或转子(诸如CDP密封件)或转子组件与燃烧区段、压缩机区段或涡轮区段之间的另一密封件。多种实施例在燃料喷嘴处限定第一热交换器，以便使压缩空气能够与通过燃料喷嘴的大体上较冷的燃料的一支或多支流成热连通。其它实施例进一步在燃料喷嘴处的主体或间隔件处限定第一热交换器，以便另外或备选地使通过主体或间隔件的大体上较冷的旁通空气的一支或多支流能够与压缩空气成热连通。另外的其它实施例进一步包括第二热交换器，在流体的流被导送通过气室并被导送至一个或多个密封件和/或转子之前，压缩空气在第一热交换器之后流过第二热交换器。
本文中所提供的热交换器系统的实施例可减轻诸如燃烧区段的静态结构或在压缩机区段或涡轮区段处的静态结构与转子组件或密封件组件之间的间隙的不期望的改变。改善的间隙可通过经由经冷却的冷却流体和气室减小跨越静态结构(例如燃烧区段、压缩机区段、涡轮区段等)的热梯度来进一步减轻热力发动机的可操作性的劣化，以便防止发动机处的失速、喘振或其它可操作性和性能故障。
现在参考附图，图1为如可结合本公开的多种实施例的示例性热力发动机10(在本文中被称为“发动机10”)的示意性部分横截面侧视图。尽管在下文中参考涡轮风扇发动机来进一步描述本公开，但本公开大体上还可适用于热力发动机、推进系统和涡轮机械，包括涡轮风扇、涡轮喷气、涡轮螺旋桨、涡轮轴和螺旋桨风扇燃气涡轮发动机、船舶和工业涡轮发动机，以及辅助功率单元。如图1中所显示的，发动机10具有纵向或轴向中心线轴线12，纵向或轴向中心线轴线12出于参考目的并且大体上沿着轴向方向A而延伸通过发动机10。进一步提供从轴向中心线轴线12延伸的参考径向方向R。发动机10进一步限定上游端99和沿着轴向方向A与上游端99大体上相反的下游98。大体上，发动机10可包括风扇组件14和设置在风扇组件14的下游的核心发动机16。
核心发动机16大体上可包括基本上管状的外壳18，外壳18限定环形入口20。外壳18以串行流的关系包封或至少部分地形成：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还可连接到风扇组件14的风扇轴38。在特定实施例中，如图1中所显示的，LP转子轴36可通过减速齿轮40的方式(诸如以间接驱动或齿轮驱动构造)连接到风扇轴38。在其它实施例中，发动机10可进一步包括可与中压(IP)轴一起旋转的中压压缩机和涡轮。
如图1中所显示的，风扇组件14包括多个风扇叶片42，多个风扇叶片42联接到风扇轴38且从风扇轴38沿径向向外延伸。环形风扇壳或机舱44沿周向环绕风扇组件14和/或核心发动机16的至少部分。在一个实施例中，机舱44可由多个沿周向隔开的出口导叶或支柱46相对于核心发动机16支承。此外，机舱44的至少部分可在核心发动机16的外部部分上延伸，以便在其之间限定旁通空气流通路48。
在多种实施例中，转子组件90(图2)由通过轴34、36联接的压缩机22、24和涡轮28、30的可旋转部件的一个或多个组合限定。例如，转子组件90可包括HP转轴，HP转轴包括经由HP轴34而联接到HP涡轮28的HP压缩机24。另外或备选地，HP压缩机24和HP涡轮28的沿轴向延伸的毂或其它可旋转部分可彼此联接。在另一实施例中，转子组件90可包括LP转轴，LP转轴包括经由LP轴36而联接到LP涡轮30的LP压缩机22。另外或备选地，LP转轴可包括风扇区段14，诸如直接地或经由减速齿轮40而间接地联接到LP轴36的风扇轴38。
图2是如图1中所显示的核心发动机16的示例性燃烧区段26的横截面侧视图，燃烧区段26包括HP压缩机24的出口和HP涡轮28的入口的部分。如图2中所显示的，燃烧区段26大体上可包括环形类型的燃烧器50，燃烧器50具有环形内衬套52、环形外衬套54和沿径向在内衬套52的上游端58与外衬套54的上游端60之间延伸的圆顶壁56。在燃烧区段26的其它实施例中，燃烧组件50可为多环形燃烧器，诸如筒类型或筒环类型。如图2中所显示的，内衬套52相对于轴向中心线12(图1)而与外衬套54沿径向隔开，并在内衬套52与外衬套54之间限定大体上环形的燃烧室62。然而，应当认识到，衬套52、54、旋流器或其它构件可相对于轴向中心线12而设置，以便限定多环形燃烧器构造。
如图2中所显示的，内衬套52和外衬套54可被包封在沿着轴向方向A延伸的外壳64内。外壳64限定内部表面69和外部表面71。可在外壳64与内壳164之间围绕内衬套52、外衬套54或两者而限定外流通路66。内衬套52和外衬套54可从圆顶壁56朝向通向HP涡轮28的涡轮喷嘴或入口68而延伸，因此在燃烧器组件50与HP涡轮28之间至少部分地限定热气体路径。
内壳164从预扩散器65部分延伸，该部分限定进入燃烧区段26的入口通路，压缩空气82的流通过该入口通路而离开压缩机22、24以进入燃烧区段26。预扩散器65包括压缩机出口导叶(CEGV)67区段，该区段在压缩空气82的流进入燃烧区段26的扩散器腔84之前调节压缩空气82的流。内壳164从预扩散器65延伸到HP涡轮28的入口68。外壳64和内壳164各自基本上沿着轴向方向A延伸，从而将燃烧器组件50包围在其内。燃烧区段26包括限定在至少第一气室壁201与第二气室壁202之间的气室205，第一气室壁201和第二气室壁202各自大体上沿着径向方向R从外壳64向内延伸到燃烧区段26的预扩散器65和压缩机出口导叶(CEGV)67部分。气室205进一步部分地限定在外壳62与第二气室壁202的沿轴向延伸的部分209之间，其中沿轴向延伸的部分209联接到热交换器160。气室205至少部分地限定热交换器流径，通过该热交换器流径而提供通过燃烧区段26的冷却流体的流。
在多种实施例中，压力气室165可限定在第一气室壁201与压力气室壁161之间，压力气室壁161沿着轴向方向A设置在前方(即，朝向发动机10的上游端99)。压力气室壁161大体上沿着径向方向R延伸，以便支承环绕一个或多个定子的静态结构或沿周向环绕压缩机24的可旋转叶片91的护罩。应当认识到，在多种实施例中，压力气室165可限定泄放(bleed)气室，通过该泄放气室而泄放或另外提取离开压缩机24的压缩空气82的流的部分以用于其它用途。
在发动机10的操作期间，如图1和图2中所共同显示的，如由箭头74示意性地指示的一定体积的空气通过机舱44和/或风扇组件14的相关联的入口76而进入发动机10。当空气74横穿风扇叶片42时，空气的如由箭头78示意性地指示的部分被引导或导送至旁通空气流通路48中，而空气的如由箭头80示意性地指示的另一部分被引导或导送至LP压缩机22中。当空气80通过LP压缩机22和HP压缩机24而朝向燃烧区段26流动时，空气80被逐渐压缩。如图2中所显示的，如由箭头82示意性地指示的现在的压缩空气流经CEGV 67并流过预扩散器65以进入燃烧区段26的扩散器腔或头端部分84。
预扩散器65和CEGV 67调节流至燃料喷射器组件70的压缩空气82的流。压缩空气82对扩散器腔84加压。压缩空气82进入燃料喷射器组件70以与液态和/或气态燃料混合。
第二气室壁202从预扩散器65或CEGV 67延伸并且大体上沿着径向方向R向外延伸。第二气室壁202沿着轴向方向A与第一气室壁201间隔开或分离(例如，第二气室壁202设置在第一气室壁201的下游98)，以便在第一气室壁201与第二气室壁202之间限定气室205。在多种实施例中，气室壁201、202各自相对于轴向中心线轴线12(图1)而环形地或沿着周向方向延伸，以便将气室205限定为环形。
第三气室壁从预扩散器65或CEGV 67延伸并且大体上沿着径向方向R向内延伸。第三气室壁沿着轴向方向A与从预扩散器65或CEGV 67延伸的内壳164的部分164(a)间隔开。通过内壳164的部分164(a)而限定气室开口207，以便提供与沿着径向方向R在转子组件90和内壳164之间的腔205(a)的流体连通。腔205(a)与压缩机24的可旋转叶片91的一个或多个级成流体连通。另外或备选地，腔205(a)与一个或多个密封件92成流体连通，一个或多个密封件92诸如在燃烧区段26中的径向内侧限定在内壳164与转子组件90之间。
仍参考图2，气室205可进一步包括通过CEGV 67而限定的跨接通路206，以便在预扩散器65的径向外侧的部分(即，限定在第一气室壁201与第二气室壁202之间的部分)与预扩散器65的径向内侧的部分(即，限定在第三气室壁与内壳164之间的部分)之间提供流体连通。因此，气室205提供与扩散器腔84和从压缩机24进入燃烧区段26的流径流体隔离或另外热隔离的导管或通路。气室205提供通过其的冷却流体(在本文中进一步描述)的流，以向压缩机的可旋转叶片91、密封件92和/或涡轮28处的更下游的构件中的一个或多个提供热衰减。
燃料系统300向一个或多个燃料喷射器组件70提供燃料171、172的一支或多支流，一个或多个燃料喷射器组件70联接到外壳64的外部表面71并延伸通过外部表面71。燃料系统300大体上可限定脱氧燃料系统，其向各个燃料喷射器组件70提供基本上或完全脱氧的燃料171、172的流。燃料可包括燃料的液态和/或气态流。脱氧燃料减轻了与燃料焦化相关联的风险。例如，脱氧燃料减轻了由于从工作流体182(例如，压缩机排放空气)到燃料171、172的一支或多支流的热传递而导致的大体上在热交换器160中或具体地在燃料喷射器组件70中的燃料焦化。在多种实施例中，独立地计量供给或控制燃料171、172的流，以便提供彼此不同或与燃料喷射器组件70中的一个或多个不同的流速、压力、温度或燃料类型。
燃料喷射器组件70可至少部分地延伸通过圆顶壁56，并向燃烧室62提供燃料-空气混合物。燃料喷射器组件70包括从外壳64延伸并沿径向向内延伸到燃烧区段26中的主体110。燃料喷射器组件70可进一步包括头部113，头部113至少部分地通过圆顶壁56而延伸到燃烧室62。
燃料喷射器组件70的第一端101限定在燃料喷射器组件70的凸缘150处或限定成靠近于凸缘150，凸缘150联接到外壳64。凸缘150大体上从燃料喷射器组件70的主体110的部分的外壁125延伸。燃料喷射器组件70进一步沿着燃料喷射器组件70的主体110或头部113在第一端101的远侧限定第二端102。第二端102大体上可对应于燃料喷射器组件70的相对于燃料171、172的流而在外壳64的更下游的部分，通过外壳64而将燃料171、172的流提供给燃料喷射器组件70。例如，第二端102可对应于主体110的径向内侧部分，头部113从该径向内侧部分朝向燃烧室62延伸。作为另一示例，第二端102可对应于燃料喷射器组件70的一个或多个燃料出口114，通过一个或多个燃料出口114而将燃料171、172的流提供给燃烧室62。
仍共同参考图1和图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中，因此使HP转子轴34旋转，由此支持HP压缩机24的操作。如图1中所显示的，燃烧气体86然后被导送通过LP涡轮30，因此使LP转子轴36旋转，由此支持LP压缩机22的操作和/或风扇轴38的旋转。燃烧气体86然后通过核心发动机16的喷气排气喷嘴区段32而排出以提供推进推力。
在多种实施例中，发动机10包括限定在燃烧区段26处的热交换器160。压缩空气82的部分向热交换器160提供经由箭头182而示意性地描绘的工作流体的流。限定离开压缩机22、24以进入燃烧区段26的压缩空气82的部分的工作流体182在其进入热交换器160时可为大致480摄氏度或更高。然而，应当认识到，工作流体182可至少基于压缩机22、24和发动机10的操作状况(例如，部分负载或满负载状况、转子速度、环境空气压力或温度等)来限定更高或更低的温度。大体上，工作流体182可限定比进入燃料喷射器组件70的燃料171、172的流更高的温度。
在多种实施例中，诸如关于图3-5而显示并描述的，热交换器160限定在燃料喷射器组件70的主体110内。在一个实施例中，诸如关于图3-5而描述的，热交换器160限定在燃料喷射器组件70的第一端101与第二端102之间。图3提供了燃料喷射器组件70的示例性实施例的剖面视图。另外参考图4，进一步提供了燃料喷射器组件70在图3中的平面4-4处的横截面视图。参考图3-4，燃料喷射器组件70的主体110限定外封壳124。在多种实施例中，主体110的外封壳124限定在限定隔热罩的外壁125的内侧。内壁123基本上与外封壳124同向地延伸通过主体110。通过燃料喷射器组件70而限定第一参考中心线轴线13。第一参考中心线轴线13大体上对应于发动机10的径向方向R。多个壁120延伸通过主体110。在多种实施例中，多个壁120各自相对于第一参考中心线轴线13而大体上成同心布置。多个壁120在壁120与外壁125之间限定多个流体分离的通路。
多个壁120包括第一壁121，第一壁121相对于第一中心线轴线13而在主体110的内壁123的内侧延伸并且与主体110的内壁123间隔开。第一通路126限定在第一壁121内。第二壁122相对于第一中心线轴线13而在主体110的内壁123的内侧并且在第一壁121的外侧延伸。第二壁122与主体110的内壁123和第一壁121间隔开。第二通路127限定在第一壁121与第二壁122之间。第三通路128限定在第二壁122与主体110的内壁123之间。各个通路126、127、128经由其之间的多个壁120(例如，第一壁121和第二壁122)中的各个而彼此流体隔离。燃料喷射器组件70进一步包括第一导管壁131，第一导管壁131从外壁125、外封壳124或两者通过主体110而限定，并联接到第二壁122。第一导管壁131在其内限定与第二通路127成流体连通的第一导管136。
在多种实施例中，第四通路129限定在内壁123与外封壳124之间。第四通路129大体上限定容积，在其处，诸如空气或大体上氧化剂的气体或惰性气体环绕主体110内的通路126、127、128。在另外的另一实施例中，第五通路130限定在外封壳124与外壁125之间，以便限定另一容积，在其处，诸如空气或大体上氧化剂的气体环绕主体110内的通路126、127、128和环绕主体100的第四通路129。
在发动机10的操作期间，将经由箭头171而示意性地描绘的燃料的第一流提供给燃料喷射器组件70的第一通路126。将经由箭头172而示意性地描绘的燃料的第二流提供给燃料喷射器组件70的第三通路128。燃料171的第一流和燃料172的第二流可各自限定不同的压力、流速、温度或燃料类型(例如，液态或气态燃料或其组合)中的一个或多个。应当认识到，第一通路126和第三通路128可各自限定不同的几何形状(例如，不同的横截面面积或容积)，以便使燃料171的第一流能够具有相对于燃料172的第二流而不同的压力、流速、温度等。
将经由箭头182而示意性地描绘的工作流体的流经由从第一开口138延伸通过主体110的外壁125的第一导管136而提供给第二通路127。在多种实施例中，工作流体是来自压缩机22、24(图1)的压缩空气82的部分。提供给第二通路127的工作流体182在第一通路126与第三通路128之间成热连通，以便将主体110内的多个通路126、127、128限定为热交换器160。
参考图3，在一个实施例中，将第一导管136限定成与第二通路127成流体连通的第一导管壁131在第二导管壁132的远侧限定在第二端102处，第二导管壁132限定第一端101处的第二导管137。第二导管壁132的多种实施例构造成与关于第一导管壁131而描述的实施例类似。例如，第二导管壁132将第二导管137限定成与第二通路127成流体连通。工作流体182通过第一导管136而进入第二通路127，并且通过第二导管137而从燃料喷射器组件70出去，由此提供与分别通过第一通路126和第三通路128的燃料171的第一流和燃料172的第二流基本上反向的流。
第一导管壁131和第二导管壁132各自经由相应的第一导管136和第二导管137而在燃料喷射器组件70的外部或外侧与第二通路127之间提供流体连通。此外，第一导管壁131和第二导管壁132各自将工作流体182与设置在燃料喷射器组件70的外部与第二通路127之间的第三通路128流体隔离。当工作流体182经由第二导管137而离开燃料喷射器组件70时，经由限定在燃料喷射器组件70内的热交换器160而热连通的燃料171、172的流和工作流体182向燃烧区段26的气室205提供经冷却的流体。
燃料171、172的流各自通过燃料喷射器组件70的头部113处的一个或多个燃料出口114而从燃料喷射器组件70出去。工作流体182与燃料171、172的流之间的热连通提供从工作流体182到燃料171、172的流中的一支或多支的热传递。应当进一步认识到，可经由在燃料喷射器组件70内将热能从工作流体182传递到燃料171、172的流中的一支或多支来改善燃料-空气混合。燃料171、172的流处的热能的这样的增加可改善燃料171、172在其从一个或多个燃料出口114出去以用于在燃烧室62处点火时的雾化。改善的雾化可进一步在燃烧期间改善排放物输出或合乎期望地改变热释放特性。
返回参考图3，诸如在图3中由参考平面209示意性地显示并且在图2中进一步描绘的，燃料喷射器组件70特别地将第二导管壁132和第二导管137限定在至少部分地限定气室205的第二气室壁202的沿轴向延伸的内部表面209的径向外侧。在多种实施例中，燃料喷射器组件70限定发动机10的热交换器流径的部分，其中将工作流体182从扩散器腔84通过燃料喷射器组件70而提供给气室205。工作流体182通过通向第一导管136的第一开口138而进入燃料喷射器组件70，流过与分别在第一通路126和第三通路128内的燃料171、172成热连通的第二通路127，并在第二导管137处经由主体110的外壁125处的第二开口139而从燃料喷射器组件70出去。
参考图2-3，在多种实施例中，第二导管137和第二开口139设置在第二气室壁202的沿轴向延伸的内部表面209的径向外侧并且设置在外壳64的外部表面71(图2)的径向内侧，以提供与气室205成流体连通的第二导管137和第二开口139。第二导管137和第二开口139设置成与限定在沿轴向延伸的内部表面209与外壳64之间的流通路208成直接流体连通。流通路208进一步是气室205的部分，其限定从热交换器160到内壳164的径向内侧的腔205(a)的流径。
现在参考图6-8，提供了包括热交换器160的燃料喷射器组件70的另外的示例性实施例。图6提供了燃料喷射器组件的剖面横截面视图。图7-8提供了燃料喷射器组件在平面A-A处的示例性横截面视图。关于图6-8而提供的实施例构造成与关于图3-5而描述的实施例基本上类似。在关于图6-8而提供的实施例中，燃料喷射器组件70进一步包括从在主体110内延伸的壁121、122、123中的一个或多个延伸的翅片结构140。翅片结构140包括相对于延伸通过主体110的参考中心线轴线13以周向布置设置的多个翅片141。在所描绘的实施例中，多个翅片141从主体110的内壁123延伸到第四通路129中。在其它实施例中，多个翅片141延伸到限定在主体110的壁121、122、123、124之间的一个或多个通路126、127、128中。
翅片结构140可促进并改善从工作流体182到流过主体110的燃料171、172中的一种或多种的热传递。在一个实施例中，诸如关于图6而描绘的，翅片结构140从内壁123延伸到第四通路129中，以便促进从第二通路127中的工作流体182到第三通路128中的燃料的热传递。在另一实施例中，翅片结构140从第二壁122延伸到第二通路127中。在又一实施例中，诸如关于图7中所提供的示例性横截面视图而描绘的，翅片结构140可从第一壁121延伸到第一通路126中。
返回参考图6，在多种实施例中，翅片结构140的多个翅片141可进一步沿着径向方向R以相邻的径向布置设置。例如，翅片结构140可沿着通路126、127、128的流径长度通过主体110而从第二端102到第一端101设置。在一个实施例中，多个翅片141进一步沿着周向方向和径向方向布置，以提供通过通路126、127、128中的一个或多个的螺旋布置。螺旋布置可提供通过第二通路127的工作流体182的基本上螺旋的流径。螺旋流径可增加流体171、172、182中的一种或多种在燃料喷射器组件70的主体110内的停留时间，以便增加流体171、172、182之间的热传递。增加的热传递可进一步冷却工作流体182，以进一步提供本文中所描述的一个或多个益处。
现在参考图9，提供了发动机10的部分的另一示例性实施例，该部分包括燃烧区段26、压缩机24的部分以及涡轮28的部分。关于图9而提供的实施例构造成与关于图2而显示并描述的实施例基本上类似。因此，作为图2或图9的实施例中的一个或另一个的部分而示出或描述的参考数字或特征可与另一个一起使用。应当进一步认识到，为了清楚起见，可省略图2或图9中的任一个中的特征或参考数字。
发动机10包括燃烧区段26和燃料喷射器组件70，它们一起提供热交换器流径，该热交换器流径包括进入热交换器160的第一导管136和第二通路127，其中提供工作流体182，其与热交换器160处的燃料171、172的流中的一支或多支成热连通，以从工作流体182移除热能。诸如上文中所描述的，热交换器流径进一步包括第二导管137，该第二导管137通过通向气室205的流通路208的第二开口139而离开。在多种实施例中，工作流体182的螺旋流径(例如，由翅片结构140在热交换器160处提供的螺旋流径)可进一步增加在热交换器160处的停留时间，以便促进通过热交换器160而从工作流体182到燃料171、172的一支或多支流的热交换。
现在参考图10，提供了包括燃烧区段26和热交换器流径的发动机10的另一示例性实施例。关于图10而提供的实施例构造成与关于图2-9而显示并描述的实施例基本上类似。因此，作为图2、图9或图10的实施例中的一个或另一个的部分而示出或描述的参考数字或特征可与另一个一起使用。应当进一步认识到，为了清楚起见，可省略图2、图9或图10中的任一个中的特征或参考数字。
关于图10而描绘的燃烧区段26包括热交换器160，该热交换器160联接到通过外壳64而限定的燃料喷射器组件70，其中，诸如下文中关于图11-12而进一步显示并描述的，经由通向第二通路127的第一开口138而将工作流体182的流从扩散器腔84提供给热交换器。
图11提供了热交换器160的另一实施例的示例性透视图。图12提供了图11的热交换器160的实施例的示例性横截面视图，其包括通过热交换器160中的开口162而设置的燃料喷射器组件70的主体110。关于图11-12，热交换器160包括第一开口138，该第一开口138通过环绕燃料喷射器组件70的主体110的热交换器主体163而限定。热交换器主体163进一步包括开口162，以容许燃料喷射器组件70的主体110通过开口162以与工作流体182的流成热连通，工作流体182的流通过热交换器160，并且经由各个主体110、163而与燃料171、172的流流体隔离。
热交换器主体163进一步包括第二冷却流体入口开口166和第二冷却流体出口开口167，第二冷却流体178的流通过第二冷却流体入口开口166和第二冷却流体出口开口167而被容许通过热交换器160以与工作流体182成热连通。在多种实施例中，诸如关于图1而描述的，第二冷却流体178可限定风扇或压缩机旁通空气78的部分。在其它实施例(未描绘)中，第二冷却流体178可包括第三流旁通空气(例如，来自一个或多个压缩机22、24的旁通空气)。大体上，第二冷却流体178可相对于向热交换器流径提供工作流体182的压缩空气82而限定较低的压力和/或温度。
热交换器160在其内包括一个或多个壁，以将第二通路127限定成与通过其的第二冷却流体178的流流体隔离。在一个实施例中，第二开口139限定在外壳64的外部表面69的径向内侧。在另外的另一实施例中，第二冷却流体入口开口166限定在外壳64的外部表面69的径向外侧，以便容许第二冷却流体178的流从外壳64的径向外侧进入热交换器160。
现在参考图13，提供了包括燃烧区段26和热交换器流径的发动机10的另一示例性实施例。关于图13而提供的实施例构造成与关于图2-10而显示并描述的实施例基本上类似。因此，作为图2、图9、图10或图13的实施例中的一个或另一个的部分而示出或描述的参考数字或特征可与另一个一起使用。应当进一步认识到，为了清楚起见，可省略图2、图9、图10或图13中的任一个中的特征或参考数字。
图13进一步提供了通过热交换器流径的第二热交换器260，其中第二热交换器260构造成与关于图11-12中的热交换器160而显示并描述的热交换器基本上类似。诸如关于图2-9而描述的，热交换器流径从燃料喷射器组件70延伸，并且使经冷却的工作流体182通过第二开口139而从第二通路127和第二导管137出去。工作流体182出去以进入流通路208并被提供到第二热交换器260中，在第二热交换器260中，诸如关于图11-12而显示并描述的，工作流体182由第二冷却流体178进一步冷却。由第二冷却流体178进一步冷却的工作流体182从第二热交换器260出去以进入第一气室壁201与第二气室壁202之间的气室205。工作流体182进一步通过跨接通路206而流入转子组件90与内壳164之间的腔205(a)中。可将经冷却的工作流体182提供给转子组件90处(诸如在转子组件90与内壳164之间)的一个或多个密封件92。在多种实施例中，经冷却的工作流体182可进一步向下游流动以冷却涡轮28的部分。
另外或备选地，燃料喷射器组件70可进一步包括额外的壁以在其之间限定额外的流体流通路。例如，第一通路126可提供先导(pilot)燃料源，诸如以用于促进点火或低功率或中等功率状况(诸如空转、巡航或其它部分负载状况)或用于促进或有利地影响燃烧室62处的热释放特性(例如，压力振荡、声学特性等)。第三通路128可提供主燃料源，以便在燃烧室62处提供高功率状况，诸如起飞或满负载状况。多个壁120可进一步包括第三壁或更多的壁以提供额外的先导燃料源，由此提供主先导回路和辅助先导回路。本文中所提供的燃料喷射器组件70的实施例大体上可提供第二通路127，第二通路127由第一通路126和第三通路128环绕并且与其成热连通。工作流体182(诸如来自压缩机22、24的压缩空气82的部分)作为冷却流体而被调节至燃料喷射器组件70的头部113，或更特别地被调节至头部113的向内进入燃烧室62的热压迫(distress)更严重的下游部分。
关于图1-13而描绘并且在本文中描述的燃料喷射器组件70、燃烧区段26和燃烧器组件50可构造为多种构件的组件，这些构件机械地连结或布置以便产生本文中所显示并描述的燃料喷射器组件70。燃料喷射器组件70或其部分可备选地构造为单个整体式构件，并且通过本领域技术人员通常已知的任何数量的工艺来制造。这些制造工艺包括但不限于被称为“增材制造”或“3D打印”的制造工艺。另外，可利用任何数量的铸造、机加工、焊接、铜焊或烧结工艺或机械紧固件或其任何组合来构造燃料喷射器组件70或燃烧区段26。此外，燃料喷射器组件70可由用于涡轮发动机燃烧器区段的任何合适材料(包括但不限于镍基合金和钴基合金)构造。更进一步，流径表面和通路可包括表面精加工或其它制造方法，以有益地影响阻力或另外促进热传递或有利地影响流体流。这样的制造方法或表面精加工可包括用以促进流体流的方法，诸如但不限于滚筒精加工、滚磨、制作膛线、抛光或涂覆。其它方法可包括用以促进热传递或增加一种或多种流体在燃料喷射器组件70内的停留时间的方法，诸如但不限于突起、增加粗糙度或用以影响流体流速或热传递的其它表面特征。
本书面描述使用示例来公开本发明(包括最佳模式)，并且还使本领域中的任何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)。本发明的可专利性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它示例。如果这样的其它示例包括不异于权利要求书的字面语言的结构元件，或如果它们包括与权利要求书的字面语言无实质性差异的等同结构元件，则这样的其它示例旨在处于权利要求书的范围内。

Claims (16)

1.一种涡轮机，所述涡轮机包括：
外壳，其沿着轴向方向延伸；
预扩散器，其限定进入所述涡轮机的燃烧区段的入口通路；
内壳，其从所述预扩散器延伸，其中扩散器腔限定在所述外壳与所述内壳之间；
第一气室壁，其从所述预扩散器沿着径向方向向外延伸；
第二气室壁，其从所述预扩散器沿着径向方向向外延伸，其中所述第二气室壁沿着所述轴向方向与所述第一气室壁分离，并且其中气室限定在所述第一气室壁与所述第二气室壁之间；以及
热交换器，其包括与所述扩散器腔成流体连通的第一导管和成同心布置的多个壁，其中所述多个壁限定多个通路，其中所述多个通路包括由第二通路环绕的第一通路，并且此外，其中所述多个壁限定环绕所述第二通路的第三通路，其中各个通路通过所述多个壁而彼此流体隔离，其中所述第一导管与所述第二通路成流体连通，并且第二导管与所述第二通路和所述气室成流体连通，其中经由所述第一导管、所述第二通路和所述第二导管而容许工作流体的流从所述扩散器腔通过所述热交换器而到达所述气室；
其中，所述预扩散器包括导叶，通过所述导叶而限定与所述气室和所述内壳的径向内侧的腔成流体连通的跨接通路；
其中，所述涡轮机进一步包括在所述内壳的径向内侧延伸的转子组件，其中所述转子组件包括限定在所述内壳处的密封件，并且其中所述腔在所述转子组件与所述内壳之间限定成与所述气室和所述密封件成流体连通；
其中，所述涡轮机进一步包括燃料喷射器组件，其中所述燃料喷射器组件包括限定外表面和内表面的主体，并且其中所述热交换器设置在所述主体内；
其中，所述第一导管由从所述外表面通过所述主体而限定的第一导管壁限定，并且其中所述第一导管壁将所述第一导管与所述第三通路流体隔离，并且此外，其中所述第一导管构造成容许工作流体的所述流从所述扩散器腔进入所述第二通路。
2.根据权利要求1所述的涡轮机，其特征在于，所述第一气室壁和所述第二气室壁各自沿着周向方向延伸以将所述气室限定为环形。
3.根据权利要求1所述的涡轮机，其特征在于，所述热交换器进一步包括：
从所述外表面通过所述主体而限定的第二导管壁，其中所述第二导管壁限定与所述第二通路成流体连通的所述第二导管，并且其中所述第二导管壁将所述第一导管与所述第三通路流体隔离，其中所述第二导管构造成使工作流体的所述流从所述第二通路出去以到达所述气室。
4.根据权利要求1所述的涡轮机，其特征在于，所述燃料喷射器包括从所述多个壁中的一个或多个延伸到所述第二通路中的翅片结构，其中所述翅片结构限定通过所述第二通路的螺旋流径。
5.根据权利要求1所述的涡轮机，其特征在于，所述涡轮机进一步包括：
燃料系统，其构造成向所述燃料喷射器组件的所述第一通路和所述第三通路提供脱氧燃料的一支或多支流，并且其中所述第二通路构造成经由所述第一导管而从所述扩散器腔接收压缩空气的流，并且其中所述燃料喷射器组件构造成使压缩空气的所述流经由所述第二导管而出去，并且其中燃料的所述一支或多支流和所述压缩空气在所述热交换器内成热连通。
6.根据权利要求1所述的涡轮机，其特征在于，所述第二气室壁包括联接到所述热交换器的沿轴向延伸的部分，其中所述第二气室壁将所述气室与所述扩散器腔流体隔离。
7.根据权利要求6所述的涡轮机，其特征在于，所述气室的流通路限定在所述外壳与所述第二气室壁的所述沿轴向延伸的部分之间，并且其中所述热交换器的所述第二导管处的第二开口限定成与所述流通路成直接流体连通。
8.根据权利要求1所述的涡轮机，其特征在于，所述热交换器包括热交换器主体，通过所述热交换器主体而限定所述第一导管、所述热交换器通路和所述第二导管。
9.根据权利要求1所述的涡轮机，其特征在于，所述热交换器进一步限定开口，通过所述开口而设置所述燃料喷射器组件，并且其中提供与通过所述热交换器的工作流体的所述流成热连通的燃料的一支或多支流。
10.根据权利要求8所述的涡轮机，其特征在于，所述热交换器进一步限定通过所述热交换器主体的流体入口开口，其中容许流体的流通过所述热交换器以与所述工作流体成热连通。
11.根据权利要求1所述的涡轮机，其特征在于，所述热交换器设置成至少部分地通过所述外壳，并且其中所述第二导管与所述扩散器腔成流体连通。
12.根据权利要求1所述的涡轮机，其特征在于，所述涡轮机进一步包括：
沿着所述轴向方向设置在所述第一气室壁的前方的压力气室壁，其中压力气室限定在所述第一气室壁与所述压力气室壁之间。
13.根据权利要求1所述的涡轮机，其特征在于，所述涡轮机进一步包括：
从所述预扩散器沿着所述径向方向延伸的第三气室壁，其中所述第三气室壁沿着所述轴向方向与从所述预扩散器延伸的所述内壳的部分间隔开。
14.根据权利要求13所述的涡轮机，其特征在于，通过所述内壳的所述部分而限定气室开口，以便提供与转子组件和所述内壳之间的腔的流体连通。
15.根据权利要求1所述的涡轮机，其特征在于，包括所述第一导管、所述热交换器通路和伸出到至少部分地由所述第一气室壁和所述第二气室壁限定的所述气室的所述第二导管的所述热交换器一起限定热交换器流径。
16.根据权利要求1所述的涡轮机，其特征在于，所述涡轮机进一步包括：
设置成至少部分地通过所述外壳的第二热交换器，其中所述第二热交换器构造成从所述热交换器的所述第二导管接收工作流体的所述流，并且其中所述第二热交换器与所述气室成流体连通。
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Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11662150B2 (en) * 2020-08-13 2023-05-30 General Electric Company Heat exchanger having curved fluid passages for a gas turbine engine
US11788469B2 (en) * 2020-11-16 2023-10-17 General Electric Company Thermal management system for a gas turbine engine
US11365629B1 (en) * 2021-04-14 2022-06-21 General Electric Company Flow structure for turbine engine
US11519332B1 (en) * 2021-05-11 2022-12-06 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Fuel injector with integrated heat exchanger for use in gas turbine engines
US11846422B2 (en) 2021-08-19 2023-12-19 Collins Engine Nozzles, Inc. Systems for fuel injectors with fuel air heat exchangers
US20230057936A1 (en) * 2021-08-19 2023-02-23 Delavan Inc. Air manifolds for fuel injectors with fuel air heat exchangers
US11555450B1 (en) 2021-08-19 2023-01-17 Collins Engine Nozzles, Inc. Fuel injectors with heat exchangers
CN115654536A (zh) * 2022-10-28 2023-01-31 西安现代控制技术研究所 薄壁燃气隔离掺混装置

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5406799A (en) * 1992-06-12 1995-04-18 United Technologies Corporation Combustion chamber
US6672072B1 (en) * 1998-08-17 2004-01-06 General Electric Company Pressure boosted compressor cooling system
CN102187081A (zh) * 2008-09-19 2011-09-14 伍德沃德公司 用于燃料喷射器的主动热保护
CN105593601A (zh) * 2013-10-04 2016-05-18 斯奈克玛 设置有用于减少由火花塞产生的尾流的空气偏转设备的涡轮机燃烧室
CN108661951A (zh) * 2017-03-27 2018-10-16 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机的扩散器-解旋器
CN108952843A (zh) * 2017-05-25 2018-12-07 通用电气公司 交叉涡轮发动机空气轴承的冷却结构及热管理方法

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4554789A (en) 1979-02-26 1985-11-26 General Electric Company Seal cooling apparatus
US5685158A (en) 1995-03-31 1997-11-11 General Electric Company Compressor rotor cooling system for a gas turbine
US6471216B1 (en) 1999-05-24 2002-10-29 General Electric Company Rotating seal
US6267553B1 (en) 1999-06-01 2001-07-31 Joseph C. Burge Gas turbine compressor spool with structural and thermal upgrades
US8127547B2 (en) 2007-06-07 2012-03-06 United Technologies Corporation Gas turbine engine with air and fuel cooling system
US8281594B2 (en) * 2009-09-08 2012-10-09 Siemens Energy, Inc. Fuel injector for use in a gas turbine engine
US8943827B2 (en) 2011-05-31 2015-02-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel air heat exchanger
WO2013147953A1 (en) 2011-12-30 2013-10-03 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Aircraft propulsion gas turbine engine with heat exchange
US9476313B2 (en) 2012-12-21 2016-10-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine including a pre-diffuser heat exchanger
WO2014130101A2 (en) 2013-02-23 2014-08-28 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine combustor heat exchanger
WO2015112215A2 (en) * 2013-11-04 2015-07-30 United Technologies Corporation Cooled fuel injector system for a gas turbine engine
US9932940B2 (en) * 2015-03-30 2018-04-03 Honeywell International Inc. Gas turbine engine fuel cooled cooling air heat exchanger
US9995314B2 (en) 2015-07-20 2018-06-12 General Electric Company Cooling system for a turbine engine
CA2955613A1 (en) 2016-01-28 2017-07-28 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Heat exchanger integrated with fuel nozzle
US10830150B2 (en) 2016-01-28 2020-11-10 Rolls-Royce Corporation Fuel heat exchanger with leak management
US10458331B2 (en) * 2016-06-20 2019-10-29 United Technologies Corporation Fuel injector with heat pipe cooling
US10982593B2 (en) * 2017-06-16 2021-04-20 General Electric Company System and method for combusting liquid fuel in a gas turbine combustor with staged combustion
US10655858B2 (en) * 2017-06-16 2020-05-19 General Electric Company Cooling of liquid fuel cartridge in gas turbine combustor head end
US10775046B2 (en) * 2017-10-18 2020-09-15 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Fuel injection assembly for gas turbine engine

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5406799A (en) * 1992-06-12 1995-04-18 United Technologies Corporation Combustion chamber
US6672072B1 (en) * 1998-08-17 2004-01-06 General Electric Company Pressure boosted compressor cooling system
CN102187081A (zh) * 2008-09-19 2011-09-14 伍德沃德公司 用于燃料喷射器的主动热保护
CN105593601A (zh) * 2013-10-04 2016-05-18 斯奈克玛 设置有用于减少由火花塞产生的尾流的空气偏转设备的涡轮机燃烧室
CN108661951A (zh) * 2017-03-27 2018-10-16 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机的扩散器-解旋器
CN108952843A (zh) * 2017-05-25 2018-12-07 通用电气公司 交叉涡轮发动机空气轴承的冷却结构及热管理方法

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