CN115507382A - 用于燃烧器的具有凹口尖端和开槽尾部的稀释空气入口 - Google Patents
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Abstract
一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器，该燃烧器具有：燃烧器衬套，其具有冷表面侧和热表面侧，衬套限定上游端和下游端；以及稀释开口，其通过燃烧器衬套。稀释开口包括：主稀释孔部分，其具有上游边缘和下游边缘；凹口部分，其设置在上游边缘处并从上游边缘向上游延伸，凹口部分与主稀释孔部分流体连通；以及开槽部分，其设置在下游边缘处并在下游边缘的下游延伸，开槽部分与主稀释孔部分流体连通。
Description
技术领域
本公开涉及燃气涡轮发动机的燃烧室中的燃烧气体的稀释。
背景技术
在传统燃气涡轮发动机中，已知将稀释空气流提供到初级燃烧区下游的燃烧室中。
通常，环形燃烧器可以包括内衬和外衬，在它们之间形成燃烧室。内燃烧衬套和外燃烧衬套可包括通过衬套的稀释孔，其提供从围绕环形燃烧器的通道进入燃烧室的空气流(即稀释射流)。已知一些应用使用圆形孔来向燃烧室提供稀释空气流。通过传统燃烧器中的圆形稀释孔的空气流与燃烧室内的燃烧气体混合，以提供来自初级区的燃烧气体的骤冷(quenching)。在稀释射流后面看到的高温区域(即在稀释射流的尾流区域中)与高NOx形成相关联。此外，圆形稀释空气射流不会横向扩散，从而在稀释射流之间产生高温，这也有助于高NOx形成。
发明内容
在一个方面，本公开涉及一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器，其中燃烧器包括具有冷表面侧和热表面侧的燃烧器衬套，燃烧器衬套限定上游端和下游端，并且在热表面侧限定燃烧室。燃烧器还包括燃烧器衬套的冷表面侧的旁通氧化剂流动通道，旁通氧化剂流动通道被限定在燃烧器衬套的冷表面侧和燃烧器的外壳之间，旁通氧化剂流动通道将通过其中的氧化剂流从燃烧器衬套的上游端供应到燃烧器衬套的下游端。燃烧器另外包括通过燃烧器衬套的稀释开口。稀释开口包括：主稀释孔部分，其具有上游边缘和下游边缘；凹口部分，其设置在上游边缘处并从上游边缘向上游延伸，凹口部分与主稀释孔部分流体连通；以及开槽部分，其设置在下游边缘处并在下游边缘的下游延伸，开槽部分与主稀释孔部分流体连通。
根据另一方面，本公开涉及一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器的燃烧器衬套。燃烧器衬套包括：衬套，其具有冷表面侧和热表面侧，衬套限定上游端和下游端；以及稀释开口，其通过燃烧器衬套。稀释开口包括：主稀释孔部分，其具有上游边缘和下游边缘；凹口部分，其设置在上游边缘处并从上游边缘向上游延伸，凹口部分与主稀释孔部分流体连通；以及开槽部分，其设置在下游边缘处并在下游边缘的下游延伸，开槽部分与主稀释孔部分流体连通。
通过考虑以下详细描述、附图和权利要求，本公开的附加特征、优点和实施例被阐述或显而易见。此外，应当理解，上述概述和以下详细描述都是示例性的并且旨在提供进一步的解释，而不限制所要求保护的本公开的范围。
附图说明
从以下更具体地对各种示例性实施例的描述中，前述和其他特征以及优点将变得显而易见，如附图中所示，其中相似的附图标记通常表示相同、功能类似和/或结构类似的元件。
图1是根据本公开的实施例的示例性高旁通涡轮风扇喷气发动机的示意局部横截面侧视图。
图2是根据本公开的实施例的示例性燃烧区段的横截面侧视图。
图3描绘了根据本公开的实施例的示例性稀释孔的立体图。
图4描绘了根据本公开的实施例的示例性稀释孔的平面图。
图5是根据本公开的实施例的示例性稀释孔的局部横截面视图。
图6A描绘了根据本公开的实施例的稀释开口开槽部分的局部横截面视图。
图6B描绘了根据本公开的实施例的稀释开口开槽部分的局部横截面视图。
图6C描绘了根据本公开的实施例的稀释开口开槽部分的局部横截面视图。
图6D描绘了根据本公开的实施例的稀释开口开槽部分的局部横截面视图。
图7描绘了根据本公开的实施例的稀释开口开槽部分的另一种布置。
图8描绘了根据本公开的实施例的稀释开口开槽部分的另一种布置。
图9描绘了根据本公开的实施例的稀释开口开槽部分的另一种布置。
图10描绘了根据本公开的实施例的稀释开口开槽部分的另一种布置。
图11描绘了根据本公开的实施例的稀释开口开槽部分的另一种布置。
图12描绘了根据本公开的实施例的稀释开口开槽部分的另一种布置。
图13描绘了根据本公开的实施例的稀释开口开槽部分的另一种布置。
图14描绘了根据本公开的实施例的稀释开口开槽部分的另一种布置。
图15描绘了根据本公开的实施例的稀释开口开槽部分的另一种布置。
图16描绘了根据本公开的实施例的稀释开口开槽部分的另一种布置。
图17描绘了根据本公开的实施例的图16中所示的稀释开口开槽部分的布置的局部横截面视图。
图18描绘了根据本公开的实施例的另一个示例性稀释孔的平面图。
具体实施方式
下面详细讨论各种实施例。尽管讨论了特定实施例，但这仅是为了说明的目的。相关领域的技术人员将认识到，在不脱离本公开的精神和范围的情况下，可以使用其他部件和构造。
如本文所用，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“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。
在涡轮发动机的燃烧区段中，空气流过围绕燃烧器衬套的外通道。空气通常从燃烧器衬套的上游端流到燃烧器衬套的下游端。外通道中的一些空气流通过燃烧器衬套中的稀释孔转向，并作为稀释空气进入燃烧室。稀释空气流的一个目的是在气体进入涡轮区段之前冷却(即骤冷)燃烧室内的燃烧气体。然而，必须快速且有效地对来自初级区的燃烧产物进行骤冷，以使高温区域最小化，从而可以减少燃烧系统的NOx排放。
通常已知使用通过衬套的圆形稀释孔，其基本上形成穿过衬套的圆柱形流动通道。从上游端流向下游端的外通道中的一些冷却空气流过衬套中的圆柱形孔开口，并被转向通过圆柱形孔。在圆柱形孔的前缘处，发生气流分离，使得很少的稀释空气粘附到孔的前表面。分离还会导致热气体吸入稀释流动通道，从而缩短衬套的寿命。在沿衬套的内表面(即，燃烧室内部)的圆柱形孔的后缘处，在稀释孔后面的气流中形成尾流。尾流导致稀释射流后面的温度较高，从而导致高NOx形成，并且还导致缩短燃烧器衬套的寿命。
本公开提供了减少稀释孔内的流动分离以避免热气体吸入稀释流动路径，从而提高燃烧器衬套的寿命的方法。本公开还具有提供稀释空气与燃烧气体产物的更好扩散和混合的稀释特征。本公开进一步提供了减少稀释孔后缘处的尾流以降低尾流区域中的温度的方法。根据一个方面，通过燃烧器衬套的稀释开口包括具有上游边缘和下游边缘的主稀释孔部分(例如圆形稀释孔)，以及设置在上游边缘处的凹口部分。凹口部分与主稀释孔部分流体连通，并且可以是具有在上游方向上延伸的顶点的V形凹口，其中凹口可以以一定角度倾斜以便至少部分地延伸通过衬套。凹口部分用于减少否则圆柱形孔会发生的气流分离，从而避免任何热气体吸入稀释流动路径。
本公开的稀释开口还包括开槽部分，开槽部分设置在下游边缘处并且在下游边缘的后方延伸。开槽部分延伸通过衬套并与主稀释孔部分流体连通。开槽部分减少了否则沿衬套的内表面在孔的后缘处发生的尾流，并将穿过开槽部分的稀释空气扩散到下游。这减少了尾流中的较高温度区域，并为稀释孔周围的衬套提供了更好的耐用性。此外，通过减少或消除尾流来降低稀释射流后面的高温可减少NOx排放。前向稀释孔后面的开口的开槽部分在稀释后产生较小的射流，该射流撞击在前向稀释射流上并产生前向稀释射流流以在横向方向上扩散，从而改善了初级区燃烧气体的骤冷。由于稀释空气的横向扩散引起的温度降低，这进一步减少了NOx。
现在参考附图，图1是可以结合本公开的各种实施例的示例性高旁通涡轮风扇喷气发动机10(本文称为“发动机10”)的示意局部横截面侧视图。尽管下文参考涡轮风扇发动机进一步描述，但本公开也适用于一般的涡轮机械，包括涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴燃气涡轮发动机，包括船用和工业涡轮发动机和辅助动力单元。如图1所示，发动机10具有纵向或轴向中心线轴线12，该中心线轴线12从上游端98延伸到下游端99以供参考。通常，发动机10可包括风扇组件14和设置在风扇组件14下游的核心发动机16。
核心发动机16通常可以包括限定环形入口20的外壳18。外壳18以串行流动关系包围或至少部分地形成：压缩机区段，其具有增压或低压(LP)压缩机22、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、低压(LP)涡轮30；以及喷射排气喷嘴区段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也可以连接到风扇组件14的风扇轴38。在特定实施例中，如图1所示，LP转子轴36可以通过减速齿轮40连接到风扇轴38，例如在间接驱动或齿轮传动构造中。在其他实施例中，尽管未示出，但发动机10还可以包括中压(IP)压缩机和可与中压轴一起旋转的涡轮。
如图1所示，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并从风扇轴38径向向外延伸。环形风扇壳体或机舱44周向围绕风扇组件14和/或核心发动机16的至少一部分。在一个实施例中，机舱44可以通过多个周向间隔开的出口导向轮叶或支柱46相对于核心发动机16被支撑。此外，机舱44的至少一部分可以在核心发动机16的外部分上延伸，以便在其间限定旁通气流通道48。
图2是如图1所示的核心发动机16的示例性燃烧区段26的横截面侧视图。如图2所示，燃烧区段26通常可以包括环型燃烧器组件50，其具有一起限定燃烧室62的内衬52、外衬54、隔板壁56和圆顶组件57。与燃烧室62相邻的衬套52/54的表面可以被称为衬套的热表面侧。燃烧室62可以更具体地限定限定初级燃烧区62(a)的区域，可以在进一步向下游流动到稀释区62(b)之前，在该初级燃烧区62(a)处发生燃料-氧化剂混合物72的初始化学反应和/或燃烧气体86的再循环，其中燃烧产物和空气的混合和/或再循环可以在流动到HP涡轮28和LP涡轮30之前发生。隔板壁56和圆顶组件57各自分别在径向间隔开的内衬52和外衬54的上游端58、60之间径向延伸。圆顶组件57设置在隔板壁56的下游，与限定在圆顶组件57、内衬52和外衬54之间的一般燃烧室62相邻。在特定实施例中，内衬52和/或外衬54可以至少部分地或全部由金属合金或陶瓷基复合物(CMC)材料形成。
如图2所示，内衬52和外衬54可以包围在外壳64内。可以围绕内衬52和/或外衬54限定外和内流动通道66。外/内流动通道66在本文中也可称为旁通氧化剂流动通道。内衬52和外衬54的与外/内流动通道66相邻的表面可以被称为衬套的冷表面侧。内衬52和外衬54可以从隔板壁56朝向涡轮喷嘴或入口68延伸到HP涡轮28(图1)，因此至少部分地限定燃烧器组件50和HP涡轮28之间的热气路径。
如图2中进一步所见，燃烧器组件50的内衬52和外衬54中的每一个可包括多个稀释开口90。如下文将更详细描述的，稀释开口90提供通过其中并进入燃烧室62的压缩空气82(c)流。压缩空气82(c)流因此可用于提供初级燃烧区62(a)下游的燃烧气体86的骤冷，从而冷却进入涡轮区段的燃烧气体86流。
在发动机10的操作期间，如图1和图2共同所示，如箭头74示意性指示的一定量空气通过机舱44和/或风扇组件14的相关入口76从上游端98进入发动机10。当空气74穿过风扇叶片42时，由箭头78示意性指示的一部分空气被引导或导向到旁路气流通道48中，而由箭头80示意性指示的另一部分空气被引导或导向到LP压缩机22中。空气80在朝向燃烧区段26流过LP和HP压缩机22、24时被逐渐压缩。如图2所示，如箭头82示意性所示的现在压缩的空气流过压缩机出口导向轮叶(CEGV)67，并通过预扩散器65进入燃烧区段26的扩散器腔84。
压缩空气82对扩散器腔84加压。如箭头82(a)示意性所示的压缩空气82的第一部分从扩散器腔84流入燃烧室62，在燃烧室62中，压缩空气82的第一部分与从燃料喷嘴70喷射的燃料-氧化剂混合物72混合并燃烧，从而在燃烧器组件50的初级燃烧区62(a)内生成燃烧气体，如箭头86示意性所示。通常，LP和HP压缩机22、24向扩散器腔84提供比燃烧所需更多的压缩空气。因此，如箭头82(b)示意性所示的压缩空气82的第二部分可用于除燃烧之外的各种目的。例如，如图2所示，压缩空气82(b)可以被导向到外/内流动通道66中，以向内衬52和外衬54提供冷却。压缩空气82(b)的一部分可以被导向通过稀释开口90(示意性地示出为空气82(c))并进入燃烧室62的稀释区62(b)，以提供稀释区62(b)中的燃烧气体86的冷却，并且还可以向燃烧气体86流提供湍流，从而提供稀释氧化剂气体(压缩空气82(c))与燃烧气体86的更好混合。此外，或在替代方案中，压缩空气82(b)的至少一部分可以被导向出扩散器腔84。例如，压缩空气82(b)的一部分可被引导通过各种流动通道，以向HP涡轮28或LP涡轮30中的至少一个提供冷却空气。
返回共同参考图1和图2，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，因此导致HP转子轴34旋转，从而支持HP压缩机24的操作。如图1所示，燃烧气体86然后被导向通过LP涡轮30，因此导致LP转子轴36旋转，从而支持LP压缩机22的操作和/或风扇轴38的旋转。然后燃烧气体86通过核心发动机16的喷射排气喷嘴区段32排出，以在下游端99处提供推进力。
图3是根据本公开的实施例的从燃烧器衬套的冷表面侧看的立体图，示出了示例性稀释开口。图3中的示例性稀释开口结合外衬54一起示出，但可以理解，稀释开口也可以结合内衬52一起被包括在内。此外，虽然在图3中描绘了一个稀释开口90并将在下文进行描述，但可以理解的是，多个稀释开口90可以围绕燃烧器衬套的圆周(circumference)布置(例如见图2)。如图3中所见，示例性稀释开口90包括主稀释孔部分100、凹口部分102和开槽部分104，下面将更详细地讨论它们中的每一个。
现在参考图4，其中描绘了从外衬54的冷表面侧54(a)(见图5)看的平面图。如图4所示，稀释开口90沿从上游端98延伸到下游端99的中心线轴线124布置。中心线轴线124大致涉及压缩空气82(b)在外/内流动通道66内从燃烧室62的上游端98到燃烧室62的下游端99的轴向流动方向。因此，参考图4，衬套的冷表面侧54(a)上的稀释气流大体沿中心线轴线124从左到右。
如图4所示，主稀释孔部分100被示出为圆形，或如图3所示，可以是通过外衬54的圆柱形孔。如后面所述，主稀释孔部分100不限于圆形或圆柱形，也可以替代地形成为其他形状。可以看到圆形主稀释孔部分100具有直径114，直径114可以基于要实现的特定稀释参数来确定尺寸。
可以看到，开槽部分104设置在主稀释孔部分100的下游边缘105(即，朝向下游端99的边缘)处，并且在主稀释孔部分100的下游延伸。开槽部分104提供通过主稀释孔部分100下游的衬套的附加空气流。由于气流通过开槽部分104，在沿衬套的热侧表面的主稀释孔部分100的下游边缘105处，尾流减小，从而降低下游边缘处的热气体的温度。通过开槽部分104的空气流还提供了稀释空气在主稀释孔部分100之间的横向扩散，以提供来自初级区的燃烧产物的更好骤冷。减少来自开槽部分的尾流有助于实现稀释射流后面的较低温度，从而提高衬套的寿命并减少NOx排放。
开槽部分104可以基于主稀释孔部分100的直径114来确定尺寸。例如，开槽部分104的长度118的尺寸可以定为直径114的10％至200％。当然，也可以代替地实施其他长度，并且本公开不限于上述范围。开槽部分104的宽度120的尺寸可以定为直径114的5％至40％。当然，也可以代替地实施其他宽度，并且本公开不限于上述范围。另外，如下文将描述的，虽然开槽部分104被示为大致矩形形状，但是可以代替地实施开槽部分104的其他形状，并且本公开不限于矩形形状的开槽部分。此外，虽然开槽部分104被描绘为大致平行于沿中心线轴线124的流动方向，但开槽部分104可以相对于中心线轴线124以一定角度(例如，锐角)布置。
圆角116设置在开槽部分104和圆形主稀释孔部分100的相交处。圆角116也可以基于直径114来确定尺寸，并且可以在例如直径114的2.5％到20％的范围内。当然，本公开不限于上述范围，并且可以代替地实施其他圆角尺寸。
参考图5，开槽部分104被示为从冷表面侧54(a)延伸通过外衬54到热表面侧54(b)。参考图6A至6D，其中描绘的是沿图5中的平面A-A截取的局部横截面视图。在图6A中，形成开槽部分104的侧壁104(a)、104(b)可以是直的，使得开槽部分大致为矩形形状。然而，开槽部分104不限于具有矩形横截面并且可以替代地实施其他形状。例如，如图6C所示，开槽部分104的侧壁104(a)、104(b)可以形成梯形槽，其中侧壁从冷表面侧54(a)会聚到热表面侧54(b)。在又一方面，开槽部分104可包括大致矩形形状，但可在热表面侧54(b)处被倒角，以形成热表面侧54(b)处的开槽部分104的较小出口，与冷表面侧54(a)处的较大入口相比。在图6D中描绘的又一个方面中，开槽部分104可以类似于图6B的开槽部分，但是可以在热表面侧54(b)处实施圆角104(d)而不是倒角，使得提供了进入燃烧室62的较小出口开口126，并且可以实现圆角104(d)处的更平滑的空气流。因此，图6B至6D中描绘的实施例中的每一个可以提供朝向外衬54的热表面侧54(b)会聚的开槽部分。
返回参考图3至图5，可以看到稀释开口90还包括凹口部分102。可以看到，凹口部分102设置在主稀释孔部分100的上游边缘103上(即，上游端98上)，并且在主稀释孔部分100的上游延伸。与在常规稀释孔中的更尖锐圆柱形边缘上的流动的突然中断相比，凹口部分102提供了进入主稀释孔部分100的气流的更平滑过渡。结果，由于气流更好地粘附到由凹口部分提供的渐变过渡，因此减少了否则在传统稀释孔中发生的气流分离。虽然图3至5描绘了设置在主稀释孔开口的上游边缘103上的单个凹口部分，但是例如在图18所看到的，可以在上游103周围设置多于一个的凹口部分102。
在图4中，在一个实施例中，可以看到凹口部分102是大致三角形或V形凹口，其顶点106朝向外衬54的上游端98延伸。当然，凹口部分102不限于三角形或V形，并且可以替代地提供其他形状，例如圆形形状。如图4所示，三角形(V形)凹口部分102的顶点106可以是圆形的，以便在尖端(tip)形成圆角。顶点圆角可以帮助提供穿过衬套的冷表面侧54(a)进入主稀释孔部分100的更平滑气流。
三角形(或V形)凹口部分102被视为包括关于中心线轴线124对称的扩散角110。在一些实施例中，扩散角可以在从十五度到一百八十度的范围内。下面将更详细地讨论这样的一百八十度实施例。当然，扩散角不限于上述范围，并且可以替代地实施其他角度。凹口部分102的扩散角有助于提供通过主稀释孔部分100的气流的更好横向扩散，这导致与燃烧室中的燃烧气体的更好混合。与传统的稀释孔相比，稀释空气的更好横向扩散有助于降低燃烧气体的温度。
参考图5，可以看到凹口部分102以倾斜角112设置。可以是锐角的倾斜角112相对于主稀释孔部分100的中心线轴线122示出。在一些实施例中，倾斜角112可以在从五度到六十度的范围内(即，可以是锐角)。当然，倾斜角不限于上述范围，并且可以替代地实施其他角度。倾斜角112可以从冷表面侧54(a)延伸通过燃烧器衬套到热表面侧54(b)。或者，如图5所示，倾斜角112可以部分地延伸通过衬套，以与主稀释孔部分100的内表面相交。圆角128可以形成在倾斜角112和主稀释孔部分100的内表面的相交处。
返回参考图4，可以看到凹口部分102和圆形主稀释孔部分100的相交处包括圆角108。圆角108可以在例如主稀释孔部分100的直径114的2.5％到200％的范围内。当然，圆角108不限于上述范围，并且可以替代地实施其他尺寸。
在本公开的前述实施例中，开槽部分104被描述为从主稀释孔部分100的下游边缘向下游延伸的单个槽。图7至9示出了开槽部分104的一些替代实施例。在图7中，可以看出开槽部分104包括沿中心线轴线124轴向对准的多个槽。多个槽可以包括开槽部分104、第二槽130和第三槽132。外衬54的一部分在开槽部分104和第二槽130之间提供屏障，而外衬54的另一部分在第二槽130和第三槽132之间提供屏障。第三槽132可以朝下游侧逐渐变细。
在图8中，可以看到另一个实施例包括两个开槽部分104，两个开槽部分104都从主稀释孔部分100的下游边缘向下游延伸。可以看到两个开槽部分104在中心线轴线124的任一侧上彼此平行设置，其中外衬54的一部分在开槽部分之间形成屏障。例如，图8中的每个开槽部分104可以类似于图4和图5的开槽部分104。当然，本公开不限于两个开槽部分104，并且可以替代地实施多于两个开槽部分。
参考图9，可以看到另一个实施例包括类似于图8的开槽部分的两个开槽部分104，但是开槽部分104可以相对于主稀释孔部分100的中心线轴线122(见图5)以锐角134布置，而不是彼此平行。锐角134的范围可以从例如零度到九十度。当然，本公开不限于上述范围，并且可以替代地实施其他角度。
图10和11从外衬54的冷表面侧的平面图描绘了开槽部分104的各种替代实施例。在图4中，开槽部分被描绘为大致矩形。相比之下，在图10中，开槽部分104被视为梯形的，其中梯形的较窄端位于开槽部分104的下游端，并且梯形的较宽部分位于主稀释孔部分100的下游边缘。在图11中，开槽部分104被视为旋风型弯曲部(例如，弯曲端)，或在开槽部分的下游端具有会聚端的弯曲槽。
现在参考图12至图15，描绘了主稀释孔部分的各种实施例。在图4和5中，主稀释孔部分被描绘为圆形稀释孔。图12描绘了泪滴形主稀释孔部分136。主稀释孔部分136的上游部分144通常示出为半圆形，而主稀释孔部分136的下游部分146形成泪滴形稀释孔。图13描绘了包括两个大体重叠的椭圆形部分的哑铃形主稀释孔部分。例如，椭圆形上游部分138(a)和椭圆形下游部分138(b)可以部分重叠，并且椭圆形上游部分138(a)可以大于椭圆形下游部分138(b)。
图14和15描绘了包括用于主稀释孔部分100的截断前缘的实施例。在图14中，主稀释孔部分140的形状被视为大致圆形，类似于图4的实施例。然而，圆形孔的上游边缘103已被截断，使得主稀释孔部分140大致为半圆。半圆的直前缘可以包括延伸穿过整个截断前缘的凹口部分102。该实施例的凹口部分102可以包括倾斜角112(见图5)，并且该倾斜角可以从冷侧表面延伸通过衬套到热侧表面，或者可以仅部分地延伸通过衬套。图15描绘了与图14的实施例类似的实施例，但与图14的半圆相比，一个不同之处在于主稀释孔部分142是泪滴形的。
图16和17描绘了根据本公开的稀释开口的另一个实施例。在前述示例中，凹口部分102被描绘为例如在主稀释孔部分100的周向表面的上游延伸的三角形凹口。相反，在图16和17中，凹口部分102与主稀释孔部分100的周向表面一体地示出。即，可以看到凹口部分102形成为绕外周的主稀释孔部分100的一部分。在各种布置中，凹口部分102可以以任何各种角度绕圆周(包括绕圆周三十度(148)、绕圆周一百八十度(150)或绕圆周二百七十度(152))延伸。图17是在平面17-17处截取的图16的稀释开口的局部横截面视图。在图17中，虚线154表示凹口部分102在三十度圆周148处的范围，虚线156表示凹口部分102在一百八十度圆周150处的范围，并且虚线158表示凹口部分102在二百七十度圆周152处的范围。图16和17的实施例可以允许凹口部分提供气流对主稀释孔的前缘表面的更进一步粘附，从而更进一步减少流动分离。
虽然前面的描述大体涉及燃气涡轮发动机，但是可以容易地理解，燃气涡轮发动机可以在各种环境中实施。例如，发动机可以在飞行器中实施，但也可以在非飞行器应用(例如发电站、海洋应用、或石油和天然气生产应用)中实施。因此，本公开不限于在飞行器中使用。
本公开的进一步方面由以下条项的主题提供。
一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器，所述燃烧器包括：燃烧器衬套，所述燃烧器衬套具有冷表面侧和热表面侧，所述燃烧器衬套限定上游端和下游端，并且在所述热表面侧限定燃烧室；旁通氧化剂流动通道，所述旁通氧化剂流动通道在所述燃烧器衬套的所述冷表面侧，所述旁通氧化剂流动通道被限定在所述燃烧器衬套的所述冷表面侧和所述燃烧器的外壳之间，所述旁通氧化剂流动通道将通过其中的氧化剂流从所述燃烧器衬套的所述上游端供应到所述燃烧器衬套的所述下游端；以及稀释开口，所述稀释开口通过所述燃烧器衬套，所述稀释开口包括：主稀释孔部分，所述主稀释孔部分具有上游边缘和下游边缘；凹口部分，所述凹口部分设置在所述上游边缘处并从所述上游边缘向上游延伸，所述凹口部分与所述主稀释孔部分流体连通；以及开槽部分，所述开槽部分设置在所述下游边缘处并在所述下游边缘的下游延伸，所述开槽部分与所述主稀释孔部分流体连通。
根据任何前述条项所述的燃烧器，其中，所述主稀释孔部分为圆形部分，并且所述凹口部分限定其顶点朝向所述上游端延伸的V形凹口。
根据任何前述条项所述的燃烧器，其中，所述圆形部分从所述冷表面侧延伸通过所述燃烧器衬套到所述热表面侧，并且其中，所述凹口部分从所述冷表面侧部分地延伸通过所述燃烧器衬套。
根据任何前述条项所述的燃烧器，其中，所述凹口部分从所述冷表面侧处的所述顶点以倾斜角部分地延伸通过所述燃烧器衬套到与所述圆形部分的接合处。
根据任何前述条项所述的燃烧器，其中，所述凹口部分和所述主稀释孔部分的第一相交部限定第一圆角，并且所述凹口部分和所述主稀释孔部分的第二相交部限定第二圆角，并且其中，所述第一圆角的半径和所述第二圆角的半径的范围为所述主稀释孔部分的直径的2.5％到20％。
根据任何前述条项所述的燃烧器，其中，所述锐角相对于所述圆形部分的中心线轴线的范围为五度到六十度。
根据任何前述条项所述的燃烧器，其中，所述V形凹口的扩散的范围为十五度到一百八十度。
根据任何前述条项所述的燃烧器，其中，所述主稀释孔部分是圆形部分，并且其中，所述开槽部分的宽度的范围为所述主稀释孔部分的直径的5％到40％。
根据任何前述条项所述的燃烧器，其中，所述主稀释孔部分是圆形的，并且其中，所述开槽部分的长度的范围为所述主稀释孔部分的直径的10％到200％。
根据任何前述条项所述的燃烧器，所述主稀释孔部分为圆形，所述开槽部分和所述主稀释孔部分的第一相交部限定第一槽圆角，所述开槽部分和所述主稀释孔部分的第二相交部限定第二槽圆角，并且其中，所述第一槽圆角的半径和所述第二槽圆角的半径的范围为所述主稀释孔部分的直径的2.5％到20％。
根据任何前述条项所述的燃烧器，其中，在从所述燃烧器衬套的所述冷表面侧看的平面图中，所述主稀释孔部分包括泪滴形、哑铃形和半圆形中的任一种。
根据任何前述条项所述的燃烧器，其中，在从所述燃烧器衬套的所述冷表面侧看的平面图中，所述开槽部分包括矩形形状、梯形形状或弯曲形状中的任一种。
根据任何前述条项所述的燃烧器，其中，在所述冷表面侧的平面图中，所述开槽部分相对于由所述上游端和所述下游端限定的流动轴线以锐角布置。
根据任何前述条项所述的燃烧器，其中，所述开槽部分包括多个槽，所述多个槽中的最靠近所述主稀释孔部分的第一槽与所述主稀释孔部分流体连通，并且所述多个槽中的其它槽与所述第一槽分开。
根据任何前述条项所述的燃烧器，其中，所述开槽部分包括各自与所述主稀释孔部分流体连通的多个槽，并且其中，在所述燃烧器衬套的所述冷表面侧的平面图中，所述多个槽以以下方式中的任何一种布置：彼此平行地布置，从所述下游边缘向下游延伸；以及以彼此发散的角度布置，从所述下游边缘向下游延伸。
根据任何前述条项所述的燃烧器，其中，在向下游看的横截面视图中，所述开槽部分的侧壁的至少一部分朝向所述燃烧器衬套的所述热表面侧会聚。
根据任何前述条项所述的燃烧器，其中，所述主稀释孔部分为圆形，并且所述凹口部分相对于所述稀释开口的上游/下游中心线轴线绕所述主稀释孔部分的圆周对称地延伸二十度到二百七十度。
根据任何前述条项所述的燃烧器，其中，所述凹口部分包括圆形形状或三角形形状中的任一种。
一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器的燃烧器衬套，所述燃烧器衬套包括：衬套，所述衬套具有冷表面侧和热表面侧，所述衬套限定上游端和下游端；以及稀释开口，所述稀释开口通过所述衬套，所述稀释开口包括：主稀释孔部分，所述主稀释孔部分具有上游边缘和下游边缘；凹口部分，所述凹口部分设置在所述上游边缘处并从所述上游边缘向上游延伸，所述凹口部分与所述主稀释孔部分流体连通；以及开槽部分，所述开槽部分设置在所述下游边缘处并在所述下游边缘的下游延伸，所述开槽部分与所述主稀释孔部分流体连通。
根据任何前述条项所述的衬套，其中，所述主稀释孔部分为圆形部分，并且所述凹口部分限定其顶点朝向所述上游端延伸的V形凹口。
根据任何前述条项所述的衬套，其中，所述圆形部分从所述冷表面侧延伸通过所述燃烧器衬套到所述热表面侧，并且其中，所述凹口部分从所述冷表面侧部分地延伸通过所述燃烧器衬套。
根据任何前述条项所述的衬套，其中，所述凹口部分从所述冷表面侧处的所述顶点以倾斜角部分地延伸通过所述燃烧器衬套到与所述圆形部分的接合处。
根据任何前述条项所述的衬套，其中，所述凹口部分和所述主稀释孔部分的第一相交部限定第一圆角，并且所述凹口部分和所述主稀释孔部分的第二相交部限定第二圆角，并且其中，所述第一圆角的半径和所述第二圆角的半径的范围为所述主稀释孔部分的直径的2.5％到20％。
根据任何前述条项所述的衬套，其中，所述锐角相对于所述圆形部分的中心线轴线的范围为五度到六十度。
根据任何前述条项所述的衬套，其中，所述V形凹口的扩散的范围为十五度到一百八十度。
根据任何前述条项所述的衬套，其中，所述主稀释孔部分是圆形部分，并且其中，所述开槽部分的宽度的范围为所述主稀释孔部分的直径的5％到40％。
根据任何前述条项所述的衬套，其中，所述主稀释孔部分是圆形的，并且其中，所述开槽部分的长度的范围为所述主稀释孔部分的直径的10％到200％。
根据任何前述条项所述的衬套，所述主稀释孔部分为圆形，其中所述开槽部分和所述主稀释孔部分的第一相交部限定第一槽圆角，所述开槽部分和所述主稀释孔部分的第二相交部限定第二槽圆角，并且其中，所述第一槽圆角的半径和所述第二槽圆角的半径的范围为所述主稀释孔部分的直径的2.5％到20％。
根据任何前述条项所述的衬套，其中，在从所述燃烧器衬套的所述冷表面侧看的平面图中，所述主稀释孔部分包括泪滴形、哑铃形和半圆形中的任一种。
根据任何前述条项所述的衬套，其中，在从所述燃烧器衬套的所述冷表面侧看的平面图中，所述开槽部分包括矩形形状、梯形形状或弯曲形状中的任一种。
根据任何前述条项所述的衬套，其中，在所述冷表面侧的平面图中，所述开槽部分相对于由所述上游端和所述下游端限定的流动轴线以锐角布置。
根据任何前述条项所述的衬套，其中，所述开槽部分包括多个槽，所述多个槽中的最靠近所述主稀释孔部分的第一槽与所述主稀释孔部分流体连通，并且其中所述多个槽中的其它槽与所述第一槽分开。
根据任何前述条项所述的衬套，其中，所述开槽部分包括各自与所述主稀释孔部分流体连通的多个槽，并且其中，在所述燃烧器衬套的所述冷表面侧的平面图中，所述多个槽以以下方式中的任何一种布置：彼此平行地布置，从所述下游边缘向下游延伸；以及以彼此发散的角度布置，从所述下游边缘向下游延伸。
根据任何前述条项所述的衬套，其中，在向下游看的横截面视图中，所述开槽部分的至少一部分朝向所述燃烧器衬套的所述热表面侧会聚。
根据任何前述条项所述的衬套，其中，所述主稀释孔部分为圆形，并且所述凹口部分相对于所述稀释开口的上游/下游中心线轴线绕所述主稀释孔部分的圆周对称地延伸二十度到二百七十度。
根据任何前述条项所述的衬套，其中，所述凹口部分包括圆形形状或三角形形状中的任一种。
尽管前面的描述是针对本公开的一些示例性实施例，但是应当注意，其他变化和修改对于本领域技术人员来说将是显而易见的，并且可以在不脱离本公开的精神或范围的情况下进行。此外，结合本公开的一个实施例描述的特征可以结合其他实施例使用，即使上面没有明确说明。
Claims (10)
1.一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器，其特征在于，所述燃烧器包括：
燃烧器衬套，所述燃烧器衬套具有冷表面侧和热表面侧，所述燃烧器衬套限定上游端和下游端，并且在所述热表面侧限定燃烧室；
旁通氧化剂流动通道，所述旁通氧化剂流动通道在所述燃烧器衬套的所述冷表面侧，所述旁通氧化剂流动通道被限定在所述燃烧器衬套的所述冷表面侧和所述燃烧器的外壳之间，所述旁通氧化剂流动通道将通过其中的氧化剂流从所述燃烧器衬套的所述上游端供应到所述燃烧器衬套的所述下游端；以及
稀释开口，所述稀释开口通过所述燃烧器衬套，所述稀释开口包括：
主稀释孔部分，所述主稀释孔部分具有上游边缘和下游边缘；
凹口部分，所述凹口部分设置在所述上游边缘处并从所述上游边缘向上游延伸，所述凹口部分与所述主稀释孔部分流体连通；以及
开槽部分，所述开槽部分设置在所述下游边缘处并在所述下游边缘的下游延伸，所述开槽部分与所述主稀释孔部分流体连通。
2.根据权利要求1所述的燃烧器，其特征在于，其中，所述主稀释孔部分为圆形部分，并且所述凹口部分限定其顶点朝向所述上游端延伸的V形凹口。
3.根据权利要求2所述的燃烧器，其特征在于，其中，所述圆形部分从所述冷表面侧延伸通过所述燃烧器衬套到所述热表面侧，并且
其中，所述凹口部分从所述冷表面侧部分地延伸通过所述燃烧器衬套。
4.根据权利要求3所述的燃烧器，其特征在于，其中，所述凹口部分从所述冷表面侧处的所述顶点以倾斜角部分地延伸通过所述燃烧器衬套到与所述圆形部分的接合处。
5.根据权利要求2所述的燃烧器，其特征在于，其中，所述凹口部分和所述主稀释孔部分的第一相交部限定第一圆角，并且所述凹口部分和所述主稀释孔部分的第二相交部限定第二圆角，并且
其中，所述第一圆角的半径和所述第二圆角的半径的范围为所述主稀释孔部分的直径的2.5％到20％。
6.根据权利要求4所述的燃烧器，其特征在于，其中，所述倾斜角是锐角，所述锐角相对于所述圆形部分的中心线轴线的范围为五度到六十度。
7.根据权利要求2所述的燃烧器，其特征在于，其中，所述V形凹口的扩散角的范围为十五度到一百八十度。
8.根据权利要求1所述的燃烧器，其特征在于，其中，所述主稀释孔部分是圆形部分，并且
其中，所述开槽部分的宽度的范围为所述主稀释孔部分的直径的5％到40％。
9.根据权利要求1所述的燃烧器，其特征在于，其中，所述主稀释孔部分是圆形部分，并且
其中，所述开槽部分的长度的范围为所述主稀释孔部分的直径的10％到200％。
10.根据权利要求1所述的燃烧器，其特征在于，所述主稀释孔部分为圆形，所述开槽部分和所述主稀释孔部分的第一相交部限定第一槽圆角，所述开槽部分和所述主稀释孔部分的第二相交部限定第二槽圆角，并且
其中，所述第一槽圆角的半径和所述第二槽圆角的半径的范围为所述主稀释孔部分的直径的2.5％到20％。
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|---|---|
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Citations (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101016997A (zh) * | 2006-02-08 | 2007-08-15 | 斯奈克玛公司 | 透平机燃烧室 |
| CN101046299A (zh) * | 2006-03-30 | 2007-10-03 | 斯奈克玛 | 涡轮机燃烧室壁中稀释口的构造 |
| CN101646841A (zh) * | 2007-03-28 | 2010-02-10 | 西门子公司 | 流道内分支进口处的偏心倒角 |
| US20110123312A1 (en) * | 2009-11-25 | 2011-05-26 | Honeywell International Inc. | Gas turbine engine components with improved film cooling |
| CN104929692A (zh) * | 2014-03-19 | 2015-09-23 | 阿尔斯通技术有限公司 | 带有冷却孔入口的转子轴 |
| US20160327272A1 (en) * | 2013-12-23 | 2016-11-10 | United Technologies Corporation | Multi-streamed dilution hole configuration for a gas turbine engine |
| US20170343217A1 (en) * | 2016-05-26 | 2017-11-30 | Siemens Energy, Inc. | Ducting arrangement with injector assemblies arranged in an expanding cross-sectional area of a downstream combustion stage in a gas turbine engine |
| US20180010465A1 (en) * | 2016-07-11 | 2018-01-11 | United Technologies Corporation | Cooling hole with shaped meter |
| US20190085767A1 (en) * | 2017-09-15 | 2019-03-21 | General Electric Company | Combustor liner dilution opening |
| US20200277868A1 (en) * | 2019-02-28 | 2020-09-03 | Rolls-Royce Plc | Combustion liner and gas turbine engine comprising a combustion liner |
Family Cites Families (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB858525A (en) * | 1958-08-12 | 1961-01-11 | Lucas Industries Ltd | Improvements relating to combustion chambers for prime movers |
| US7415827B2 (en) | 2005-05-18 | 2008-08-26 | United Technologies Corporation | Arrangement for controlling fluid jets injected into a fluid stream |
| GB2429515B (en) | 2005-08-11 | 2008-06-25 | Rolls Royce Plc | Cooling method and apparatus |
| US7984615B2 (en) | 2007-06-27 | 2011-07-26 | Honeywell International Inc. | Combustors for use in turbine engine assemblies |
| US8161752B2 (en) | 2008-11-20 | 2012-04-24 | Honeywell International Inc. | Combustors with inserts between dual wall liners |
| US8387397B2 (en) | 2009-01-27 | 2013-03-05 | General Electric Company | Flow conditioner for use in gas turbine component in which combustion occurs |
| US9010121B2 (en) | 2010-12-10 | 2015-04-21 | Rolls-Royce Plc | Combustion chamber |
| US8572983B2 (en) | 2012-02-15 | 2013-11-05 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component with impingement and diffusive cooling |
| WO2015050592A2 (en) | 2013-06-14 | 2015-04-09 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine combustor liner panel |
| US11112115B2 (en) | 2013-08-30 | 2021-09-07 | Raytheon Technologies Corporation | Contoured dilution passages for gas turbine engine combustor |
| GB201419327D0 (en) | 2014-10-30 | 2014-12-17 | Rolls Royce Plc | A cooled component |
-
2021
- 2021-06-23 US US17/355,689 patent/US11965653B2/en active Active
-
2022
- 2022-06-21 CN CN202210703757.1A patent/CN115507382A/zh active Pending
Patent Citations (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101016997A (zh) * | 2006-02-08 | 2007-08-15 | 斯奈克玛公司 | 透平机燃烧室 |
| CN101046299A (zh) * | 2006-03-30 | 2007-10-03 | 斯奈克玛 | 涡轮机燃烧室壁中稀释口的构造 |
| CN101646841A (zh) * | 2007-03-28 | 2010-02-10 | 西门子公司 | 流道内分支进口处的偏心倒角 |
| US20100115967A1 (en) * | 2007-03-28 | 2010-05-13 | John David Maltson | Eccentric chamfer at inlet of branches in a flow channel |
| US20110123312A1 (en) * | 2009-11-25 | 2011-05-26 | Honeywell International Inc. | Gas turbine engine components with improved film cooling |
| US20160327272A1 (en) * | 2013-12-23 | 2016-11-10 | United Technologies Corporation | Multi-streamed dilution hole configuration for a gas turbine engine |
| CN104929692A (zh) * | 2014-03-19 | 2015-09-23 | 阿尔斯通技术有限公司 | 带有冷却孔入口的转子轴 |
| US20170343217A1 (en) * | 2016-05-26 | 2017-11-30 | Siemens Energy, Inc. | Ducting arrangement with injector assemblies arranged in an expanding cross-sectional area of a downstream combustion stage in a gas turbine engine |
| US20180010465A1 (en) * | 2016-07-11 | 2018-01-11 | United Technologies Corporation | Cooling hole with shaped meter |
| US20190085767A1 (en) * | 2017-09-15 | 2019-03-21 | General Electric Company | Combustor liner dilution opening |
| US20200277868A1 (en) * | 2019-02-28 | 2020-09-03 | Rolls-Royce Plc | Combustion liner and gas turbine engine comprising a combustion liner |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US20220412560A1 (en) | 2022-12-29 |
| US11965653B2 (en) | 2024-04-23 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination |