CN1975144A - 增强器的带导向的喷管 - Google Patents

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Abstract

一种燃气轮发动机的增强器的喷管，包括连接到增强器燃料管道的近端入口，可喷出燃料射流的远端出口，以及位于所述入口和出口之间从上游延伸到下游的通道，所述通道被出口端表面部分限定，其包括下游分叉的侧面部分，其中所述入口、出口和通道形成在一个部件中。

Description

增强器的带导向的喷管
技术领域
本发明涉及涡轮发动机，具体地涉及涡轮发动机的增强器。
背景技术
加力燃烧室或推力增加器已经被所属工业部门采用，其存在着许多不同结构。在典型结构中，涡轮发动机产生的废气通过增强器的中心体。补充的燃料引入到中心体的近端并燃烧产生额外的推力。在一些结构中，增强器中心体与涡轮发动机中心体整体形成。在其他结构中，增强器中心体与涡轮发动机中心体分开，并围绕这两个装置之间的空间设置了管道。美国专利5,685,140和5,385,015显示出示例性的集成的增强器。
增强器可设有许多火焰稳定器，以使补充的燃料燃烧。导向机构用于稳定火焰稳定器上的火焰，火焰稳定器将火焰分配到中心体周围的流道。
发明内容
因此，本发明的一个方面涉及一种燃气轮发动机的增强器的喷管。喷管包括连接到增强器燃料管道的近端入口。喷管具有可喷出燃料射流的远端出口。通道位于所述入口和出口之间从上游延伸到下游，所述通道被出口端表面部分限定，其包括下游分叉的侧面部分，其中入口、出口和通道形成在一个部件中。在不同的实施例中，侧面部分以55°-95°角在下游分开。侧面部分可以60°-80°角在下游分开。
本发明的另一方面涉及燃气轮发动机的增强器的喷管，其中通道被形成侧面细长槽的出口端表面部分限定，其中入口、出口和通道形成在一个部件中。出口端表面部分可包括互相以55°-95°角分开的侧表面部分，和横向表面部分，其在侧表面部分之间延伸，互相以0°-5°角分开。
本发明的另一方面涉及一种重新制作具有轮叶和中心体的燃气轮发动机的增强器的方法。先取下第一燃料喷管并用第二燃料喷管代替所述第一燃料喷管。第二燃料喷管设置成可使燃料射流的中心线比第一燃料喷管的射流更趋于径向，使得所述第二燃料喷管的射流至少在一个方向上比所述第一燃料喷管的射流更分散。在不同的实施例中，第二燃料喷管可设置成使所述第二燃料喷管的射流不对称。而第一燃料喷管的射流相对中心线是对称的。
本发明的一个或多个实施例的细节在附图和下面的介绍中公开。通过所作说明和附图以及权利要求，可对本发明的其他特征、目的和优点有清楚了解。
附图说明
图1是飞机动力装置的示意性纵向截面图；
图2是图1所示动力装置所用第一增强器的部分半示意性纵向剖视图；
图3是图2所示增强器的喷管的上游端视图；
图4是沿图3喷管的剖面4-4的纵向剖视图；
图5是图4喷管的远端放大图；
图6是沿图5喷管的剖面6-6的横截面图；
图7是图5喷管的远端部分的侧视图；
图8是图2的增强器的轮叶的后视图；
在各附图中，相同的标记和符号表示类似的元件。
具体实施方式
图1显示了动力装置20，其具有纵向中心线500。以501为后方向，从前到后或从上游到下游，动力装置包括涡轮发动机22，其具有下游的涡轮排气壳体(TEC)24。管道延伸部分26从TEC24延伸与增强器32的壳体30连接。推力定向喷管组件34从壳体30向下游延伸。增强器32包括中心体38，其通过设有翼缘火焰稳定器42的轮叶40固定到气体流道内的中心。
中心体通常相对轴线500是对称的，其具有前端50，连续弯曲的前凸体或尖顶部52从前端向后延伸，到达纵向或几乎纵向的过渡区54，该过渡区与火焰稳定器42临近。在过渡区后面，中心体表面形成导向槽56。尾锥表面58从导向槽向后延伸到中心体的后顶端。
图2显示了示例性的导向槽的其他细节。环形槽通过从与表面54结合处向后和径向向内延伸的截头圆锥面60形成。表面60形成环形槽的前(上游)壁，连接处形成前凸缘。纵向表面62从与表面60内侧端的连接处向后延伸，形成槽的基部。截头圆锥后壁表面64从与表面62的连接处向后和径向向外延伸并形成槽的后壁。纵向表面66从与形成槽后缘的表面64的连接处向后延伸。表面66提供了到尾锥表面58的过渡区。燃料射流70通过适当管路中的喷管72喷射到导向槽。示例性的通道显示为固定到轮叶主体82内的喷咀架80，其中轮叶主体82位于火焰稳定器42的前端。喷咀架80设有多个侧面喷管(未显示)，可从主体82的两侧喷出燃料射流。喷管72位于喷咀架的端部。操作时，导向槽用于从主流602引出一般为环流的导向流体600。燃料射流70引入导向流体600，通过相关点火器84产生的电火花点燃燃烧。燃料也通过喷咀架的上述侧向喷嘴输送到主流602。流体600中点燃的和燃烧的燃料/空气混合物绕导向槽56传播，稳定和传播的火焰很容易向外到达火焰稳定器主体82。中心体还可以设置多个通道(未显示)来喷射空气流。可设置环状的这类通道。这些通道可从一个或多个供应管道(未显示)得到供应，供应管道通过或沿轮叶延伸到导向槽前端的中心体。
图3到7显示了喷管72的具体细节。喷管从近端(上游端)100(见图3)延伸到远端(下游端)102(见图5)。喷管在上游端有入口104，在远端设有出口106(见图7)。通道110在入口和出口之间延伸，并设有从上游端延伸的纵向台阶部分并包括多个直径逐渐变小的孔112、114、116和118。最后/最小直径的孔118的远端(下游端)与槽120的近端(上游端)结合，其下游端形成出口106。槽120通常具有一对通常为平面的横向延伸的远壁和近壁122、124，其通过侧壁126、128(见图6)在侧面连接到一起。壁122和124之间的角度为θ1，侧壁126、128之间的角度为θ2。在示例性实施例中，θ1比较小(如大约在0到5度之间)，而θ2基本上比较大(大约在55°到95°，窄些为60°到80°，名义上的值为75°±2°)。槽120在喷管(见图6)的远端的圆周表面130上设有半径为R的开口。在示例性实施例中，表面130的曲率中心大致与最后/最小直径的孔118到槽120的开口的中心132重合。图3还显示喷管设有燃料板140，用于侧向喷射燃料。在基本的制造方法中，喷管的整体形状可通过铸造来实现，然后钻孔。槽可通过端面铣来加工。
操作中，向下游移动的燃料从最后/最小直径的孔118喷出，冲击表面122，并向外散开，同时受到壁126和128的限制。这种反射造成相对平面的展开喷射。表面124也可帮助展开，但作用没有表面122重要。当与具有上游圆柱形壁的圆形出口喷出的类似射流比较，射流70散布更大，至少在槽的切线方向是这样。表面122反射的膜效应有助于进一步减少微滴尺寸。参考图2，显示出射流具有中心线150，并具有大致的内侧和外侧面152、153。中心线150相对纵向后方向602形成投影角θ3，中心线150相对发动机轴线的投影稍微偏斜，其相对径向的投影角为θ4。图8还显示以角度θ5散开的射流的侧边154和155，θ5稍大于θ2。在示例性实施例中，θ3大约为40°(更大的范围为30°到50°度)，θ4为25°(更大的范围为20°到30°度)。参考图2，与角度θ5相对更大角度θ2的反射相比，内侧和外侧端面152、153之间的角度θ6相对其相关表面角θ1的反射更加分散。示例性的θ6大约在20°到40°。
选择槽结构时最好考虑到喷管的位置和方向及导向槽的尺寸，以提供可靠的增强器点火。希望在导向流体600内具有适当的雾状燃料。这种燃料的可靠点火涉及在点火器84的操作端部(内侧端)160附近有足够数量和细度的微滴。该操作端从轮叶的纵向内侧后表面162突出，并沿喷管通过该表面的一个或多个孔(即共用孔164)，其中轮叶与喷管出口向后间隔开。火焰稳定器的冷却空气也可径向向内通过这些孔。考虑到流过轮叶的空气的局部切向速度分量，选择图8中的角度θ4以使燃料喷射到点火器圆周向的任一侧。在这个示例性实施例中，射流中心线150对准表面62的中间部分(即，其中间的大约50％)。这与现有技术有明显差别，现有技术的环状圆柱形出口定位成非常小的角度，以便对准这个表面。这种重新定向可帮助流体600产生更大的燃料循环流动。这样是有利的，因为更分散的喷射可使适当数量的燃料位于点火器操作端160的附近，使中心线150所在位置面对该端部的更远处。
上面介绍了本发明的一个或多个实施例。然而应当知道在不脱离本发明的精神和范围的情况下，可进行各种改进。例如，尽管图示出口表面一部分是直线的，其他结构比如曲线的喇叭状结构也可以使用。在这样的曲线结构中，表面的各部分的局部角度或平均角度可采用相同的角度。虽然图示的槽相对中心线不是对称的，对称的出口(例如可产生较高圆锥角(如80°到120°，或窄些的90°到110°)的锥形射流的出口)也可以采用，以提供另外的分散度。本发明的导向件可应用于其他现有发动机的更新和重新设计。在这种情况下，导向件的各种性能将受到现有发动机的结构的影响。尽管说明是相对示例性的远程增强器进行的，其原理可应用于非远程的增强器。因此，其他实施例也属于所附权利要求的范围内。

Claims (9)

1.一种燃气轮发动机的增强器的喷管，包括：
连接到增强器燃料管道的近端入口；
可喷出燃料射流的远端出口；和
位于所述入口和出口之间从上游延伸到下游的通道，所述通道被出口端表面部分限定，其包括下游分叉的侧面部分，其中所述入口、出口和通道形成在一个部件中。
2.根据权利要求1所述的喷管，其特征在于，铸造出所述喷管，然后再钻出所述通道并对所述通道进行机加工。
3.根据权利要求1所述的喷管，其特征在于，所述侧面部分以55°-95°角在下游分叉。
4.根据权利要求1所述的喷管，其特征在于，所述侧面部分以60°-80°角在下游分叉。
5.一种燃气轮发动机的增强器的喷管，包括：
连接到增强器燃料管道的近端入口；
可喷出燃料射流的远端出口；和
位于所述入口和出口之间从上游延伸到下游的通道，所述通道被形成侧面细长槽的出口端表面部分限定，其中所述入口、出口和通道形成在一个部件中。
6根据权利要求5所述的喷管，其特征在于，铸造出所述喷管，然后再钻出所述通道并对所述通道进行机加工。
7.根据权利要求5所述的喷管，其特征在于，所述出口端表面部分包括：
互相以55°-95°角分开的侧表面部分；和
横向表面部分，其在侧表面部分之间延伸并互相以0°-5°角分开。
8.一种重新制作包括轮叶和中心体的燃气轮发动机的增强器的方法，所述方法包括下列步骤：
取下第一燃料喷管；和
用第二燃料喷管代替所述第一燃料喷管，所述第二燃料喷管设置成使燃料射流的中心线比第一燃料喷管的射流更趋于径向，使得所述第二燃料喷管的射流在至少一个方向上比所述第一燃料喷管的射流更分散。
9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，所述第二燃料喷管可设置成使所述第二燃料喷管的射流不对称。
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Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6983601B2 (en) * 2004-05-28 2006-01-10 General Electric Company Method and apparatus for gas turbine engines
US7568346B2 (en) * 2006-10-31 2009-08-04 General Electric Company Method and apparatus for assembling a flameholder for an augmenter
US9115897B2 (en) 2008-09-04 2015-08-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine systems and methods involving enhanced fuel dispersion
US8991189B2 (en) 2010-10-28 2015-03-31 General Electric Company Side-initiated augmentor for engine applications
US9010120B2 (en) * 2011-08-05 2015-04-21 General Electric Company Assemblies and apparatus related to integrating late lean injection into combustion turbine engines
US8893502B2 (en) 2011-10-14 2014-11-25 United Technologies Corporation Augmentor spray bar with tip support bushing
US10077741B2 (en) * 2012-05-29 2018-09-18 United Technologies Corporation Spraybar face seal retention arrangement
US9879862B2 (en) 2013-03-08 2018-01-30 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine afterburner
CN111306577B (zh) * 2020-02-21 2021-10-26 南京航空航天大学 一种应用于加力燃烧室凹腔结构的直射式扇形喷嘴
US11415058B2 (en) * 2020-12-23 2022-08-16 Collins Engine Nozzles, Inc. Torch ignitors with tangential injection
US11415059B2 (en) * 2020-12-23 2022-08-16 Collins Engine Nozzles, Inc. Tangentially mounted torch ignitors

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2866313A (en) * 1950-04-14 1958-12-30 Power Jets Res & Dev Ltd Means for cooling turbine-blades by liquid jets
US2651178A (en) * 1951-01-18 1953-09-08 A V Roe Canada Ltd Combination injector and stabilizer for gas turbine afterburners
US2711070A (en) * 1952-07-31 1955-06-21 Westinghouse Electric Corp Gas turbine apparatus
US2799991A (en) * 1954-03-05 1957-07-23 Earl W Conrad Afterburner flame stabilization means
GB938553A (en) * 1961-05-09 1963-10-02 Rolls Royce Reheat combustion apparatus for a gas turbine engine
US3236048A (en) * 1963-09-25 1966-02-22 Gen Motors Corp Vaporizing manifold and flameholder for afterburners
GB1139004A (en) * 1966-02-28 1969-01-08 Mini Of Technology Improvements in or relating to combustion devices
GB1213215A (en) * 1968-06-10 1970-11-25 Mini Of Technology London Improvements in or relating to combustion devices
US3913319A (en) * 1972-02-02 1975-10-21 Us Navy Low drag flameholder
US5020318A (en) 1987-11-05 1991-06-04 General Electric Company Aircraft engine frame construction
US4798048A (en) * 1987-12-21 1989-01-17 United Technologies Corporation Augmentor pilot
US4887425A (en) * 1988-03-18 1989-12-19 General Electric Company Fuel spraybar
US5385015A (en) * 1993-07-02 1995-01-31 United Technologies Corporation Augmentor burner
WO1996023981A1 (de) * 1995-02-03 1996-08-08 Bmw Rolls-Royce Gmbh Strömungsleitkörper für eine gasturbinen-brennkammer
US5685140A (en) * 1995-06-21 1997-11-11 United Technologies Corporation Method for distributing fuel within an augmentor

Also Published As

Publication number Publication date
EP1477662A3 (en) 2006-03-15
US20040226298A1 (en) 2004-11-18
SG144719A1 (en) 2008-08-28
NO20041951L (no) 2004-11-15
RU2267022C1 (ru) 2005-12-27
JP2004340141A (ja) 2004-12-02
CA2462753A1 (en) 2004-11-13
US6971239B2 (en) 2005-12-06
KR20040097890A (ko) 2004-11-18
AU2004201436B2 (en) 2005-09-29
EP1477662A2 (en) 2004-11-17
AU2004201436A1 (en) 2004-12-02
DE602004031067D1 (de) 2011-03-03
TW200502483A (en) 2005-01-16
TWI238872B (en) 2005-09-01
EP1477662B1 (en) 2011-01-19
US7475546B2 (en) 2009-01-13
ATE496212T1 (de) 2011-02-15
PL367932A1 (en) 2004-11-15
CN1573067A (zh) 2005-02-02
IL161425A0 (en) 2004-09-27
US20070220891A1 (en) 2007-09-27
JP3974596B2 (ja) 2007-09-12

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