CN113847622A - 用于燃气涡轮发动机的燃烧器组件 - Google Patents

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Abstract

提供了一种用于燃气涡轮发动机(10)的燃烧器组件(80)。燃烧器组件(80)通常包括衬里(82、84)，该衬里(82、84)至少部分地限定燃烧室(88)并具有限定内开口(140)的内壁(132)和限定外开口(142)的外壁(134)。凸台(152)由内壁(132)限定并且围绕内开口(140)朝向外壁(134)延伸。套圈(144)的本体(160)沿着轴向方向(A2)延伸通过外开口(142)并限定与燃烧室(88)流体连通的中心孔(162)。径向凸缘(164)沿着径向方向(R2)从本体(160)延伸，并且定位在内壁(132)和外壁(134)之间。凸缘(164)限定大于外开口(142)的内径(150)的凸缘直径(166)，使得套圈(144)可以沿着径向方向(R2)滑动但在轴向方向(A2)上受到限制。

Description

用于燃气涡轮发动机的燃烧器组件
技术领域
本主题总体上涉及燃气涡轮发动机，或更具体地，涉及燃气涡轮发动机的燃烧器组件。
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，空气从风扇提供到压缩机区段的入口，在压缩机区段中，一个或多个轴流压缩机逐渐压缩空气直到其到达燃烧区段。燃料与压缩空气混合并在燃烧区段内燃烧以提供燃烧气体。燃烧气体被从燃烧区段导向到涡轮区段。通过涡轮区段的燃烧气体流驱动涡轮区段，然后该燃烧气体流被导向通过排气区段，例如排放到大气中。
某些传统的燃烧器组件包括具有内壁和外壁的双壁燃烧器衬里。一个或多个点火器插入通过限定在燃烧器壁中的开口，用于在燃烧室中点燃燃料/空气混合物以支持燃烧。在操作期间，热膨胀导致点火器和燃烧器衬里相对于彼此移动。为了适应这种移动，传统的点火器安装组件包括分别围绕内壁和外壁中的开口焊接的凸台和止动环。套圈位于凸台上并穿过外壁开口，用于接收进入燃烧室的点火器。然而，这种点火器安装组件采用复杂的结构，导致零件更多、组装更复杂、成本增加和可靠性降低。
因此，具有改进的点火器安装组件的燃气涡轮发动机将是有用的。更具体地，改进性能并简化制造和组装的双壁燃烧器的点火器安装组件将是特别有益的。
发明内容
本发明的方面和优点将在以下描述中部分阐述，或者可以从描述中显而易见，或者可以通过本发明的实践来获知。
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。燃烧器组件包括衬里，衬里具有内壁和与内壁间隔开的外壁，以在它们之间限定间隙，衬里至少部分地限定燃烧室。内开口由内壁限定，外开口由外壁限定，外开口限定内直径并且与内开口基本同心。凸台由内壁限定并围绕内开口延伸并进入间隙，套圈限定轴向方向和垂直于轴向方向的径向方向。套圈包括沿着轴向方向延伸通过外开口的本体并限定与燃烧室流体连通的中心孔。径向凸缘沿着径向方向从本体延伸，径向凸缘定位在间隙内并限定大于外开口的内直径的凸缘直径。根据某些实施例，燃烧器组件设置在燃气涡轮发动机的压缩机区段和涡轮区段之间，涡轮区段通过轴机械地联接至压缩机区段。
根据另一方面，燃烧器组件还包括围绕外壁的外开口定位的止动环，止动环限定沿着轴向方向延伸的环形表面。根据某些实施例，间隙高度可以沿着轴向方向限定在止动环的底表面和凸台的顶表面之间，间隙高度基本上等于径向凸缘沿着轴向方向的高度，使得套圈沿着轴向方向的移动受到限制。另外，外壁和止动环可以一体地形成为单个整体部件。
根据一些实施例，套圈还限定喇叭形部分，喇叭形部分在径向凸缘的相对端处沿着径向方向远离本体延伸。
根据示例性方面，径向凸缘可滑动地接收在间隙内，使得套圈可沿着径向方向滑动。另外，外衬可以是燃烧器组件的外衬。
在另一方面，燃烧器组件包括点火器，点火器延伸通过套圈的中心孔并且包括定位成靠近内壁的内开口的远端。
内壁可以包括通过在增材制造机器的床上沉积增材材料的层以及选择性地将能量从能量源引导到增材材料的层上以熔融一部分增材材料而形成的多个层。
本公开的方面还提供一种制造用于燃气涡轮发动机的燃烧器组件的方法。该方法包括在增材制造机器的床上沉积增材材料的层，并选择性地将能量从能量源引导到增材材料的层上，以熔融一部分增材材料并形成燃烧器衬里的内壁，内壁限定内开口和围绕内开口延伸的凸台。该方法还包括在增材制造机器的床上沉积增材材料的层，并选择性地将能量从能量源引导到增材材料的层上，以熔融一部分增材材料并形成燃烧器衬里的外壁，外壁限定具有内直径的外开口。通过外开口定位套圈，套圈包括本体和径向凸缘，本体沿着轴向方向延伸通过外开口，径向凸缘沿着径向方向从本体延伸并限定大于外开口的内直径的凸缘直径。该方法进一步包括将内壁接合到外壁，使得套圈可沿着径向方向滑动但沿着轴向方向受到限制。
根据另一方面，套圈的本体限定与燃烧室流体连通的中心孔，并且该方法还包括将点火器插入通过套圈的中心孔，点火器包括定位成靠近内壁的内开口的远端。
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
在参考附图的说明书中阐述了针对本领域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。
图1是根据本主题的各种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图1的示例性燃气涡轮发动机的燃烧区段的立体横截面视图。
图3是根据本公开的示例性实施例的图1的示例性燃气涡轮发动机的燃烧器和点火器安装组件的立体横截面视图。
图4是根据本主题的示例性实施例的图3的示例性点火器安装组件的特写横截面视图。
图5是根据本主题的另一示例性实施例的图3的示例性点火器安装组件的侧横截面视图。
图6是根据本主题的实施例的用于制造燃气涡轮发动机的燃烧器组件的方法。
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相似的特征或元件。
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号来指代附图中的特征。附图和描述中的相同或相似标号已经被用于指代本发明的相同或相似部分。如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可互换使用以将一个部件与另一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内的相对位置，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，“下游”是指流体向其流动的方向。此外，如本文所用，诸如“大约”、“基本上”或“约”的近似术语是指在百分之十的误差范围内。
本公开大体上涉及用于燃气涡轮发动机的燃烧器组件。燃烧器组件通常包括衬里，该衬里至少部分地限定燃烧室并具有限定内开口的内壁和限定外开口的外壁。凸台由内壁限定并围绕内开口朝向外壁延伸。套圈的本体沿着轴向方向延伸通过外开口，并限定与燃烧室流体连通的中心孔。径向凸缘沿着径向方向从本体延伸并且定位在内壁和外壁之间。凸缘限定大于外开口的内直径的凸缘直径，使得套圈可以沿着径向方向滑动但在轴向方向上受到限制。
现在参考附图，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或中心轴线12延伸)和径向方向R。通常，涡轮风扇发动机10包括风扇区段14和设置在风扇区段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通常包括限定环形入口20的基本上管状外壳18。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；燃烧器或燃烧区段26；涡轮区段，其包括高压(HP)涡轮28和低压(LP)涡轮30；以及喷射排气喷嘴区段32。高压(HP)轴或线轴34将HP涡轮28驱动地连接至HP压缩机24。低压(LP)轴或线轴36将LP涡轮30驱动地连接至LP压缩机22。
对于所描绘的实施例，风扇区段14包括可变螺距风扇38，其具有以间隔开的方式联接到盘42的多个风扇叶片40。如图所示，风扇叶片40大体沿着径向方向R从盘42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绕螺距轴线P旋转，该致动构件44被构造成共同地一致地改变风扇叶片40的螺距。风扇叶片40、盘42和致动构件44可通过LP轴36跨动力齿轮箱46一起绕纵向轴线12旋转。动力齿轮箱46包括多个齿轮，用于将LP轴36的转速降低到更有效的旋转风扇速度。
仍然参考图1的示例性实施例，盘42被可旋转的前毂48覆盖，该前毂48在空气动力学上成形为促进气流通过多个风扇叶片40。另外，示例性风扇区段14包括环形风扇壳体或外机舱50，其周向围绕风扇38和/或核心涡轮发动机16的至少一部分。应当理解，机舱50可以被构造成通过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。此外，机舱50的下游区段54可在核心涡轮发动机16的外部分上延伸，以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进入涡轮风扇发动机10。当一定量空气58穿过风扇叶片40时，如箭头62所示的空气58的第一部分被引导或导向到旁路气流通道56中，并且如箭头64所示的空气58的第二部分被引导或导向到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，在HP涡轮28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，在LP涡轮30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的顺序级从燃烧气体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。
随后，燃烧气体66被导向通过核心涡轮发动机16的喷射排气喷嘴区段32，以提供推进推力。同时，随着第一部分空气62在从涡轮风扇发动机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，也提供推进推力。HP涡轮28、LP涡轮30和喷射排气喷嘴区段32至少部分地限定用于引导燃烧气体66通过核心涡轮发动机16的热气路径78。
应当理解，图1中描绘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，应当理解，在其他示例性实施例中，涡轮风扇发动机10可以替代地被构造为任何其他合适的涡轮发动机，例如涡轮螺旋桨发动机，涡轮喷气发动机，内燃机等。
通常，本文描述的涡轮风扇发动机10的各种部件可以使用任何合适的处理制造或形成。然而，根据本主题的若干方面，涡轮风扇发动机10的至少一些部件可以使用增材制造处理(例如3-D打印处理)形成。使用这样的处理可以允许这样的部件一体地形成为单个整体部件，或者形成为任何合适数量的子部件。特别地，制造处理可以允许部件一体地形成并且包括使用现有制造方法时不可能实现的各种特征。例如，本文所述的增材制造方法能够制造具有使用现有制造方法不可能实现的各种特征、构造、厚度、材料、密度、流体通道和安装结构的部件。本文描述了这些新颖特征中的一些。
如本文所用，术语“增材制造”或“增材制造技术或处理”通常是指制造处理，其中，连续的材料层被提供在彼此之上以逐层“构建”三维部件。连续的层通常熔融在一起以形成可具有多个一体子部件的整体部件。尽管增材制造技术在本文中被描述为能够通过通常在竖直方向逐点、逐层构建物体来制作复杂物体，但是其他制作方法也是可能的并且在本主题的范围内。例如，尽管本文的讨论涉及添加材料以形成连续层，但是本领域技术人员将理解，本文公开的方法和结构可以用任何增材制造技术或制造技术来实践。例如，本发明的实施例可以使用加层处理、减层处理或混合处理。
根据本公开的合适的增材制造技术包括，例如，熔融沉积建模(FDM)，选择性激光烧结(SLS)，诸如通过喷墨和激光喷墨的3D打印，立体光刻(SLA)，直接选择性激光烧结(DSLS)、电子束烧结(EBS)、电子束熔化(EBM)、激光工程净成形(LENS)、激光净成形制造(LNSM)、直接金属沉积(DMD)、数字光处理(DLP)、直接选择性激光熔化(DSLM)、选择性激光熔化(SLM)、直接金属激光熔化(DMLM)和其他已知处理。
本文所述的增材制造处理可用于使用任何合适的材料形成部件。例如，该材料可以是塑料、金属、混凝土、陶瓷、聚合物、环氧树脂、光聚合物树脂，或者可以是固体、液体、粉末、片材、线材或任何其他合适形式的任何其他合适的材料。更具体地，根据本主题的示例性实施例，本文所述的增材制造部件可以部分地、全部地或以材料的某种组合形成，该材料包括但不限于纯金属、镍合金、铬合金、钛、钛合金、镁、镁合金、铝、铝合金以及镍基或钴基超合金(例如，可从Special Metals Corporation获得的名称为
Figure BDA0003128805880000061
的那些)。这些材料是适用于本文所述的增材制造处理的材料的示例，并且通常可以称为“增材材料”。
此外，本领域技术人员将理解，可以使用多种材料和用于结合(bond)这些材料的方法，并且这些材料和方法被预期在本公开的范围内。如本文所用，对“熔融”的提及可指用于产生任何上述材料的结合层的任何合适的处理。例如，如果物体由聚合物制成，则熔融可指在聚合物材料之间产生热固性结合。如果物体是环氧树脂，则可以通过交联处理形成结合。如果材料是陶瓷，则可以通过烧结处理形成结合。如果材料是粉末金属，则可以通过熔化或烧结处理形成结合。本领域技术人员将理解，通过增材制造熔融材料以制作部件的其他方法也是可能的，并且可以使用这些方法来实践当前公开的主题。
此外，本文公开的增材制造处理允许由多种材料形成单个部件。因此，本文所述的部件可由上述材料的任何合适的混合物形成。例如，部件可包括使用不同材料、处理和/或在不同增材制造机器上形成的多个层、段或部分。以这种方式，可以构造具有不同材料和材料特性的部件以满足任何特定应用的需求。此外，尽管本文所述的部件完全由增材制造处理构造，但应当理解，在替代实施例中，这些部件的全部或一部分可以经由铸造、机加工和/或任何其他合适的制造处理形成。实际上，可以使用任何合适的材料和制造方法的组合来形成这些部件。
现在将描述示例性增材制造处理。增材制造处理使用部件的三维(3D)信息(例如三维计算机模型)来制作部件。因此，可以在制造之前限定部件的三维设计模型。就此而言，可以扫描部件的模型或原型以确定部件的三维信息。作为另一个示例，可以使用合适的计算机辅助设计(CAD)程序来构造部件的模型，以限定部件的三维设计模型。
设计模型可以包括部件的整个构造的3D数字坐标，包括部件的外表面和内表面。例如，设计模型可以限定本体、表面和/或内部通道，例如开口、支撑结构等。在一个示例性实施例中，三维设计模型例如沿着部件的中心(例如，竖直)轴线或任何其他合适的轴线被转换成多个切片或段。每个切片可以针对切片的预定高度限定部件的薄横截面。多个连续的横截面切片一起形成3D部件。然后逐个切片或逐层“构建”部件，直到完成。
以这种方式，本文所述的部件可以使用增材处理来制作，或更具体地，例如通过使用激光能量或热熔融或聚合塑料，或者通过烧结或熔化金属粉末，连续形成每一层。例如，特定类型的增材制造处理可以使用能量束(例如，电子束或电磁辐射(诸如激光束))来烧结或熔化粉末材料。可以使用任何合适的激光和激光参数，包括对功率、激光束光斑尺寸和扫描速度的考虑。构建材料可以由选择用于特别是在高温下增强强度、耐久性和使用寿命的任何合适的粉末或材料形成。
每个连续层可以例如在约10μm至200μm之间，尽管可以基于任意数量的参数来选择厚度并且厚度可以是根据替代实施例的任意合适的尺寸。因此，利用上述增材形成方法，本文所述的部件可以具有与在增材形成处理中利用的相关联粉末层的一个厚度(例如10μm)一样薄的横截面。
此外，利用增材处理，部件的表面光洁度和特征可以取决于应用根据需要变化。例如，可以通过在增材处理期间选择合适的激光扫描参数(例如，激光功率、扫描速度、激光焦点尺寸等)来调整(例如，使更光滑或更粗糙)表面光洁度，特别是在对应于零件表面的横截面层的外围。例如，可以通过增加激光扫描速度或减小所形成的熔池的尺寸来获得更粗糙的光洁度，而可以通过减小激光扫描速度或增大所形成的熔池的尺寸来获得更光滑的光洁度。也可以改变扫描模式和/或激光功率以改变选定区域中的表面光洁度。
值得注意的是，在示例性实施例中，由于制造限制，本文描述的部件的几个特征以前是不可能实现的。然而，本发明人已经有利地利用增材制造技术的当前进步来开发大致根据本公开的此类部件的示例性实施例。尽管本公开一般不限于使用增材制造来形成这些部件，但是增材制造确实提供了各种制造优势，包括制造容易，成本降低，准确性更高等。
在这方面，利用增材制造方法，甚至多零件部件也可以形成为单件连续金属，因此与现有设计相比可以包括更少的子部件和/或接头。通过增材制造一体形成这些多零件部件可以有利地改进整体组装处理。例如，一体形成减少了必须组装的独立零件的数量，从而减少了相关联的时间和总体组装成本。此外，可以有利地减少与例如泄漏、独立部件之间的接合质量以及整体性能有关的现有问题。
此外，上述增材制造方法能够实现本文描述的部件的更复杂和繁复的形状和轮廓。例如，这种部件可包括薄的增材制造层以及独特、复杂的结构和性能增强特征。此外，增材制造处理能够制造具有不同材料的单个部件，使得部件的不同部分可以表现出不同的性能特性。制造处理的连续性、添加性使得能够实现这些新颖特征的构造。
现在参考图2，提供了图1的示例性涡轮风扇发动机10的燃烧区段26的示意横截面视图。燃烧区段26通常包括燃烧器组件80，该燃烧器组件80生成排放到涡轮区段或更具体地排放到HP涡轮28中的燃烧气体。应当理解，燃烧器组件80是用于解释本主题的方面的示例性燃烧器。根据替代实施例，燃烧区段26可包括其他燃烧器类型和构造，例如，逆流燃烧器。
如所描绘的，燃烧器组件80包括外衬82，内衬84和圆顶86，外衬82，内衬84和圆顶86一起限定燃烧室88。另外，扩散器90定位在燃烧室88的上游。扩散器90接收来自压缩机区段的气流并将这种压缩空气流提供给燃烧器组件80。更具体地，对于所描绘的实施例，扩散器90将压缩空气流提供给燃料/空气混合器92的单个周向排。因此，所描绘的示例性燃烧器圆顶86被构造为单个环形圆顶，并且燃料/空气混合器92的周向排设置在这种圆顶86中形成的开口内。然而，在其他实施例中，可以利用多个环形圆顶。
燃料喷嘴(未示出)根据燃烧器组件80在各种发动机操作状态下的期望性能向燃料/空气混合器92提供燃料。还应注意，对于所描绘的实施例，外环形罩94和内环形罩96位于燃烧室88的上游，以便将空气流引导到燃料/空气混合器92中。外环形罩94和内环形罩96还可以将一部分空气流从扩散器90引导至限定在外衬82和外壳100之间的外通道98和限定在内衬84和内壳104之间的内通道102。另外，对于所描绘的实施例，内支撑锥106被进一步示出为通过多个螺栓110和螺母112连接到喷嘴支撑件108。然而，其他示例性燃烧区段可以包括任何其他合适的结构构造。
仍然参考图2，提供点火器114以点燃供应到燃烧室88的燃料/空气混合物。所示的示例性点火器114以基本固定的方式附接到燃烧器组件80的外壳100。如图所示，点火器114包括延伸通过限定在外衬82中的开口118并进入燃烧室88的远端116。应当理解，根据替代实施例，点火器114可以延伸通过内衬84或通过任何其他合适的孔口进入燃烧室88。另外，点火器114的远端116可以完全定位在燃烧室88内或可以延伸到与外衬82齐平的位置，例如，使得远端116定位成靠近开口118。
应当理解，燃烧器组件80的某些部件(例如外衬82和内衬84)可以由陶瓷基复合物(CMC)形成，陶瓷基复合物(CMC)是具有高温能力的非金属材料。用于此类衬里的示例性复合物材料包括碳化硅、硅、二氧化硅或氧化铝基质材料及其组合。通常，陶瓷纤维嵌入基质内，例如氧化稳定的增强纤维，包括单丝，如蓝宝石和碳化硅，以及粗纱和纱线，包括碳化硅、硅酸铝以及短切晶须和纤维，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)。CMC材料在大约1000-1200°F的温度范围内可以具有约1.3×10-6in/in/°F至约3.5×10-6in/in/°F的热膨胀系数.
相反，燃烧器组件80/燃烧区段26的其他部件(例如外壳100，内壳104和燃烧区段26的其他支撑构件)可以由诸如镍基超合金(其在大约1000-1200°F的温度范围内可以具有约为8.3-8.6×10-6in/in/°F的热膨胀系数)或钴基超合金(其可以具有约9.2–9.4×10-6in/in/°F的热膨胀系数)的金属形成。因此，尽管外衬82和内衬84可以能够更好地处理燃烧室88中存在的极端温度环境，但是由于热膨胀系数不匹配，这些部件可能与燃烧区段的金属部件不同地膨胀。
值得注意的是，鉴于形成燃烧器组件80的外衬82和燃烧器组件80的外壳100的材料不同，点火器114的远端116可能需要可相对于燃烧器组件80的外衬82移动。更具体地，因为部件被附接到涡轮风扇发动机10的不同部分，由具有不同热膨胀系数的材料构成，并且暴露于不同温度，热膨胀会导致外衬82和点火器114之间的显著相对移动。因此，燃烧器组件80还包括点火器安装组件130，用于将点火器114安装到外衬82，同时允许点火器114和外衬82之间的一些相对移动以适应热增长失配。
现在还参考图3至图5，提供了图2中描绘的示例性点火器114、点火器安装组件130和燃烧器组件80的外衬82的几个特写横截面视图。如图所示，外衬82是双壁燃烧器衬里，包括间隔开以限定内壁132和外壁134之间的间隙136的内壁132和外壁134。间隙136通常可以尺寸设计成和构造成用于分配压缩空气以冷却外衬82的内壁132。在这方面，例如，内壁132和外壁134可以限定多个冷却孔(未示出)。来自外通道98的压缩空气可以通过冷却孔，例如以提供内壁132的冲击和/或膜冷却。
如上所述，点火器114穿过外衬82中的开口118。更具体地，根据图示的实施例，内壁132限定内开口140并且外壁134限定外开口142，它们共同限定开口118。点火器安装组件130还包括套圈144，套圈144定位在开口118内或邻近开口118，并且通常构造成用于接收点火器114。根据图示的实施例，套圈144限定轴向方向A2和垂直于轴向方向A2的径向方向R2。
根据所示实施例，外开口142与内开口140基本同心并限定内径150。此外，内壁132限定凸台152，该凸台152围绕内开口140并朝向外壁134延伸或延伸到间隙136中。凸台152通常被构造为提供低摩擦表面，套圈144可以安置在该低摩擦表面上。传统的点火器组件包括必须焊接到燃烧器衬里的内壁上的独立凸台，从而导致附加的零件和更复杂的组装。此外，这种结构需要凸台具有更大的高度以方便焊接或接合过程。相比之下，凸台152可以例如使用本文描述的和如图4和图5所示的增材制造方法与内壁132一体地形成。
套圈144包括套圈本体160，该套圈本体沿轴向方向A2延伸并且限定与燃烧室88流体连通的中心孔162。中心孔162的尺寸设计成用于在燃烧室88内或附近牢固地接收和支撑点火器114。值得注意的是，套圈本体160的外直径小于外开口142的内直径150，使得套圈144可以相对于外壁134沿着径向方向R2移动。
另外，套圈144包括从套圈本体160沿着径向方向R2延伸的径向凸缘164。当作为点火器安装组件130的一部分安装时，套圈本体160延伸通过外壁134的外开口142，并且径向凸缘164定位在内壁132和外壁134之间的间隙136内。径向凸缘164限定大于外开口142的内直径150(和内开口140的内直径)的凸缘直径166，使得径向凸缘164可滑动地接收在间隙136内，并且套圈144可以沿着径向方向R2相对于外衬82移动。
套圈144还限定喇叭形部分168，其沿着径向方向R2远离套圈本体160并且远离外衬82延伸。喇叭形部分168定位在套圈本体160的相对于径向凸缘164的相对端。以此方式，通过允许点火器114容易地插入到套圈本体160的中心孔162中，喇叭形部分168简化了燃烧器组件80的组装。另外，根据所示的实施例，喇叭形部分168限定小于外开口142的内径150的喇叭形直径170。以此方式，在点火器安装组件130的组装期间，套圈144可以容易地插入通过外开口142。
如图4和图5最佳所示，点火器安装组件130还包括围绕外壁134的外开口142定位的止动环174。止动环174可以例如使用本文描述的和如图4所示的增材制造方法与外壁134一体地形成。相比之下，止动环174可以替代地是在点火器安装组件130的组装期间附接到外壁134的独立部件，例如，如图5所示。
止动环174限定环形表面176，该环形表面176沿着轴向方向A2延伸以支撑点火器114，并提供防止外衬82和点火器114之间过度相对径向移动的低摩擦界面。如图5所示，根据示例性实施例，沿着轴向方向A2在止动环174的底表面182和凸台152的顶表面184之间限定间隙高度180。根据示例性实施例，间隙高度180基本上等于或大于径向凸缘164的凸缘高度186(沿着轴向方向A2测量)，使得套圈144沿着轴向方向A2的移动受到限制。
应当理解，本文描述的燃烧器组件80仅用于解释本主题的方面的目的。例如，燃烧器组件80在本文中用于描述制造点火器安装组件130的示例性构造、结构和方法。应当理解，本文讨论的增材制造技术可用于制造用于任何合适的装置、用于任何合适的目的以及在任何合适的行业中的其他燃烧器和点火器安装组件。因此，本文描述的示例性部件和方法仅用于说明本主题的示例性方面，并不旨在以任何方式限制本公开的范围。
既然已经呈现了根据本主题的示例性实施例的燃烧器组件80的结构和构造，那么提供了用于制造根据本主题的示例性实施例的燃烧器组件的示例性方法200。制造商可以使用方法200来形成燃烧器组件80或任何其他合适的燃烧器组件。应当理解，本文讨论的示例性方法200仅用于描述本主题的示例性方面，而不是旨在进行限制。
现在参考图6，方法200包括在步骤210处增材制造燃烧器衬里的内壁，该内壁限定内开口和围绕内开口延伸的凸台。根据步骤210，可以使用任何合适的增材制造技术(其示例在本文中描述)来形成内壁。例如，步骤210可以包括在增材制造机器的床上沉积增材材料层，并且选择性地将能量从能量源引导到增材材料层上，以熔融一部分增材材料并形成内壁。
方法200还包括，在步骤220处增材制造燃烧器衬里的外壁，该外壁限定具有内直径的外开口。根据步骤220，可以使用任何合适的增材制造技术(其示例在本文描述)来形成外壁。例如，步骤220可以包括在增材制造机器的床上沉积增材材料层，并且选择性地将能量从能量源引导到增材材料层上，以熔融一部分增材材料并形成外壁。
方法200还包括，在步骤230处，通过外开口定位套圈。套圈包括沿着轴向方向延伸通过外开口的本体和沿着径向方向从本体延伸的径向凸缘。径向凸缘限定大于外开口的内直径的凸缘直径。在步骤240处，方法200包括将内壁接合到外壁，使得套圈可以沿着径向方向滑动但沿着轴向方向受到限制。以此方式，径向凸缘被定位在外壁和内壁之间并且沿着由内壁限定的凸台滑动。
方法200还包括，在步骤250处，将点火器插入通过套圈的中心孔。点火器包括定位成靠近内壁的内开口的远端。以此方式，点火器可用于点燃燃烧室内的燃料/空气混合物。套圈被构造成以基本上流体密封的方式接收点火器，使得空气不会流过内开口和外开口，同时允许点火器和燃烧器组件的衬里之间的相对移动。值得注意的是，根据示例性实施例，内壁和凸台一体地形成为单个整体部件，并且外壁和止动环可以一体地形成为单个整体部件，燃烧器组件的其他部分也可以一体地形成为单个整体部件，例如如上所述。
图6描绘了为了说明和讨论的目的以特定顺序进行的步骤。使用本文提供的公开，本领域的普通技术人员将理解，在不脱离本公开的范围的情况下，本文讨论的任何方法的步骤可以以各种方式改编、重新布置、扩展、省略或修改。此外，尽管使用燃烧器组件80作为示例解释了方法200的方面，但是应当理解，这些方法可以应用于制造任何合适的燃烧器组件。
包括增材制造的零件的燃烧器组件以及用于制造和组装该燃烧器组件的方法在上文中进行了描述。值得注意的是，燃烧器组件通常可以包括性能增强的几何形状和结构特征，其实际实施方式通过增材制造处理得到促进，如本文所述。例如，本文所述的增材制造技术能够形成具有凸台的燃烧器衬里的内壁、具有止动环的燃烧器衬里的外壁，以及有助于简化制造和组装以及改进性能的其他特征。这些特征可以在燃烧器组件的设计期间引入，使得它们可以在构建处理期间以很少或没有附加成本容易地集成到燃烧器组件中。此外，燃烧器组件的部分(包括内壁和凸台、外壁和止动环，以及其他特征)可以一体地形成为单个整体部件。
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进行任何结合的方法。本发明的可专利范围由权利要求限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例包括与权利要求的字面语言没有区别的结构要素，或者如果它们包括与权利要求的字面语言没有实质区别的等效结构要素，则这些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由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，所述燃烧器组件包括：
衬里，所述衬里具有内壁和与所述内壁间隔开的外壁，以在它们之间限定间隙，所述衬里至少部分地限定燃烧室；
内开口，所述内开口由所述内壁限定；
外开口，所述外开口由所述外壁限定，所述外开口限定内直径并且与所述内开口基本同心；
凸台，所述凸台由所述内壁限定并围绕所述内开口延伸并进入所述间隙；
套圈，所述套圈限定轴向方向和垂直于所述轴向方向的径向方向，所述套圈包括：
本体，所述本体沿着所述轴向方向延伸通过所述外开口，并限定与所述燃烧室流体连通的中心孔；以及
径向凸缘，所述径向凸缘沿着所述径向方向从所述本体延伸，所述径向凸缘定位在所述间隙内并限定大于所述外开口的所述内直径的凸缘直径。
2.根据任何前述条项所述的燃烧器组件，进一步包括：
止动环，所述止动环围绕所述外壁的所述外开口定位，所述止动环限定沿着所述轴向方向延伸的环形表面。
3.根据任何前述条项所述的燃烧器组件，其中，间隙高度沿着所述轴向方向限定在所述止动环的底表面和所述凸台的顶表面之间，所述间隙高度基本上等于所述径向凸缘沿着所述轴向方向的高度，使得所述套圈沿着所述轴向方向的移动受到限制。
4.根据任何前述条项所述的燃烧器组件，其中所述外壁和所述止动环一体地形成为单个整体部件。
5.根据任何前述条项所述的燃烧器组件，其中，所述套圈进一步限定喇叭形部分，所述喇叭形部分在所述径向凸缘的相对端处沿着所述径向方向远离所述本体延伸。
6.根据任何前述条项所述的燃烧器组件，其中，所述径向凸缘可滑动地接收在所述间隙内，使得所述套圈能够沿着所述径向方向滑动。
7.根据任何前述条项所述的燃烧器组件，其中所述衬里是所述燃烧器组件的外衬。
8.根据任何前述条项所述的燃烧器组件，进一步包括：
点火器，所述点火器延伸通过所述套圈的所述中心孔，并且包括定位在所述内壁的所述内开口附近的远端。
9.根据任何前述条项所述的燃烧器组件，其中，所述内壁包括通过以下方式形成的多个层：
在增材制造机器的床上沉积增材材料的层；以及
选择性地将能量从能量源引导到所述增材材料的层上，以熔融一部分所述增材材料。
10.一种燃气涡轮发动机，包括：
压缩机区段；
涡轮区段，所述涡轮区段通过轴机械地联接至所述压缩机区段；以及
燃烧器组件，所述燃烧器组件设置在所述压缩机区段和所述涡轮区段之间，所述燃烧器组件包括：
衬里，所述衬里至少部分地限定燃烧室，所述衬里具有限定内开口的内壁和限定外开口的外壁；
凸台，所述凸台由内壁限定，并且围绕所述内开口并朝向所述外壁延伸；
套圈本体，所述套圈本体限定轴向方向和垂直于所述轴向方向的径向方向，所述套圈本体沿着所述轴向方向延伸通过所述外开口，并限定与所述燃烧室流体连通的中心孔；以及
径向凸缘，所述径向凸缘沿着所述径向方向从所述套圈本体延伸，所述径向凸缘定位在所述内壁和所述外壁之间，并限定大于所述外开口的内直径的凸缘直径。
11.根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，进一步包括：
止动环，所述止动环围绕所述外壁的所述外开口定位，所述止动环限定沿着所述轴向方向延伸的环形表面。
12.根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，间隙高度沿着所述轴向方向限定在所述止动环的底表面和所述凸台的顶表面之间，所述间隙高度基本上等于所述径向凸缘沿着所述轴向方向的高度，使得所述径向凸缘和所述套圈本体沿着所述轴向方向的移动受到限制。
13.根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述外壁和所述止动环一体地形成为单个整体部件。
14.根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述套圈本体进一步限定喇叭形部分，所述喇叭形部分在所述径向凸缘的相对端处沿着所述径向方向向外延伸。
15.根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述径向凸缘可滑动地接收在所述间隙内，使得所述套圈本体能够沿着所述径向方向滑动。
16.根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述衬里是所述燃烧器组件的外衬。
17.根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，进一步包括：
点火器，所述点火器延伸通过所述套圈本体的所述中心孔，并且包括定位在所述内壁的所述内开口附近的远端。
18.根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述内壁包括通过以下方式形成的多个层：
在增材制造机器的床上沉积增材材料的层；以及
选择性地将能量从能量源引导到所述增材材料的层上，以熔融一部分所述增材材料。
19.一种制造用于燃气涡轮发动机的燃烧器组件的方法，所述方法包括：
在增材制造机器的床上沉积增材材料的层，并选择性地将能量从能量源引导到所述增材材料的层上，以熔融一部分所述增材材料并形成燃烧器衬里的内壁，所述内壁限定内开口和围绕所述内开口延伸的凸台；
在增材制造机器的床上沉积增材材料的层，并选择性地将能量从能量源引导到所述增材材料的层上，以熔融一部分所述增材材料并形成燃烧器衬里的外壁，所述外壁限定具有内径的外开口；
通过所述外开口定位套圈，所述套圈包括本体和径向凸缘，所述本体沿着轴向方向延伸通过所述外开口，所述径向凸缘沿着径向方向从所述本体延伸并限定大于所述外开口的所述内直径的凸缘直径；以及
将所述内壁接合到所述外壁，使得所述套圈能够沿着所述径向方向滑动但沿着所述轴向方向受到限制。
20.根据任何前述条项所述的方法，其中，所述套圈的所述本体限定与燃烧室流体连通的中心孔，所述方法进一步包括：
将点火器插入通过所述套圈的所述中心孔，所述点火器包括定位在所述内壁的所述内开口附近的远端。

Claims (10)

1.一种用于燃气涡轮发动机(10)的燃烧器组件(80)，其特征在于，所述燃烧器组件(80)包括：
衬里(82、84)，所述衬里(82、84)具有内壁(132)和与所述内壁(132)间隔开的外壁(134)，以在它们之间限定间隙(136)，所述衬里(82、84)至少部分地限定燃烧室(88)；
内开口(140)，所述内开口(140)由所述内壁(132)限定；
外开口(142)，所述外开口(142)由所述外壁(134)限定，所述外开口(142)限定内直径(150)并且与所述内开口(140)基本同心；
凸台(152)，所述凸台(152)由所述内壁(132)限定并围绕所述内开口(140)延伸并进入所述间隙(136)；
套圈(144)，所述套圈(144)限定轴向方向(A2)和垂直于所述轴向方向(A2)的径向方向(R2)，所述套圈(144)包括：
本体(160)，所述本体(160)沿着所述轴向方向(A2)延伸通过所述外开口(142)，并限定与所述燃烧室(88)流体连通的中心孔(162)；以及
径向凸缘(164)，所述径向凸缘(164)沿着所述径向方向(R2)从所述本体(160)延伸，所述径向凸缘(164)定位在所述间隙(136)内并限定大于所述外开口(142)的所述内直径(150)的凸缘直径(166)。
2.根据权利要求1所述的燃烧器组件(80)，其特征在于，进一步包括：
止动环(174)，所述止动环(174)围绕所述外壁(134)的所述外开口(142)定位，所述止动环(174)限定沿着所述轴向方向(A2)延伸的环形表面(176)。
3.根据权利要求2所述的燃烧器组件(80)，其特征在于，其中，间隙高度(180)沿着所述轴向方向(A2)限定在所述止动环(174)的底表面(182)和所述凸台(152)的顶表面(184)之间，所述间隙高度(180)基本上等于所述径向凸缘(164)沿着所述轴向方向(A2)的高度(186)，使得所述套圈(144)沿着所述轴向方向(A2)的移动受到限制。
4.根据权利要求2或3所述的燃烧器组件(80)，其特征在于，其中，所述外壁(134)和所述止动环(174)一体地形成为单个整体部件。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的燃烧器组件(80)，其特征在于，其中，所述套圈(144)进一步限定喇叭形部分(168)，所述喇叭形部分(168)在所述径向凸缘(164)的相对端处沿着所述径向方向(R2)远离所述本体(160)延伸。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的燃烧器组件(80)，其特征在于，其中，所述径向凸缘(164)可滑动地接收在所述间隙(136)内，使得所述套圈(144)能够沿着所述径向方向(R2)滑动。
7.根据权利要求1至6中任一项所述的燃烧器组件(80)，其特征在于，其中，所述衬里(82、84)是所述燃烧器组件(80)的外衬(82、84)。
8.根据权利要求1至7中任一项所述的燃烧器组件(80)，其特征在于，进一步包括：
点火器(114)，所述点火器(114)延伸通过所述套圈(144)的所述中心孔(162)，并且包括定位在所述内壁(132)的所述内开口(140)附近的远端(116)。
9.根据权利要求1至8中任一项所述的燃烧器组件(80)，其特征在于，其中，所述内壁(132)包括通过以下方式形成的多个层：
在增材制造机器的床上沉积增材材料的层；以及
选择性地将能量从能量源引导到所述增材材料的层上，以熔融一部分所述增材材料。
10.根据权利要求1至9中任一项所述的燃烧器组件(80)，其特征在于，其中，所述燃烧器组件(80)设置在压缩机区段(22、24)与涡轮区段(28、30)之间，所述涡轮区段(28、30)通过轴(34、36)机械地联接到所述压缩机区段(22、24)。
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Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1424469A2 (en) * 2002-11-29 2004-06-02 Rolls-Royce Plc Combustor sealing arrangement
EP3018418A1 (en) * 2014-11-07 2016-05-11 United Technologies Corporation Combustor wall aperature body with cooling circuit
CN109099460A (zh) * 2017-06-20 2018-12-28 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种进气面积调节装置和燃烧室
CN110131750A (zh) * 2019-04-26 2019-08-16 沈阳航空航天大学 一种使用气体燃料的燃气轮机低排放燃烧室
EP3628927A1 (en) * 2018-09-28 2020-04-01 United Technologies Corporation Heat shield panel
EP3643968A1 (en) * 2018-10-26 2020-04-29 Honeywell International Inc. Gas turbine engine dual-wall hot section structure

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7191587B2 (en) * 2002-11-13 2007-03-20 American Air Liquide, Inc. Hybrid oxygen-fired power generation system
FR2887015B1 (fr) * 2005-06-14 2010-09-24 Snecma Moteurs Assemblage d'une chambre de combustion annulaire de turbomachine
FR2988436B1 (fr) * 2012-03-26 2015-12-04 Snecma Dispositif de guidage d'une bougie d'allumage
US11015529B2 (en) * 2016-12-23 2021-05-25 General Electric Company Feature based cooling using in wall contoured cooling passage
US11242804B2 (en) * 2017-06-14 2022-02-08 General Electric Company Inleakage management apparatus
FR3083264B1 (fr) * 2018-06-29 2021-06-18 Safran Aircraft Engines Dispositif de guidage dans une chambre de combustion
JP2020143850A (ja) * 2019-03-07 2020-09-10 本田技研工業株式会社 ガスタービンエンジンの燃焼器

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1424469A2 (en) * 2002-11-29 2004-06-02 Rolls-Royce Plc Combustor sealing arrangement
EP3018418A1 (en) * 2014-11-07 2016-05-11 United Technologies Corporation Combustor wall aperature body with cooling circuit
CN109099460A (zh) * 2017-06-20 2018-12-28 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种进气面积调节装置和燃烧室
EP3628927A1 (en) * 2018-09-28 2020-04-01 United Technologies Corporation Heat shield panel
EP3643968A1 (en) * 2018-10-26 2020-04-29 Honeywell International Inc. Gas turbine engine dual-wall hot section structure
CN110131750A (zh) * 2019-04-26 2019-08-16 沈阳航空航天大学 一种使用气体燃料的燃气轮机低排放燃烧室

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