CN116658932A - 具有带旋流轮叶的稀释开口的燃烧器衬套 - Google Patents

具有带旋流轮叶的稀释开口的燃烧器衬套 Download PDF

Info

Publication number
CN116658932A
CN116658932A CN202210469350.7A CN202210469350A CN116658932A CN 116658932 A CN116658932 A CN 116658932A CN 202210469350 A CN202210469350 A CN 202210469350A CN 116658932 A CN116658932 A CN 116658932A
Authority
CN
China
Prior art keywords
swirl
dilution
wall
swirl vanes
liner
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.)
Pending
Application number
CN202210469350.7A
Other languages
English (en)
Inventor
卡蒂凯扬·桑帕斯
帕鲁马鲁·乌坎蒂
阿乔伊·帕特雷
普拉迪普·奈克
赫兰雅·纳斯
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN116658932A publication Critical patent/CN116658932A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

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
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • 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
    • F23R3/002—Wall structures
    • 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
    • F23R3/005—Combined with pressure or heat exchangers
    • 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
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
    • 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
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
    • F23R3/14—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex by using swirl vanes
    • 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
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/283—Attaching or cooling of fuel injecting means including supports for fuel injectors, stems, or lances
    • 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
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
    • 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
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/38—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply comprising rotary fuel injection 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
    • F23R2900/03044—Impingement cooled combustion chamber walls or subassemblies

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

一种用于燃气涡轮的燃烧器衬套包括衬套，该衬套至少部分地限定燃烧室，并且多个稀释开口通过其中。每个稀释开口包括外壁，该外壁限定稀释开口的外周并且限定通过稀释开口的稀释开口中心线轴线。多个旋流轮叶从外壁延伸到稀释气流通道中，稀释气流通道延伸通过稀释开口。多个旋流轮叶中的每一个相对于外壁以相应旋流轮叶角从外壁延伸到稀释气流通道中。多个旋流轮叶绕外壁以连续布置方式布置，并且多个旋流轮叶中的连续的相应旋流轮叶以不同的旋流轮叶角从外壁延伸。

Description

具有带旋流轮叶的稀释开口的燃烧器衬套
技术领域
本公开涉及具有稀释的燃烧器衬套。更具体地，本公开涉及具有旋流轮叶的稀释开口。
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，燃烧器包括限定燃烧室的衬套。衬套可包括稀释孔，其将空气流(即，稀释射流)从围绕衬套的通道提供到燃烧室中。已知一些应用使用圆形孔来向燃烧室提供稀释气流。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，以提供燃烧气体的骤冷。在稀释射流后面(即在稀释射流的尾流区域中)看到的高温区域与高氧化亚氮(NOx)形成相关联。此外，圆形稀释孔不会横向扩散稀释空气流，从而在稀释孔之间产生高温，这也有助于更高的NOx形成。
附图说明
本公开的特征和优点将从以下对各种示例性实施例的描述中显而易见，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是根据本公开的方面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是根据本公开的方面的示例性燃烧器的局部横截面侧视图。
图3是根据本公开的方面的在图2的视图A-A处截取的多个稀释开口的冷表面侧的平面图。
图4是根据本公开的另一方面的多个稀释开口的冷表面侧的替代平面图。
图5是根据本公开的方面在图3的详细视图100处截取的稀释开口的放大图。
图6是根据本公开的方面的在图5中的视图B-B处截取的外壁和旋流轮叶的视图。
图7是根据本公开的另一方面的在图5中的视图B-B处截取的外壁和旋流轮叶的视图。
图8是根据本公开的又一方面的在图5中的视图B-B处截取的外壁和旋流轮叶的视图。
图9是根据本公开的方面的在图7的平面9-9处截取的通过旋流轮叶的局部横截面视图。
图10是根据本公开的方面的在图7的平面10-10处截取的通过旋流轮叶的局部横截面视图。
图11是根据本公开的方面的在图7的平面11-11处截取的通过旋流轮叶的局部横截面视图。
图12是根据本公开的又一方面的在图3的详细视图100处截取的稀释开口的放大图。
图13是根据本公开的又一方面的在图3的详细视图100处截取的稀释开口的放大图。
图14是根据本公开的方面的在图2的详细视图304处截取的替代衬套和稀释开口布置的放大图。
图15是根据本公开的方面的在图2的详细视图304处截取的另一个替代衬套和稀释开口布置的放大图。
图16是根据本公开的方面的在图2的详细视图304处截取的又一替代衬套和稀释开口布置的放大图。
具体实施方式
通过考虑以下详细描述、附图和权利要求，本公开的特征、优点和实施例被阐述或显而易见。此外，应当理解，以下详细描述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。
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，围绕燃烧器衬套的外通道中的气流被转向通过燃烧器衬套中的稀释孔并进入燃烧室，以用作稀释空气。稀释空气的一个目的是在气体进入燃烧室下游的涡轮区段之前骤冷(即冷却)燃烧室内的燃烧气体。在稀释孔的前缘处，发生气流分离，使得很少的稀释空气附着在稀释孔的上游侧。这种分离还会导致热气体吸入稀释孔内的稀释流动通道，从而缩短衬套的寿命。在稀释孔的沿衬套的内表面(即燃烧室内侧)的后缘处，在稀释孔后面的稀释气流中形成尾流。尾流导致稀释气流后面的温度更高，从而导致更多的NOx形成，并且这缩短了燃烧器衬套的寿命。
本公开提供了用稀释空气填充稀释孔的下游侧处的尾流区域的方法，从而减少NOx排放并提高衬套的耐用性。根据本公开，稀释开口包括绕稀释开口的外壁布置的多个旋流轮叶。多个旋流轮叶中的相应旋流轮叶相对于稀释开口的壁以及相对于彼此以不同旋流轮叶角布置。分别不同的旋流轮叶角提供通过稀释开口的稀释空气的优先旋流，以填充稀释开口的下游侧处的尾流区域。每个旋流轮叶的特定旋流轮叶角可以基于期望的优先旋流并且基于通过外流动通道的进入空气流来选择。
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，包括船用涡轮发动机、工业涡轮发动机和辅助动力单元。如图1所示，发动机10具有从上游端98到下游端99延伸通过其中的轴向中心线轴线12，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的外壳体18。外壳体18以串行流动关系包围或至少部分地形成：压缩机区段(22/24)，其具有低压(LP)压缩机22和高压(HP)压缩机24；燃烧器26；涡轮区段(28/30)，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)转子轴34将HP涡轮28驱动地连接到高压压缩机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驱动配置中。
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周向地围绕风扇组件14和/或核心发动机16的至少一部分。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的外部分上方延伸，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的示例性燃烧器26的横截面侧视图。图2中所示的示例性燃烧器26被描绘为环形燃烧器，其包括各自绕燃烧器中心线轴线周向延伸的内衬套和外衬套两者，但是本公开可以在其他类型的燃烧器(包括，例如，罐型燃烧器)中实施。如图2所示，燃烧器26通常可以包括具有内衬套52和外衬套54的燃烧器衬套50，以及圆顶组件56，它们一起限定燃烧室62。内衬套52和外衬套54都可以绕燃烧器中心线轴线112周向延伸，燃烧器中心线轴线112可以对应于发动机轴向中心线轴线12。虽然图2描绘了用于内衬套52和外衬套54两者的单层衬套，但也可以替代地包括其他类型的衬套，例如多层衬套。内衬套52和外衬套54连接到罩60，并且压力气室66限定在罩60、内衬套52、外衬套54和圆顶组件56之间。
如图2所示，内衬套52被包围在内壳体65内，并且外衬套54被包围在外壳体64内。外流动通道88限定在外衬套54和外壳体64之间，并且内流动通道90限定在内衬套52和内壳体65之间。外壳体64和内壳体65都可以绕燃烧器中心线轴线112周向延伸。内衬套52的冷表面侧53与内流动通道90相邻，并且内衬套52的热表面侧55与燃烧室62相邻。类似地，外衬套54的冷表面侧57与外流动通道88相邻，并且外衬套54的热表面侧59与燃烧室62相邻。内衬套52和外衬套54可以从圆顶组件56延伸到HP涡轮28(图1)入口处的涡轮喷嘴79，因此，至少部分地限定燃烧器衬套50和HP涡轮28之间的热气体路径。更特别地，燃烧室62可以更具体地限定初级燃烧区74，在初级燃烧区74处发生燃料-氧化剂混合物72的初始化学反应以产生燃烧气体86，和/或在初级燃烧区74处可以在燃烧气体86进一步向下游流动到稀释区75之前发生燃烧气体86的再循环。在稀释区75处，燃烧气体86在流到次级燃烧区77并且进入HP涡轮28和LP涡轮30的入口处的涡轮喷嘴79之前与稀释空气82(c)混合。如下文将更详细描述的，多个稀释开口68和多个稀释开口69提供通过其中并进入燃烧室62的稀释空气82(c)流。稀释空气82(c)流因此可用于在初级燃烧区74下游的稀释区75中提供燃烧气体86的骤冷，从而冷却进入涡轮区段(28/30)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，一定量空气(如箭头73示意性指示)从上游端98通过机舱44和/或风扇组件14的相关联机舱入口76进入发动机10。当空气73穿过风扇叶片42时，一部分空气73被引导或导向到旁通气流通道48中作为旁通气流78，而另一部分空气73被引导或导向到LP压缩机22中作为压缩机入口空气80。压缩机入口空气80随着其流动通过LP压缩机22和HP压缩机24朝向燃烧器26被逐渐压缩。如图2所示，压缩空气82流入并加压扩散器腔84。压缩空气82的第一部分(如箭头82(a)示意性指示)从扩散器腔84流入压力气室66，在压力气室66中，压缩空气82的第一部分通过混合器组件58与由燃料喷嘴组件70提供的燃料混合。燃料-氧化剂混合物72然后通过混合器组件58在绕混合器组件中心线轴线61的混合器旋流方向63喷射到燃烧室62中。燃料-氧化剂混合物72被点燃并燃烧，以在燃烧室62的初级燃烧区74内产生燃烧气体86。通常，LP压缩机22和HP压缩机24向扩散器腔84提供比燃烧所需更多的压缩空气82。因此，压缩空气82的第二部分(如箭头82(b)示意性指示)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)可以被导向到外流动通道88中，并且通常在外流动通道88内在流动方向85上向下游流动。类似地，压缩空气82(b)的一部分可以被导向到内流动通道90中，并且通常在内流动通道90内在流动方向87上向下游流动。经过稀释开口68和经过稀释开口69的压缩空气82(b)的一部分(由箭头82(c)示意性指示)可以被导向通过多个稀释开口68和多个稀释开口69，进入燃烧室62的稀释区75，以提供稀释区75中的燃烧气体86的骤冷。流过多个稀释开口68和多个稀释开口69的稀释空气82(c)还可以为燃烧气体86流提供湍流，从而提供稀释空气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)的至少一部分可被导向出扩散器腔84用于其他目的，例如为HP涡轮28或LP涡轮30中的至少一个提供冷却空气。
再次参考图1和图2，燃烧室62中产生的燃烧气体86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提供推进力。
图3是根据本公开的方面的在图2的视图A-A处截取的通过外衬套54的多个稀释开口68的冷表面侧57的一部分的平面图。图3的布置同样适用于通过内衬套52的多个稀释开口69，因此，对各种内衬套元件的引用可以包括在附图中的括号中。然而，为简洁起见，将针对外衬套54的元件进行以下描述。在图3中，多个稀释开口68被示为在周向方向(C)上彼此间隔开。此外，如图3所示，多个稀释开口68在外衬套54的纵向方向(L)上沿相同纵向位置102布置。多个稀释开口68的纵向位置102可以是距例如圆顶组件56的给定距离103(图2)。在外流动通道88内在流动方向85上流动的压缩空气82(b)流过外衬套54的冷表面侧57，并且一些压缩空气82(b)流过多个稀释开口68中的每一个进入燃烧室62，作为稀释空气82(c)(图2)。参考流动方向85，稀释开口68包括接收进入的压缩空气82(b)的上游侧108和下游侧110。
图4示出了根据本公开的另一方面的通过外衬套54的多个稀释开口68的冷表面侧57的图3的替代平面图。与其中多个稀释开口68布置在相同纵向位置102的图3的方面相比，在图4的方面中，多个稀释开口68的第一组105可以相对于稀释开口68的第二组107交错。例如，多个稀释开口68可以交替交错，使得稀释开口68的第一组105布置在第一纵向位置102处，并且稀释开口68的第二组107布置在第二纵向位置104处。纵向位置102和第二纵向位置104可以偏移给定量106。此外，多个稀释开口68可以在周向方向(C)上以交替布置交错。
图5是根据本公开的方面的在图3的详细视图100处截取的稀释开口68的放大图。稀释开口68包括外壁114，其限定稀释开口68的外周边115。外壁114从外衬套54的冷表面侧57延伸到外衬套54的热表面侧59(图6)。外壁114限定通过稀释开口68的稀释开口中心线轴线116。稀释开口68还包括从外壁114延伸到稀释气流通道120中的多个旋流轮叶118，稀释气流通道120延伸通过稀释开口68。在如图2所示的内衬套52或外衬套54是单层衬套的情况下，稀释开口68可以形成为冷槽，在该冷槽中加工穿过衬套的凹槽以形成旋流轮叶118。或者，具有旋流轮叶118的稀释开口68可以形成为单独索环(grommet)，该单独索环可以插入到衬套的开口中。
外壁114进一步限定了在稀释开口68的上游侧108和稀释开口68的下游侧110之间延伸的流动方向中心线117。第一周向扇区119绕稀释开口68的第一侧144上的外壁114限定，并且第二周向扇区121绕稀释开口68的第二侧146上的外壁114限定，稀释开口68的第二侧146与稀释开口68的第一侧144相对。多个旋流轮叶118绕外壁114从稀释开口68的上游侧108到稀释开口68的下游侧110以连续布置方式布置。例如，当沿稀释开口68的第一侧144从最上游点132到最下游点134绕外壁114横穿时，第一旋流轮叶122可以布置在最上游点132处，然后，沿外壁114连续布置的是第二旋流轮叶124、第三旋流轮叶126、第四旋流轮叶128、第五旋流轮叶130、第六旋流轮叶136、第七旋流轮叶138、第八旋流轮叶140和第九旋流轮叶142。第二旋流轮叶124、第三旋流轮叶126、第四旋流轮叶128、第五旋流轮叶130、第六旋流轮叶136、第七旋流轮叶138和第八旋流轮叶140的连续布置可以称为旋流轮叶的第一组125。当在稀释开口68的第二侧146上从最上游点132到最下游点134横穿外壁114时，也可以包括旋流轮叶118的类似连续布置。连续布置可以包括第十旋流轮叶192、第十一旋流轮叶194、第十二旋流轮叶196、第十三旋流轮叶198、第十四旋流轮叶200、第十五旋流轮叶202和第十六旋流轮叶204，并且可以称为旋流轮叶的第二组127。
为了方便起见，外壁114被示为圆柱形外壁131，其限定具有圆形横截面的稀释孔。然而，稀释孔可以具有任何期望的横截面形状并且不必限于圆形。
多个旋流轮叶118中的每一个以相对于外壁114的相应旋流轮叶角从外壁114延伸到稀释气流通道120中，并且多个旋流轮叶118中的连续相应旋流轮叶以不同的旋流轮叶角从外壁114延伸。每个相应旋流轮叶的旋流轮叶角可以相对于线到径向线获取，该线从外壁114处的旋流轮叶118的中心延伸，该径向线从稀释开口中心线轴线116发出并在与旋流轮叶118的中心线相同的位置处与外壁114相交。例如，第一旋流轮叶122可以布置成从以最上游点132为中心的外壁114延伸。从最上游点132延伸到稀释开口中心线轴线116的第一线148通常平行于流动方向85。第一旋流轮叶122以第一旋流轮叶角123从外壁114延伸，第一旋流轮叶122可以大致垂直于外壁114，因此具有相对于第一线148为零度的第一旋流轮叶角123。
下一个连续的旋流轮叶(第二旋流轮叶124)布置在第二线150上，第二线150在稀释开口中心线轴线116与外壁114上的第二点154之间延伸，其中第二线150相对于第一线148成角度地偏移角度152。作为一个示例，角度152可以是22.5度。然而，与从外壁114垂直延伸的第一旋流轮叶122不同，第二旋流轮叶124相对于第二线150以第二旋流轮叶角156从外壁114延伸。第二旋流轮叶124的第二旋流轮叶角156可以是例如十五度。下一个连续的旋流轮叶(第三旋流轮叶126)布置在第三线158上，第三线158在稀释开口中心线轴线116与外壁114上的第三点162之间延伸，其中第三线158相对于第二线150成角度地偏移角度160。作为一个示例，角度160可以是22.5度。第三旋流轮叶126相对于第三线158以第三旋流轮叶角164从外壁114延伸。第三旋流轮叶126的第三旋流轮叶角164可以是例如三十度。当然，第一旋流轮叶角123、第二旋流角156和第三旋流轮叶角164不限于上述示例性角度，而是可以替代地以其他角度布置。所选择的特定角度可以基于例如稀释空气82(c)的旋流的期望旋流量或旋流方向，或旋流轮叶沿外壁114的周向的位置。
对于每个剩余的旋流轮叶118，可以包括类似于第一线148、第二线150和第三线158的线，并且每条相应的线可以与前一线以22.5度的间隔布置，类似于角度152和角度160。每个相应的旋流轮叶118以它自己的相应旋流轮叶角布置。因此，例如，第四旋流轮叶128相对于第四线168以第四旋流轮叶角166布置，其中第四旋流轮叶角166可以是例如四十度。第五旋流轮叶130可以相对于第五线172以第五旋流轮叶角170布置，其中第五旋流轮叶角170可以是例如四十五度。第六旋流轮叶136可以相对于第六线176以第六旋流轮叶角174布置，其中第六旋流轮叶角174可以是例如六十度。第七旋流轮叶138可以相对于第七线180以第七旋流轮叶角178布置，其中第七旋流轮叶角178可以是例如七十度。第八旋流轮叶140可以相对于第八线184以第八旋流轮叶角182布置，其中第八旋流轮叶角182可以是例如十五度。第九旋流轮叶142可以相对于第九线186以第九旋流轮叶角188布置，其中第九旋流轮叶角188可以是例如零度，使得第九旋流轮叶142从外壁114垂直延伸到稀释气流通道120中。因此，从第二旋流轮叶124到第八旋流轮叶140的旋流轮叶的第一组125中的每个连续旋流轮叶118以不同的旋流轮叶角布置，以便当稀释空气82(c)流通过稀释开口68时引起稀释空气82(c)流的优先旋流。利用前述示例性旋流轮叶角，旋流轮叶的第一组125被构造成在第一旋流方向190(即，顺时针流动方向)上引起通过稀释开口68的稀释空气82(c)的优先旋流。第一旋流方向190也可以称为稀释开口旋流方向。返回参考图3，稀释开口68的下游侧110上的稀释开口旋流方向190可以与混合器旋流方向63处于相同的旋流方向。
沿稀释开口68的第二侧146布置的旋流轮叶的第二组127中的多个旋流轮叶118可以布置为稀释开口68的第一侧144上的旋流轮叶118跨流动方向中心线117的镜像。例如，第十旋流轮叶192可以是第二旋流轮叶124的镜像，第十一旋流轮叶194可以是第三旋流轮叶126的镜像，第十二旋流轮叶196可以是第四旋流轮叶128的镜像，第十三旋流轮叶198可以是第五旋流轮叶130的镜像，第十四旋流轮叶200可以是第六旋流轮叶136的镜像，第十五旋流轮叶202可以是第七旋流轮叶138的镜像，并且第十六旋流轮叶204可以是第八旋流轮叶140的镜像。因此，在沿稀释开口68的第二侧146的旋流轮叶118的第二组127的镜像布置中，旋流轮叶118以不同的旋流轮叶角布置，以在与第一旋流方向190相反的第二旋流方向206上引起通过稀释开口68的稀释空气82(c)的优先旋流。当然，旋流轮叶的第二组127中的多个旋流轮叶118可以布置成在与旋流轮叶的第一组125中的多个旋流轮叶118相同的方向上(即，在第一旋流方向190上)引起通过稀释开口68的稀释空气82(c)的优先旋流。
图6是根据本公开的方面的在图5中的视图B-B处截取的外壁114和旋流轮叶118的视图。在图6中，多个旋流轮叶118被示为沿外壁114的长度208从冷表面侧57延伸到热表面侧59。还可以看到多个旋流轮叶118在冷表面侧57和热表面侧59之间以角度211延伸。虽然图6可将旋流轮叶118描绘为从冷表面侧57到热表面侧59大致呈线性角度，但旋流轮叶118可以替代地形成为沿外壁114延伸为螺旋轮叶。
图7是根据本公开的另一方面的在图5中的视图B-B处截取的外壁114和旋流轮叶118的视图，旋流轮叶118可以在冷表面侧57和热表面侧59之间部分地沿外壁114的长度208延伸。例如，多个旋流轮叶118可以具有从冷表面侧57部分地沿外壁114的长度210朝向热表面侧59延伸的长度210。
同样如图7所示，旋流轮叶118可以各自具有厚度212，并且每个旋流轮叶的厚度212可以相同。或者，如图8所示，图8也是在图5中的视图B-B处截取的外壁114和旋流轮叶118的视图，旋流轮叶118可以具有不同的厚度。例如，第五旋流轮叶130可以具有第一厚度214，而第六旋流轮叶136可以具有小于第一厚度214的第二厚度216。此外，旋流轮叶118的厚度可以沿旋流轮叶118的长度变化。例如，第二旋流轮叶124可以具有最靠近冷表面侧57的第一厚度218，并且可以具有最靠近热表面侧59的第二厚度220，其中第一厚度218大于第二厚度220。第二旋流轮叶124的厚度可以包括沿第二旋流轮叶124的长度210在第一厚度218与第二厚度220之间的连续过渡。当然，可以针对每个旋流轮叶118实施或者可以仅针对一些旋流轮叶118实施沿旋流轮叶118的长度变化的厚度。
在前面的描述中，每个旋流轮叶118被描述为沿旋流轮叶118的长度具有恒定旋流轮叶角。即，例如，对于第五旋流轮叶130，第五旋流轮叶角170(图5)沿旋流轮叶118的长度208是相同的。参考图9至图11，现在将提供沿旋流轮叶118的长度208具有变化的旋流轮叶角的旋流轮叶118。图9是在图7的平面9-9处截取的通过第五旋流轮叶130的局部横截面视图，平面9-9最靠近第五旋流轮叶130的冷表面侧端223。在图9的横截面中，第五旋流轮叶130以第五旋流轮叶角170布置，第五旋流轮叶角170可以是四十五度。图10是在图7的平面10-10处截取的局部横截面视图，平面10-10靠近沿第五旋流轮叶130的长度208的中点。在图10中，可以看到第五旋流轮叶130以旋流轮叶角222布置，其中旋流轮叶角222可以是例如三十五度。第五旋流轮叶130包括在平面9-9和平面10-10之间沿第五旋流轮叶130的长度208在第五旋流轮叶角170和旋流轮叶角222之间的恒定过渡。图11是在图7的平面11-11处截取的局部横截面视图，平面11-11最接近第五旋流轮叶130的热表面侧端226。在平面11-11处，可以看到第五旋流轮叶130以旋流轮叶角224布置，旋流轮叶角224例如可以是二十五度。旋流轮叶130具有在平面10-10和平面11-11之间沿第五旋流轮叶130的长度208从旋流轮叶角222到旋流轮叶角224的恒定过渡。因此，第五旋流轮叶130从冷表面侧端223处的旋流轮叶角170(四十五度)过渡到热表面侧端226处的旋流轮叶角224(二十五度)。旋流轮叶118中的任何一个或多个可以包括沿旋流轮叶118的长度208的变化的旋流轮叶角。
图12是根据本公开的另一方面的如先前在图5中所示的稀释开口68的放大图的替代方案。以与图5的方面相同的方式，外壁114限定在稀释开口68的上游侧108和稀释开口68的下游侧110之间延伸的流动方向中心线117。在图12的方面中，可以绕外壁114的周向限定多个扇区。例如，四个扇区可以由第一线228和第二线230限定。第一线228在外壁114的上游侧108上的第一点232和外壁114的下游侧110上的第二点234之间延伸穿过稀释开口68。第二线230在外壁114的上游侧108上的第三点236和外壁114的下游侧110上的第四点238之间延伸穿过稀释开口。第一线228可以相对于稀释开口中心线轴线116从流动方向中心线117顺时针偏移角度240，并且角度240可以是例如十五度。类似地，第二线230可以相对于稀释开口中心线轴线116从流动方向中心线117逆时针偏移角度242，并且角度242可以是例如十五度。第一线228和第二线230限定：第一扇区244，其在第一点232和第三点236之间沿稀释开口68的上游侧108延伸；第二扇区246，其与第一扇区244相对并且在第二点234和第四点238之间沿稀释开口68的下游侧110延伸；第三扇区248，其在稀释开口68的第一侧144上在第一扇区244和第二扇区246之间延伸；以及第四扇区250，其与第三扇区248相对并且在稀释开口68的第二侧146上在第一扇区244和第二扇区246之间延伸。
在图12中，第一扇区244被示为没有多个旋流轮叶118。例如，与图5的方面相比，在图12的方面中，上游侧108没有第一旋流轮叶122、第二旋流轮叶124和第十旋流轮叶192。类似地，第二扇区246被示为没有多个旋流轮叶118。例如，在图12的方面中的下游侧110没有第八旋流轮叶140、第九旋流轮叶142和第十六旋流轮叶204。通过省略上游侧108和下游侧110上的多个旋流轮叶118，可以实现稀释空气82(c)更好渗透到燃烧室62的稀释区75中。
另一方面，旋流轮叶的第一组252布置在第三扇区248中，旋流轮叶的第二组254布置在第四扇区250中。例如，旋流轮叶的第一组252可以包括第三旋流轮叶126、第四旋流轮叶128、第五旋流轮叶130、第六旋流轮叶136和第七旋流轮叶138。旋流轮叶的第一组252可以被构造为在第一旋流方向190上绕稀释开口中心线轴线116引起稀释空气82(c)的旋流。类似地，旋流轮叶的第二组254可以包括第十一旋流轮叶194、第十二旋流轮叶196、第十三旋流轮叶198、第十四旋流轮叶200和第十五旋流轮叶202。旋流轮叶的第二组254可以被构造为在与第一旋流方向190相反的第二旋流方向206上绕稀释开口中心线轴线116引起稀释空气82(c)的旋流。当然，旋流轮叶的第二组254可以被构造为在第一旋流方向190上(即，在与旋流轮叶的第一组252相同的旋流方向上)绕稀释开口中心线轴线116引起稀释空气82(c)的旋流。
图13是根据本公开的又一方面的图5的稀释开口68的放大图的另一个替代方案。在图13的方面中，可以绕外壁114的周向限定多个扇区。例如，两个扇区可以由线256限定，线256通常正交于流动方向中心线117并且在外壁114上的第一点258和外壁114上的第二点260之间延伸。第一扇区262通常对应于外壁114的上游半部，并且第二扇区264通常对应于外壁114的下游半部。在图12的方面中，第一扇区262可以没有旋流轮叶118，而第二扇区264可以包括多个旋流轮叶118。与图5的方面一样，每个旋流轮叶118以不同的相应旋流轮叶角布置。例如，第一旋流轮叶266可以以第一旋流轮叶角268布置，第二旋流轮叶270可以以第二旋流轮叶角272布置，第三旋流轮叶274可以以第三旋流轮叶角276布置，第四旋流轮叶278可以以第四旋流轮叶角280布置，第五旋流轮叶282可以以第五旋流轮叶角284布置，第六旋流轮叶286可以以第六旋流轮叶角290布置，第七旋流轮叶292可以以第七旋流轮叶角294布置，第八旋流轮叶296可以以第八旋流轮叶角298布置，并且第九旋流轮叶300可以以第九旋流轮叶角302布置。在图13的方面中，多个旋流轮叶118布置成绕稀释开口中心线轴线116在第一旋流方向190上引起稀释空气82(c)的旋流。因此，在稀释开口68的上游半部上的第一扇区262没有旋流轮叶118的情况下，可以实现稀释空气82(c)最大程度地渗透到燃烧室62的稀释区75中，同时由第二扇区264中的旋流轮叶118引起的稀释空气82(c)的旋流可以填充尾流区域，否则尾流区域会出现在外衬套54的热表面侧59处的下游侧110处。
前述描述包括针对多个旋流轮叶中的每一个的特定旋流轮叶角的示例，例如图5中针对第一旋流轮叶角123(零度)、第二旋流轮叶角156(十五度)、第三旋流轮叶角164(三十度)等的上述旋流轮叶角的示例。然而，特定旋流轮叶角不限于上述示例性角度，并且可以替代地是其他角度。所选择的特定角度可以基于例如稀释空气82(c)的旋流的期望旋流量或旋流方向，或旋流轮叶沿外壁114的周向的位置。作为旋流轮叶的旋流轮叶角范围的一般示例，参考图12中的四个扇区，包括在第三扇区248中的旋流轮叶118可以布置成具有在从三十度到七十度的范围内的旋流轮叶角，并且第四扇区250中的旋流轮叶118可以布置成具有在从负三十度到负七十度的范围内的旋流轮叶角。此外，虽然第一扇区244和第二扇区246被示为没有旋流轮叶，但是图5中所示的第一旋流轮叶122、第二旋流轮叶124和第十旋流轮叶192可以被包括在第一扇区244内，并且包括在第一扇区244内的旋流轮叶118可以沿第一扇区244的一部分具有在从零度到三十度的范围内的旋流轮叶角，该第一扇区244的一部分从流动方向中心线117延伸到第一点232，并且可以在第一扇区244的一部分上具有从零度到负三十度范围内的旋流轮叶角，该第一扇区244的一部分从流动方向中心线117延伸到第三点236。类似地，第二扇区246可以包括第八旋流轮叶140、第九旋流轮叶142和第十六旋流轮叶204，并且包括在第二扇区246内的旋流轮叶118可以沿第二扇区246的一部分具有在从零度到三十度的范围内的旋流轮叶角，该第二扇区246的一部分从流动方向中心线117延伸到第四点238，并且可以在第二扇区246的一部分上具有在从零度到负三十度的范围内的旋流轮叶角，该第二扇区246的一部分从流动方向中心线117延伸到第二点234。
稀释开口68的每一个上述方面已经关于稀释开口68与外衬套54成一体进行了描述。然而，多个稀释开口68和多个稀释开口69可以在插入件或索环内实施，插入件或索环可安装在外衬套54或内衬套52中。此外，虽然上面已经描述了单层外衬套54，但稀释开口68也可以在多层衬套中实施。图14至图16描绘了在图2的详细视图304处截取的示例，其中稀释开口68可以实施为多层衬套中的索环。在图14中，外衬套54示出为包括外壳306和内瓦(inner tile)308，外壳306和内瓦308可以通过连接器309(诸如螺栓连接)连接在一起，以在它们之间限定腔310。稀释开口68被实施为索环312，索环312可插入通过外壳306中的外壳开口314，并通过通过内瓦308的内瓦开口316。外壳306包括外壳冷表面侧318，并且内瓦308包括内瓦热表面侧320，并且索环312可以布置成从外壳冷表面侧318延伸到内瓦热表面侧320。在如图15所示的索环312的替代布置中，索环312可以布置成从外壳冷表面侧318延伸高度322到外流动通道88中。在图16所示的另一个示例中，索环312可以与内瓦308一体形成，并且可以包括肩部324，其可以用作外壳306和内瓦308之间的间隔件。当然，索环312可以替代地与外壳306一体形成。
此外，虽然稀释开口68在本文中已被描述为从外衬套54的冷表面侧57延伸到外衬套54的热表面侧59，但当稀释开口68经由插入件实施时，该插入件可以延伸超过外衬套54的冷表面侧57进入外流动通道88，或者可以延伸超过外衬套54的热表面侧59进入燃烧室62的稀释区75。
虽然前面的描述大体上涉及燃气涡轮发动机，但可以容易地理解，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、海洋应用或油气生产应用)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。
一种用于燃气涡轮的燃烧器衬套，所述燃烧器衬套包括：衬套，所述衬套至少部分地限定燃烧室，其中所述衬套包括通过其中的多个稀释开口，所述多个稀释开口中的每个稀释开口由(a)外壁和(b)多个旋流轮叶限定，所述外壁限定所述稀释开口的外周并且限定通过所述稀释开口的稀释开口中心线轴线，所述多个旋流轮叶从所述外壁延伸到稀释气流通道中，所述稀释气流通道延伸通过所述稀释开口，所述多个旋流轮叶中的每一个旋流轮叶相对于所述外壁以相应旋流轮叶角从所述外壁延伸到所述稀释气流通道中，所述多个旋流轮叶绕所述外壁以连续布置方式布置，并且所述多个旋流轮叶中的连续的相应旋流轮叶以不同的旋流轮叶角从所述外壁延伸。
根据前述条项所述的燃烧器衬套，其中，所述衬套包括内衬套和外衬套，所述内衬套和外衬套各自绕燃烧器中心线轴线周向延伸，并且沿所述燃烧器中心线轴线在纵向方向上延伸，所述多个稀释开口绕所述内衬套和绕所述外衬套彼此周向间隔开。
根据任何前述条项所述的燃烧器衬套，其中，所述多个稀释开口包括沿所述燃烧器中心线轴线周向布置在第一纵向位置处的稀释开口的第一组，以及沿所述燃烧器中心线轴线周向布置在第二纵向位置处的稀释开口的第二组。
根据任何前述条项所述的燃烧器衬套，其中，所述衬套包括与外流动通道相邻的冷表面侧和与所述燃烧室相邻的热表面侧，每个稀释开口从所述冷表面侧延伸到所述热表面侧。
根据任何前述条项所述的燃烧器衬套，其中，所述多个旋流轮叶沿所述外壁的长度从所述冷表面侧延伸到所述热表面侧。
根据任何前述条项所述的燃烧器衬套，其中，所述多个旋流轮叶在所述冷表面侧和所述热表面侧之间沿所述外壁的长度延伸，并且所述多个旋流轮叶中的相应旋流轮叶沿所述旋流轮叶的长度限定变化的旋流轮叶角，所述变化的旋流轮叶角是所述旋流轮叶的冷表面侧处的第一旋流轮叶角和所述旋流轮叶的热表面侧处的第二旋流轮叶角，所述第二旋流轮叶角不同于所述第一旋流轮叶角。
根据任何前述条项所述的燃烧器衬套，其中，所述多个旋流轮叶在所述冷表面侧和所述热表面侧之间部分地沿所述外壁的长度延伸。
根据任何前述条项所述的燃烧器衬套，其中，所述多个旋流轮叶从所述冷表面侧部分地沿所述外壁的所述长度朝向所述热表面侧延伸。
根据任何前述条项所述的燃烧器衬套，其中，所述外壁是从所述冷表面侧延伸到所述热表面侧的圆柱形壁，并且所述多个旋流轮叶从所述圆柱形壁延伸到所述稀释气流通道内。
根据任何前述条项所述的燃烧器衬套，其中，所述外壁限定在所述稀释开口的上游侧和所述稀释开口的下游侧之间延伸的流动方向中心线，第一扇区绕所述稀释开口的第一侧的所述外壁限定，并且第二扇区绕所述稀释开口的第二侧的所述外壁限定，所述稀释开口的所述第二侧与所述稀释开口的所述第一侧相对，所述多个旋流轮叶中的旋流轮叶的第一组布置在所述第一扇区中并且被构造为绕所述稀释开口中心线轴线在第一旋流方向上引起空气的旋流，所述多个旋流轮叶中的旋流轮叶的第二组布置在所述第二扇区中并且被构造为绕所述稀释开口中心线轴线在第二旋流方向上引起空气的旋流。
根据任何前述条项所述的燃烧器衬套，其中，所述第一旋流方向和所述第二旋流方向是相同的旋流方向。
根据任何前述条项所述的燃烧器衬套，其中，所述第一旋流方向和所述第二旋流方向是相反的旋流方向。
根据任何前述条项所述的燃烧器衬套，其中，所述外壁限定在所述稀释开口的上游侧和所述稀释开口的下游侧之间延伸的流动方向中心线，绕所述外壁的所述外周限定的多个扇区包括沿所述稀释开口的所述上游侧延伸的所述第一扇区、沿所述稀释开口的所述下游侧延伸的第二扇区、在所述稀释开口的第一侧在所述第一扇区和所述第二扇区之间延伸的第三扇区、以及在所述稀释开口的第二侧在所述第一扇区和所述第二扇区之间延伸的第四扇区，所述第二扇区与所述第一扇区相对，所述第四扇区与所述第三扇区相对。
根据任何前述条项所述的燃烧器衬套，其中，所述第一扇区和所述第二扇区没有所述多个旋流轮叶，并且所述多个旋流轮叶被包括在所述第三扇区和所述第四扇区中。
根据任何前述条项所述的燃烧器衬套，其中，所述多个旋流轮叶包括布置在所述第三扇区中的旋流轮叶的第一组和布置在所述第四扇区中的旋流轮叶的第二组，所述旋流轮叶的第一组被构造为在第一旋流方向上绕所述稀释开口中心线轴线引起稀释空气的旋流，并且所述旋流轮叶的第二组被构造为在第二旋流方向上绕所述稀释开口中心线轴线引起所述稀释空气的旋流。
根据任何前述条项所述的燃烧器衬套，其中，所述第一旋流方向和所述第二旋流方向是绕所述稀释开口中心线轴线的相同方向。
根据任何前述条项所述的燃烧器衬套，其中，所述第一旋流方向和所述第二旋流方向是绕所述稀释开口中心线轴线的相对方向。
根据任何前述条项所述的燃烧器衬套，其中，在所述衬套的冷表面侧的平面图中，沿所述稀释开口的下游侧的所述稀释开口旋流方向是与混合器组件的混合器旋流方向相同的旋流方向，所述混合器旋流方向绕纵向延伸通过所述燃烧室的混合器组件中心线轴线。
根据任何前述条项所述的燃烧器衬套，其中，所述多个旋流轮叶在所述冷表面侧和所述热表面侧之间部分地沿所述外壁的长度延伸，并且所述多个旋流轮叶包括沿所述旋流轮叶的长度变化的厚度。
根据任何前述条项所述的燃烧器衬套，其中，所述多个旋流轮叶中的相应旋流轮叶在所述旋流轮叶的冷表面侧具有第一厚度，并且在所述旋流轮叶的热表面侧具有第二厚度，所述第二厚度不同于所述第一厚度。
尽管前面的描述针对本公开的一些示例性实施例，但是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的燃烧器衬套，其特征在于，所述燃烧器衬套包括：
衬套，所述衬套至少部分地限定燃烧室，
其中，所述衬套包括通过其中的多个稀释开口，所述多个稀释开口中的每个稀释开口由(a)外壁和(b)多个旋流轮叶限定，所述外壁限定所述稀释开口的外周并且限定通过所述稀释开口的稀释开口中心线轴线，所述多个旋流轮叶从所述外壁延伸到稀释气流通道中，所述稀释气流通道延伸通过所述稀释开口，所述多个旋流轮叶中的每一个旋流轮叶相对于所述外壁以相应旋流轮叶角从所述外壁延伸到所述稀释气流通道中，所述多个旋流轮叶绕所述外壁以连续布置方式布置，并且所述多个旋流轮叶中的连续的相应旋流轮叶以不同的旋流轮叶角从所述外壁延伸。
2.根据权利要求1所述的燃烧器衬套，其特征在于，其中，所述衬套包括内衬套和外衬套，所述内衬套和外衬套各自绕燃烧器中心线轴线周向延伸，并且沿所述燃烧器中心线轴线在纵向方向上延伸，所述多个稀释开口绕所述内衬套和绕所述外衬套彼此周向间隔开。
3.根据权利要求2所述的燃烧器衬套，其特征在于，其中，所述多个稀释开口包括沿所述燃烧器中心线轴线周向布置在第一纵向位置处的稀释开口的第一组，以及沿所述燃烧器中心线轴线周向布置在第二纵向位置处的稀释开口的第二组。
4.根据权利要求1所述的燃烧器衬套，其特征在于，其中，所述衬套包括与外流动通道相邻的冷表面侧和与所述燃烧室相邻的热表面侧，每个稀释开口从所述冷表面侧延伸到所述热表面侧。
5.根据权利要求4所述的燃烧器衬套，其特征在于，其中，所述多个旋流轮叶沿所述外壁的长度从所述冷表面侧延伸到所述热表面侧。
6.根据权利要求4所述的燃烧器衬套，其特征在于，其中，所述多个旋流轮叶在所述冷表面侧和所述热表面侧之间沿所述外壁的长度延伸，并且所述多个旋流轮叶中的相应旋流轮叶沿所述旋流轮叶的长度限定变化的旋流轮叶角，所述变化的旋流轮叶角是所述旋流轮叶的冷表面侧处的第一旋流轮叶角和所述旋流轮叶的热表面侧处的第二旋流轮叶角，所述第二旋流轮叶角不同于所述第一旋流轮叶角。
7.根据权利要求4所述的燃烧器衬套，其特征在于，其中，所述多个旋流轮叶在所述冷表面侧和所述热表面侧之间部分地沿所述外壁的长度延伸。
8.根据权利要求7所述的燃烧器衬套，其特征在于，其中，所述多个旋流轮叶从所述冷表面侧部分地沿所述外壁的所述长度朝向所述热表面侧延伸。
9.根据权利要求4所述的燃烧器衬套，其特征在于，其中，所述外壁是从所述冷表面侧延伸到所述热表面侧的圆柱形壁，并且所述多个旋流轮叶从所述圆柱形壁延伸到所述稀释气流通道内。
10.根据权利要求1所述的燃烧器衬套，其特征在于，其中，所述外壁限定在所述稀释开口的上游侧和所述稀释开口的下游侧之间延伸的流动方向中心线，第一扇区绕所述稀释开口的第一侧的所述外壁限定，并且第二扇区绕所述稀释开口的第二侧的所述外壁限定，所述稀释开口的所述第二侧与所述稀释开口的所述第一侧相对，所述多个旋流轮叶中的旋流轮叶的第一组布置在所述第一扇区中并且被构造为绕所述稀释开口中心线轴线在第一旋流方向上引起空气的旋流，并且所述多个旋流轮叶中的旋流轮叶的第二组布置在所述第二扇区中并且被构造为绕所述稀释开口中心线轴线在第二旋流方向上引起空气的旋流。
CN202210469350.7A 2022-02-18 2022-04-28 具有带旋流轮叶的稀释开口的燃烧器衬套 Pending CN116658932A (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
IN202211008588 2022-02-18
IN202211008588 2022-02-18

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN116658932A true CN116658932A (zh) 2023-08-29

Family

ID=86993252

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210469350.7A Pending CN116658932A (zh) 2022-02-18 2022-04-28 具有带旋流轮叶的稀释开口的燃烧器衬套

Country Status (2)

Country Link
US (1) US11692708B1 (zh)
CN (1) CN116658932A (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11774100B2 (en) * 2022-01-14 2023-10-03 General Electric Company Combustor fuel nozzle assembly

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2916878A (en) * 1958-04-03 1959-12-15 Gen Electric Air-directing vane structure for fluid fuel combustor
US3872664A (en) * 1973-10-15 1975-03-25 United Aircraft Corp Swirl combustor with vortex burning and mixing
US4590769A (en) * 1981-01-12 1986-05-27 United Technologies Corporation High-performance burner construction
US5331805A (en) * 1993-04-22 1994-07-26 Alliedsignal Inc. Reduced diameter annular combustor
GB9407029D0 (en) * 1994-04-08 1994-06-08 Rolls Royce Plc Gas turbine engine combustion apparatus
GB2379499B (en) * 2001-09-11 2004-01-28 Rolls Royce Plc Gas turbine engine combustor
US20100223930A1 (en) * 2009-03-06 2010-09-09 General Electric Company Injection device for a turbomachine
US20100242483A1 (en) * 2009-03-30 2010-09-30 United Technologies Corporation Combustor for gas turbine engine
US8739546B2 (en) * 2009-08-31 2014-06-03 United Technologies Corporation Gas turbine combustor with quench wake control
US8443610B2 (en) * 2009-11-25 2013-05-21 United Technologies Corporation Low emission gas turbine combustor
US9057523B2 (en) 2011-07-29 2015-06-16 United Technologies Corporation Microcircuit cooling for gas turbine engine combustor
CN104054298B (zh) * 2011-11-23 2017-04-12 美高森美通信股份有限公司 确定包在通信网络上的渡越时间的方法和装置
US9625151B2 (en) 2012-09-25 2017-04-18 United Technologies Corporation Cooled combustor liner grommet
US9376985B2 (en) * 2012-12-17 2016-06-28 United Technologies Corporation Ovate swirler assembly for combustors
US10309314B2 (en) 2013-02-25 2019-06-04 United Technologies Corporation Finned ignitor grommet for a gas turbine engine
EP3039346B1 (en) * 2013-08-30 2022-09-14 Raytheon Technologies Corporation Contoured dilution passages for a gas turbine engine combustor
US9851105B2 (en) 2014-07-03 2017-12-26 United Technologies Corporation Self-cooled orifice structure
US9976743B2 (en) 2014-07-03 2018-05-22 United Technologies Corporation Dilution hole assembly
GB201419053D0 (en) 2014-10-27 2014-12-10 Rolls Royce Plc Igniter Assembly
US10436450B2 (en) * 2016-03-15 2019-10-08 General Electric Company Staged fuel and air injectors in combustion systems of gas turbines
US10408453B2 (en) 2017-07-19 2019-09-10 United Technologies Corporation Dilution holes for gas turbine engines
US11137140B2 (en) 2017-10-04 2021-10-05 Raytheon Technologies Corporation Dilution holes with ridge feature for gas turbine engines
FR3081211B1 (fr) 2018-05-16 2021-02-26 Safran Aircraft Engines Ensemble pour une chambre de combustion de turbomachine
US11085639B2 (en) * 2018-12-27 2021-08-10 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Gas turbine combustor liner with integral chute made by additive manufacturing process

Also Published As

Publication number Publication date
US11692708B1 (en) 2023-07-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3475618B1 (en) Combustor assembly for a turbine engine
EP3475615B1 (en) Rich-quench-lean combustor assembly for a gas turbine engine
CN111306575B (zh) 用于热力发动机的燃料喷射器组件
US11578868B1 (en) Combustor with alternating dilution fence
EP3475614B1 (en) Combustor assembly for a turbine engine
US11592182B1 (en) Swirler ferrule plate having pressure drop purge passages
US20230104395A1 (en) Floating primary vane swirler
US11920790B2 (en) Wavy annular dilution slots for lower emissions
CN115200040A (zh) 用于燃气涡轮发动机燃烧器的稀释喇叭对
US11692708B1 (en) Combustor liner having dilution openings with swirl vanes
US20230094199A1 (en) Annular combustor dilution with swirl vanes for lower emissions
CN116804463A (zh) 提供带有反向涡流气流的圆顶偏转器腔的圆顶结构
US11892165B2 (en) Heat shield for fuel nozzle
CN116265810A (zh) 利用成形冷却栅栏的旋流器反稀释
US11221143B2 (en) Combustor and method of operation for improved emissions and durability
US12123595B2 (en) Combustor liner having shaped dilution openings
US20230341125A1 (en) Combustor liner having shaped dilution openings
US20230408098A1 (en) Combustor with secondary fuel nozzle in dilution fence
US20240247803A1 (en) Dome-deflector assembly for a combustor of a gas turbine
CN117146296A (zh) 具有稀释冷却衬里的燃烧器
CN115371082A (zh) 具有通风文丘里管的先导燃料喷嘴组件

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