CN117091162A - 具有稀释孔结构的燃烧器 - Google Patents
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Abstract
一种燃烧器，包括骨架结构。该燃烧器进一步包括可操作地联接到骨架结构以至少部分地限定燃烧室的至少一个衬里，以及安装到至少一个衬里的第一侧的多个第一板和安装到至少一个衬里的第二侧的多个第二板。该燃烧器还包括至少一个稀释孔结构，至少一个稀释孔结构设置有骨架结构的一部分，并且包括至少一个稀释孔，至少一个稀释孔构造成允许流体穿过其中，进入燃烧室。
Description
技术领域
本公开大体上涉及燃烧器，并且具体地，涉及具有稀释孔结构的燃烧器，该稀释孔结构具有多个稀释孔。
背景技术
燃气涡轮发动机大体上包括布置成彼此流动连通的风扇和核心，其中核心在通过燃气涡轮发动机的流动方向上被设置在风扇的下游。燃气涡轮发动机的核心以串行流动顺序大体上包括压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和排气区段。对于多轴燃气涡轮发动机，压缩机区段可以包括设置在低压压缩机(LPC)下游的高压压缩机(HPC)，并且涡轮区段可以类似地包括设置在高压涡轮(HPT)下游的低压涡轮(LPT)。利用这种构造，HPC经由高压轴(HPS)与HPT联接，并且LPC经由低压轴(LPS)与LPT联接。在操作中，风扇上的至少一部分空气被提供到核心的入口。这部分空气逐渐被LPC压缩，然后被HPC压缩，直到压缩空气到达燃烧区段。燃料与压缩空气混合，并且在燃烧区段内燃烧，以产生燃烧气体。燃烧气体从燃烧区段被导向通过HPT，然后通过LPT。通过涡轮区段的燃烧气体流驱动HPT和LPT，HPT和LPT各自又经由HPS和LPS驱动HPC和LPC中的相应一个。然后，燃烧气体被导向通过排气区段，例如，到达大气。LPT驱动LPS，LPS驱动LPC。除了驱动LPC以外，LPS还可以通过动力齿轮箱驱动风扇，这允许风扇以比LPS的转速更少的每单位时间转数旋转，用于更大效率。
与压缩空气混合并在燃烧区段内燃烧的燃料通过燃料喷嘴输送。
附图说明
前述及其他特征和优点将更具体地从如附图中所示的各种示例性实施例的以下描述中变得显而易见，其中相似参考数字大体上指示相同的、功能类似的和/或结构类似的元件。
图1是根据本公开的实施例的涡轮发动机的示意性横截面图。
图2是根据本公开的实施例的图1的涡轮发动机的燃烧区段的示意性横截面视图。
图3是根据本公开的实施例的燃烧器的区段的示意性透视图。
图4是根据本公开的实施例的燃烧器的内衬里和外衬里的区段的示意性透视图。
图5A是根据本公开的实施例的骨架网状结构的一个或多个横梁的示意性顶视图，显示了多个稀释孔。
图5B是根据本公开的实施例的骨架网状结构的一个或多个横梁的示意性透视图，显示了多个稀释孔和多个冷却孔。
图6是根据本公开的另一实施例的燃烧器的内衬里和外衬里的区段的示意性透视图。
图7是根据本公开的实施例的安装到骨架网状结构的一个或多个稀释孔板的透视图，显示了多个稀释孔和外周或边缘冷却槽。
图8A和8B是根据本公开的各种实施例的安装到骨架网状结构的一个或多个稀释孔板的横截面视图。
图9A至9E是根据本公开的各种实施例的安装到骨架网状结构的一个或多个稀释孔板的横截面视图，显示了一个或多个稀释孔的各种构造。
图10A至10E显示了根据本公开的各种实施例的图3、4和6中所示的骨架网状结构的结构元件的各种几何构造。
图11A至11E显示了根据本公开的各种实施例的多个内板和多个外板中的板的各种几何构造。
图12A和12B是根据本公开的实施例的使用骨架网状结构连同多个内板的燃烧器的示意性横截面视图。
具体实施方式
本公开的附加特征、优点和实施例出于以下详细描述、附图和权利要求的考虑而被阐述或显而易见。此外，本公开的前述概述和以下详细描述两者是示例性的，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。
下面详细讨论了本公开的各种实施例。尽管讨论了特定实施例，但是这仅是为了例释的目的。相关领域的技术人员将认识到，在不背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。
在以下说明书和权利要求书中，可能会提及许多“可选的”或“可选地”元件，意指随后描述的事件或情况可能发生或可能不发生，并且该描述包括事件发生的实例以及事件不发生的实例。
术语“联接”、“固定”、“附接到”等是指两者直接联接、固定或附接，以及通过一个或多个中间部件或特征间接联接、固定或附接，除非本文另有指定。
单数形式“一”、“一种”和“该”包括复数引用，除非上下文另有明确规定。
如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换使用，以使一个部件与另一个部件区分开来，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或运载器内的相对位置，并且是指燃气涡轮发动机或运载器的正常操作姿态。例如，对于燃气涡轮发动机，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”是指相对于路径中的流的相对方向。例如，对于流体流，“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。术语“流体”可以是气体或液体。术语“流体连通”意指流体能够在指定区域之间建立连接。
本文在整个说明书和权利要求书中所使用的近似语言可以被应用于修饰任何可允许变化而不会导致与其相关的基本功能的变化的定量表示。因此，由诸如“大约”、“近似”和“基本上”的一个或多个术语修饰的值不限于指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度。例如，近似语言可以是指在单个值、值的范围和/或限定值的范围的端点的1％、2％、4％、5％、10％、15％或20％的余量内。这里以及在整个说明书和权利要求书中，范围限制可以被组合和/或互换。除非上下文或语言另有指出，否则这些范围被标识并且包括其中包含的所有子范围。
如本文所用，术语“轴向”和“轴向地”是指基本上平行于涡轮发动机或燃烧器的中心线延伸的方向和取向。此外，术语“径向”和“径向地”是指基本上垂直于涡轮发动机或燃料-空气混合器组件的中心线延伸的方向和取向。另外，如本文所用，术语“周向”和“周向地”是指关于涡轮发动机或燃料-空气混合器组件的中心线弧形地延伸的方向和取向。
如将在以下段落中进一步详细描述的，在恶劣的热和应力环境下，燃烧器具有改进的衬里耐用性。燃烧器包括骨架网状结构(也称为吊架或桁架)，其上联接到内衬里和外衬里。骨架网状结构整体上用作内衬里和外衬里的支撑结构。在实施例中，骨架网状结构可以由金属制成。骨架网状结构与内衬里和外衬里一起限定燃烧室。内衬里和外衬里包括多个内板。多个内板至少覆盖骨架网状结构的内侧。在实施例中，多个内板可以由陶瓷材料、陶瓷基复合(CMC)材料、或涂有CMC或热障涂层(TBC)的金属制成。在实施例中，多个内板暴露于热火焰。多个内板与骨架网状结构的连接接口可以被构造成是耐热膨胀的。此外，联接到骨架网状结构接口的多个内板可以被构造成按照将空气泄漏减少到极小值或基本上消除空气泄漏来改进性能，因而接口不会影响NOx/热场和膜冷却的空气动力学。稀释孔可以设置在骨架网状结构的横梁上或设置在附接到骨架网状结构的分离的稀释孔板上。孔可以具有各种图案和形状。稀释孔、冷却孔和板面积的参数关系使用比率来限定。稀释孔板连接紧固件包括但不限于螺栓、销、夹子等。其他附接方法包括使用钎焊、焊接、添加剂、弹簧夹、活塞密封件、W密封件和联轴沟槽(gang channel)滑动等。W密封件是可以被设置以限制空气泄漏的W形密封件。这种构造除了由于重量减轻而提供增加的在翼时间(TOW)和燃料燃烧益处以外，还可以显著地增加燃烧器的耐用性。这进一步提供了大于百分之二十重量减轻的轻量化设计，总制造成本节省，以及相对更容易的维护和修理。
图1是根据本公开的实施例的涡轮发动机10的示意性横截面视图。更具体地，对于图1所示的实施例，涡轮发动机10是高旁通涡轮发动机。如图1所示，涡轮发动机10限定轴向方向A(平行于供参考的纵向中心线12延伸)和径向方向R，径向方向R大体上垂直于轴向方向A。涡轮发动机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。术语“下游”在本文中参考空气流动方向58使用。
所描绘的核心涡轮发动机16大体上包括外壳18，外壳18基本上是管状的并且限定环形入口20。外壳18以串行流动关系包住包括增压器或低压压缩机(LPC)22和高压压缩机(HPC)24的压缩机区段、燃烧区段26、包括高压涡轮(HPT)28和低压涡轮(LPT)30的涡轮区段、以及喷射排气喷嘴区段32。高压轴(HPS)34将HPT 28驱动地连接到HPC 24。低压轴(LPS)36将LPT 30驱动地连接到LPC 22。压缩机区段、燃烧区段26、涡轮区段和喷射排气喷嘴区段32一起限定核心空气流动路径37。
对于所描绘的实施例，风扇区段14包括具有可变螺距的风扇38，风扇38具有以间隔开的方式联接到盘42的多个风扇叶片40。如所描绘的，风扇叶片40大体上沿着径向方向R从盘42向外延伸。由于风扇叶片40可操作地联接到合适的致动构件44，致动构件44被构造成一致地共同改变风扇叶片40的螺距，因此每个风扇叶片40能够相对于盘42围绕螺距轴线P旋转。风扇叶片40、盘42和致动构件44能够通过LPS 36跨动力齿轮箱46围绕纵向中心线12(纵向轴线)一起旋转。动力齿轮箱46包括多个齿轮，用于将风扇38相对于LPS 36的旋转速度调节或控制到更有效的旋转风扇速度。
盘42由可旋转的前轮毂48覆盖，可旋转的前轮毂48具有空气动力学轮廓，以促进空气流通过多个风扇叶片40。另外，风扇区段14包括周向包围风扇38和/或核心涡轮发动机16的至少一部分的环形风扇壳体或机舱50。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可以在核心涡轮发动机16的外部分上延伸，以便在其间限定旁通空气流动通道56。
在涡轮发动机10的操作期间，一定量的空气流58在空气流动方向58上通过机舱50和/或风扇区段14的关联入口60进入涡轮发动机10。当一定量的空气穿过风扇叶片40时，如箭头62指示的第一部分空气被引导或导向到旁通空气流动通道56中，并且如箭头64指示的第二部分空气被引导或导向到核心空气流动路径37中，或更具体地，进入LPC 22。由箭头62指示的第一部分空气和由箭头64指示的第二部分空气之间的比率通常被称为旁通比。然后，由箭头64指示的第二部分空气的压力在其被导向通过HPC 24并进入燃烧区段26中时增加，其在燃烧区段26处与燃料混合并燃烧，以提供燃烧气体66。
燃烧气体66被导向通过HPT 28，来自燃烧气体66的一部分热能和/或动能在HPT28处经由联接到外壳18的HPT定子轮叶68和联接到HPS 34的HPT转子叶片70的连续级而被提取，因而使得HPS 34旋转，从而支撑HPC 24的操作。然后，燃烧气体66被导向通过LPT 30，第二部分热能和动能在LPT 30处经由联接到外壳18的LPT定子轮叶72和联接到LPS 36的LPT转子叶片74的连续级而从燃烧气体66被提取，因而使得LPS 36旋转，从而支撑LPC 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，当第一部分空气62在其从涡轮发动机10的风扇喷嘴排气区段76被排出之前被导向通过旁通空气流动通道56时，第一部分空气62的压力大幅增加，也提供了推进推力。HPT 28、LPT 30和喷射排气喷嘴区段32至少部分地限定热气体路径78，用于将燃烧气体66导向通过核心涡轮发动机16。
然而，图1中描绘的涡轮发动机10仅作为示例。在其他示例性实施例中，涡轮发动机10可以具有任何其他合适的构造。在还有的其他示例性实施例中，本公开的方面可以结合到任何其他合适的燃气涡轮发动机中。例如，在其他示例性实施例中，本公开的方面可以结合到例如涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮核心发动机、涡轮喷气发动机等中。
图2是根据本公开的实施例的图1的涡轮发动机10的燃烧区段26的示意性横截面视图。燃烧区段26大体上包括燃烧器80，燃烧器80生成排放到涡轮区段中的燃烧气体，或更具体地，排放到HPT 28中的燃烧气体。燃烧器80包括外衬里82、内衬里84和圆顶86。外衬里82、内衬里84和圆顶86一起限定燃烧室88。另外，扩散器90被定位在燃烧室88的上游。扩散器90具有外扩散器壁90A和内扩散器壁90B。内扩散器壁90B更靠近纵向中心线12。扩散器90接收来自压缩机区段的空气流，并且将压缩空气流提供给燃烧器80。在实施例中，扩散器90将压缩空气流提供给单个周向排的燃料/空气混合器92。在实施例中，燃烧器80的圆顶86被构造为单个环形圆顶，并且周向排的燃料/空气混合器92被设置在形成于圆顶86(空气供给圆顶或燃烧器圆顶)中的开口内。然而，在其他实施例中，也可以使用多个环形圆顶。通常，也可以使用其他类型的燃烧器。
在实施例中，扩散器90可用于将来自压缩机(未示出)的高速、高度压缩空气减慢到对于燃烧器80而言最佳的速度。此外，扩散器90还可以被构造成通过避免像边界层分离这样的流动效应来尽可能多地限制流动变形。与大多数其他燃气涡轮发动机部件类似，扩散器90大体上被设计成尽可能轻，以减少整个发动机的重量。
燃料喷嘴(未示出)依据燃烧器80在各种发动机操作状态下的期望性能来向燃料/空气混合器92提供燃料。在图2所示的实施例中，外罩94(例如，环形罩)和内罩96(例如，环形罩)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。外罩94和内罩96还可以将来自扩散器90的一部分空气流引导到限定在外衬里82和外壳100之间的外通道98以及限定在内衬里84和内壳104之间的内通道102。另外，内支撑锥部106进一步显示为使用多个螺栓110和螺母112连接到喷嘴支撑件108。然而，其他燃烧区段可以包括任何其他合适的结构构造。
燃烧器80还具有点火器114。点火器114被设置成点燃供应到燃烧器80的燃烧室88的燃料/空气混合物。点火器114以基本上固定的方式被附接到燃烧器80的外壳100。另外，点火器114大体上沿着轴向方向A2延伸，限定被定位成接近燃烧室88的燃烧器构件中的开口的远端116。远端116被定位成接近燃烧器80的外衬里82内到燃烧室88的开口118。
在实施例中，燃烧器80的圆顶86与外衬里82、内衬里84和燃料/空气混合器92一起形成燃烧室，并且限定旋涡流130。当空气进入燃烧室88时，空气流过燃料/空气混合器92。圆顶86和燃料/空气混合器92的作用是在空气流中生成湍流，以使空气与燃料快速混合，从而产生燃料-空气混合物。旋流器(也称为混合器)建立了局部低压区，该局部低压区迫使一些燃烧产物再循环，如图2所示，产生所需的高湍流。
图3是根据本公开的实施例的燃烧器80的区段的示意性透视图。燃烧器80被显示为具有圆柱形构造。燃烧器80包括骨架网状结构300(也称为吊架或桁架)，其上安装有内衬里84和外衬里82。骨架网状结构300整体上用作内衬里84和外衬里82的支撑结构。在实施例中，骨架网状结构300由金属制成。骨架网状结构300与内衬里84和外衬里82一起限定燃烧室88。内衬里84和外衬里82包括多个板302。多个板302包括多个内板302A，以及可选地，多个外板302B。多个内板302A被安装到并覆盖骨架网状结构300的内侧，并且外板302B被安装到并覆盖骨架网状结构300的外侧。多个内板302A暴露于燃烧室88内的热火焰。在实施例中，多个内板302A由陶瓷制成，或由涂有陶瓷涂层或热障涂层(TBC)的金属制成，以增强对相对高温的耐受性。在实施例中，多个内板302A可以由陶瓷材料、陶瓷基复合(CMC)材料或涂有CMC或TBC的金属制成。在实施例中，外板302B可以由金属或陶瓷基复合材料(CMC)制成。在实施例中，外板302B比多个内板302A薄。
骨架网状结构300与多个内板302A和多个外板302B一起可以由于环向应力的减少或消除而改进耐用性，同时为燃烧器80提供轻质的衬里构造。例如，与常规燃烧器相比，本构造提供了至少百分之二十的重量减轻。此外，本构造提供了模块化或分段式的附加益处，因此，相对容易维修或维护。实际上，如果多个内板302A或多个外板302B中的一个或多个板损坏，则仅更换损坏的一个或多个板，而不是整个内衬里84或整个外衬里82。此外，本构造使其自身相对容易检查和维修。所有这些益处都导致总成本节省。
图4是根据本公开的实施例的燃烧器80的内衬里84和外衬里82的区段的示意性透视图。如图4所示，包括多个内板302A和多个外板302B的多个板302被安装到骨架网状结构300。多个内板302A包括多个孔302C。多个外板302B包括多个孔302D。如图4所示，多个内板302A被安装在骨架网状结构300的一侧上。多个孔302C沿着多个内板302A的表面分布。多个孔302D沿着多个外板302B的表面分布。
在骨架网状结构300中设置了多个稀释孔400，多个稀释孔400被构造成允许空气穿过其中，进入燃烧室88，以进一步与燃料-空气混合物混合。骨架网状结构300包括一个或多个横梁300A、多个纵向杆300B和多个横向杆300C。多个横向杆300C和一个或多个横梁300A基本上垂直于多个纵向杆300B。多个内板302A和多个外板302B被可操作地联接或安装到多个纵向杆300B和多个横向杆300C。多个稀释孔400可以设置在骨架网状结构300的一个或多个横梁300A上。具有多个稀释孔400的一个或多个横梁300A通常被称为稀释孔结构。另外，冲击在多个内板302A上的空气可以进一步通过多个内板302A中的多个孔302C进入，以进一步冷却多个内板302A。在该示例性图示中，多个稀释孔400在骨架网状结构自身内。
图5A是根据本公开的实施例的骨架网状结构300的一个或多个横梁300A的示意性顶视图，显示了多个稀释孔400。图5B是根据本公开的另一实施例的骨架网状结构300的一个或多个横梁300A的示意性透视图，显示了多个稀释孔400和多个冷却孔401。尽管孔400和401被显示为圆柱形并且具有圆形横截面，但是孔400、401也可以具有椭圆形横截面或多边形横截面(例如，矩形、六边形等)。燃烧器80中的多个横梁300A的总面积A1是π×D1×L，其中L是横梁300A的长度，并且D1是燃烧器80在稀释孔位置(图2和图3中所示)处的内衬里84的直径。燃烧器80中的多个横梁300A的总面积A2是π×D2×L，其中L是横梁300A的长度，并且D2是燃烧器80在稀释孔位置(图2和图3中所示)处的外衬里82的直径。当内衬里84靠近外衬里82并且两者都位于距燃烧器80的中心轴线一定距离处，该距离大于使内衬里84和外衬里82分开的距离时，内衬里84的直径D1基本上等于外衬里82的直径D2。所有稀释孔400的总稀释面积等于N×π×d2/4，其中N是稀释孔的数量，d是稀释孔400的直径。面积A3等于总稀释面积(等于N×π×d2/4的稀释孔400的总面积)和冷却孔401的总面积的总和。面积A3与面积A1的比率的范围在0.1和0.95之间。类似地，面积A3与面积A2的比率的范围在0.1和0.95之间(面积A1基本上等于面积A2)。
图6是根据本公开的另一个实施例的燃烧器80的内衬里84和外衬里82的区段的示意性透视图。如图6所示，包括多个内板302A和多个外板302B的多个板302被安装到骨架网状结构300。多个内板302A包括多个孔302C。多个外板302B包括多个孔302D。如图6所示，多个内板302A被安装在骨架网状结构300的一侧上。多个孔302C沿着多个内板302A的表面分布。多个孔302D沿着多个外板302B的表面分布。骨架网状结构300具有多个纵向杆300B和多个横向杆300C。多个横向杆300C基本上垂直于多个纵向杆300B。另外，燃烧器80还包括安装到骨架网状结构300的一个或多个稀释孔板600。一个或多个稀释孔板600被安装在骨架网状结构300的纵向杆300B和多个横向杆300C上。在这个示例性图示中，多个稀释孔602在稀释孔板600内，稀释孔板600然后被安装或以其他方式联接到骨架网状结构300。各种安装构造可用于将稀释孔板600安装在骨架网状结构300的纵向杆300B和多个横向杆300C上。这些各种构造将在以下段落中详细说明。
一个或多个稀释孔板600包括多个稀释孔602，多个稀释孔602被构造成允许空气穿过其中，进入燃烧室88(图3中所示)，以进一步与燃料-空气混合物混合。具有多个稀释孔602的一个或多个稀释孔板600通常被称为稀释孔结构。另外，在实施例中，一个或多个稀释孔板600也可以具有与图5B中所示的冷却孔401类似的多个冷却孔(图6中未示出)。
图7是根据本公开的实施例的安装到骨架网状结构300的一个或多个稀释孔板600的透视图，显示了多个稀释孔602和外周冷却槽604。如图7所示，除了稀释孔602以外，外周冷却槽604还可以被设置在一个或多个稀释孔板600中。外周冷却槽604被设置在一个或多个稀释孔板600的外周处、在一个或多个稀释孔板600与多个横向杆300C中的一个横向杆和/或多个纵向杆300B中的一个纵向杆之间的接口处。尽管在图7中描绘了两个稀释孔602，但是可以提供任何数量的稀释孔。外周冷却槽604可用于冷却一个或多个稀释孔板600。因此，这些外周冷却槽604往往被称为冷却外周冷却槽。
图8A和8B是根据本公开的各种实施例的安装到骨架网状结构300的一个或多个稀释孔板600的横截面视图。如图8A所示，例如，一个或多个稀释孔板600被联接到骨架网状结构300的多个纵向杆300B。在实施例中，一个或多个稀释孔板600可以设置有多个联轴沟槽600C，并且骨架网状结构300的多个纵向杆300B可以被插入多个联轴沟槽600C中。如图8B所示，例如，一个或多个稀释孔板600被联接到骨架网状结构300的多个纵向杆300B。然而，替代地或另外，一个或多个稀释孔板600也可以被联接或安装到骨架网状结构300的多个横向杆300C。在实施例中，如图8B所示，多个内板302A可以被安装到骨架网状结构300的多个纵向杆300B，反之亦然。一个或多个稀释孔板600可以被安装到骨架网状结构300的多个纵向杆300B。一个或多个稀释孔板600可以具有一个或多个稀释孔602。一个或多个稀释孔板600可以使用各种类型的连接方法来被安装到骨架网状结构300，各种类型的连接方法包括但不限于螺栓、销、夹子、钎焊、添加剂、活塞、W密封件等。在实施例中，稀释孔板60可以使用多种连接方法中的任何方法联接到多个纵向杆300B和/或联接到横向杆300C，多种连接方法包括但不限于螺栓、销、夹子、钎焊、焊接、添加剂、弹簧夹、活塞、W密封件等。在实施例中，稀释孔板600可以在周向联轴沟槽中滑动，其中联轴沟槽可以围绕稀释孔板600的外周以支架(例如，C形支架)的形式设置。
图9A至9E是根据本公开的各种实施例的安装到骨架网状结构300的一个或多个稀释孔板600的横截面视图，显示了一个或多个稀释孔602的各种构造。图9A显示了后倾的一个或多个稀释孔602。图9B显示了前倾的一个或多个稀释孔602。图9C显示了前倾和后倾的多个稀释孔602。图9D显示了竖直渐扩的一个或多个稀释孔602。图9E显示了竖直且渐缩的一个或多个稀释孔602。上述任何一个构造都可以与其他任何一个上述构造组合使用。
图10A至图10E显示了根据本公开的各种实施例的图3、4和6中所示的骨架网状结构300的结构元件的各种几何构造。骨架网状结构300可以包括连接在一起以形成骨架网状结构300的多个结构元件306。如图10A至10E所示，多个结构元件306中的每个结构元件可以具有任何期望的几何形状，包括任何多边形形状，诸如正方形形状或矩形形状、菱形形状、三角形形状、五边形形状、六边形形状或更复杂的形状等。每个结构元件306可以具有限定中空面的多侧。
图11A至11E显示了根据本公开的各种实施例的多个内板302A和多个外板302B中的板的各种几何构造。如图9A至图9E所示，多个内板302A和多个外板302B中的每一个也可以具有与图10A至10E中所示的多个结构元件306中的每个结构元件的对应形状相匹配的几何形状。多个内板302A和多个外板302B中的每一个基本上是填充形状。填充形状设置有多个孔302C。多个内板302A中的每个内板和多个外板302B中的每个外板的填充形状(图11A至11E中所示)可以被安装到多个结构元件306的对应中空形状(图10A至10E中所示)。多个内板302A和多个外板302B可以使用各种紧固技术被安装到骨架网状结构300的多个结构元件306，类似于覆盖例如桥梁的桁架结构、建筑物、飞行器机身、火箭结构等。
图12A和12B是根据本公开的实施例的使用骨架网状结构300连同多个内板302A的燃烧器80的示意性横截面视图。在图12A中，燃烧器80的内衬里84和外衬里82由相应衬里的前段和后段组成。前段可以是具有多个内板302A和多个外板302B(空心板)的吊架类型，并且后段可以来自现有技术的在两段之间具有环形间隙的实心衬里。图12B显示了内衬里84和外衬里82均由吊架和空心板布置制成。
从以上讨论中可以理解的是，一种燃烧器包括骨架结构。所述燃烧器还包括可操作地联接到所述骨架结构以至少部分地限定燃烧室的至少一个衬里，以及安装到所述至少一个衬里的第一侧的多个第一板和安装到所述至少一个衬里的第二侧的多个第二板。所述燃烧器进一步包括至少一个稀释孔结构，所述至少一个稀释孔结构设置有所述骨架结构的一部分，并且包括至少一个稀释孔，所述至少一个稀释孔构造成允许流体穿过其中，进入所述燃烧室。
根据前述条款所述的燃烧器，所述稀释孔结构包括所述骨架网状结构的横梁，所述横梁具有所述多个稀释孔。
根据前述条款中任一项所述的燃烧器，所述骨架网状结构包括多个纵向杆和多个横向杆，并且所述多个第一板和所述多个第二板安装到所述多个纵向杆和所述多个横向杆。
根据前述条款中任一项所述的燃烧器，所述稀释孔结构包括一个或多个稀释孔板，所述一个或多个稀释孔板具有所述多个稀释孔和多个冷却孔。
根据前述条款中任一项所述的燃烧器，所述一个或多个稀释孔板安装到所述骨架网状结构。
根据前述条款中任一项所述的燃烧器，所述骨架网状结构包括多个纵向杆和多个横向杆，并且所述一个或多个稀释孔板安装到所述多个纵向杆和所述多个横向杆。
根据前述条款中任一项所述的燃烧器，所述一个或多个稀释孔板包括多个联轴沟槽，并且所述多个纵向杆、或所述多个横向杆、或两者插入所述一个或多个稀释板的所述多个联轴沟槽中。
根据前述条款中任一项所述的燃烧器，所述一个或多个稀释孔板安装到所述多个纵向杆、或所述多个横向杆、或两者。
根据前述条款中任一项所述的燃烧器，所述一个或多个稀释孔板进一步包括多个外周冷却槽，所述多个外周冷却槽设置在所述一个或多个稀释孔板的外周处、在所述一个或多个稀释孔板与所述骨架网状结构之间的接口处。
根据前述条款中任一项所述的燃烧器，所述多个稀释孔是竖直的、后倾的、或前倾的，或其任何组合。
根据前述条款中任一项所述的燃烧器，所述多个稀释孔是渐缩孔、或渐扩孔、或两者。
根据前述条款中任一项所述的燃烧器，所述多个第一板和所述多个第二板包括多个孔，以使空气穿过其中，从而冷却所述多个第一板。
根据前述条款中任一项所述的燃烧器，所述多个结构元件具有中空多边形形状，所述中空多边形形状具有限定中空面的多侧。
根据前述条款中任一项所述的燃烧器，所述多个第一板、或所述多个第二板、或两者具有与所述多个结构元件的所述中空多边形形状相匹配的填充多边形形状。
本公开的另一方面提供一种涡轮发动机，包括燃烧器。所述燃烧器包括骨架结构。所述燃烧器还包括可操作地联接到所述骨架结构以至少部分地限定燃烧室的至少一个衬里，以及安装到所述至少一个衬里的第一侧的多个第一板和安装到所述至少一个衬里的第二侧的多个第二板。所述燃烧器进一步包括至少一个稀释孔结构，所述至少一个稀释孔结构设置有所述骨架结构的一部分，并且包括至少一个稀释孔，所述至少一个稀释孔构造成允许流体穿过其中，进入所述燃烧室。
根据前述条款所述的涡轮发动机，所述稀释孔结构包括所述骨架网状结构的横梁，所述横梁具有所述多个稀释孔。
根据前述条款中任一项所述的涡轮发动机，所述骨架网状结构包括多个纵向杆和多个横向杆，并且所述多个第一板和所述多个第二板安装到所述多个纵向杆和所述多个横向杆。
根据前述条款中任一项所述的涡轮发动机，所述稀释孔结构包括一个或多个稀释板，所述一个或多个稀释板具有所述多个稀释孔和多个冷却孔。
根据前述条款中任一项所述的涡轮发动机，所述一个或多个稀释板进一步包括多个外周冷却槽，所述多个外周冷却槽设置在所述一个或多个稀释孔板的外周处、在所述一个或多个稀释孔板与所述骨架网状结构之间的接口处。
根据前述条款中任一项所述的涡轮发动机，所述一个或多个稀释板安装到所述骨架网状结构。
尽管前述描述针对本公开的优选实施例，但是其他变化和修改对于本领域技术人员将是显而易见的，并且可以在不背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与其他实施例配合使用，即使上面没有明确说明。
Claims (10)
1.一种燃烧器，其特征在于，包括：
骨架结构；
至少一个衬里，所述至少一个衬里可操作地联接到所述骨架结构，以至少部分地限定燃烧室，并且包括安装到所述至少一个衬里的第一侧的多个第一板和安装到所述至少一个衬里的第二侧的多个第二板；和
至少一个稀释孔结构，所述至少一个稀释孔结构设置有所述骨架结构的一部分，并且包括至少一个稀释孔，所述至少一个稀释孔构造成允许流体穿过其中，进入所述燃烧室。
2.根据权利要求1所述的燃烧器，其特征在于，其中所述稀释孔结构包括所述骨架网状结构的横梁，所述横梁具有所述多个稀释孔。
3.根据权利要求1所述的燃烧器，其特征在于，其中所述骨架网状结构包括多个纵向杆和多个横向杆，并且所述多个第一板和所述多个第二板安装到所述多个纵向杆和所述多个横向杆。
4.根据权利要求1所述的燃烧器，其特征在于，其中所述多个稀释孔是竖直的、后倾的、或前倾的，或其任何组合。
5.根据权利要求1所述的燃烧器，其特征在于，其中所述多个稀释孔是渐缩孔、或渐扩孔、或两者。
6.根据权利要求1所述的燃烧器，其特征在于，其中所述多个第一板和所述多个第二板包括多个孔，以使空气穿过其中，从而冷却所述多个第一板。
7.根据权利要求1所述的燃烧器，其特征在于，其中所述稀释孔结构包括一个或多个稀释孔板，所述一个或多个稀释孔板具有所述多个稀释孔和多个冷却孔。
8.根据权利要求7所述的燃烧器，其特征在于，其中所述一个或多个稀释孔板进一步包括多个外周冷却槽，所述多个外周冷却槽设置在所述一个或多个稀释孔板的外周处、在所述一个或多个稀释孔板与所述骨架网状结构之间的接口处。
9.根据权利要求7所述的燃烧器，其特征在于，其中所述一个或多个稀释孔板联接到所述骨架网状结构。
10.根据权利要求9所述的燃烧器，其特征在于，其中所述骨架网状结构包括多个纵向杆和多个横向杆，并且所述一个或多个稀释孔板安装到所述多个纵向杆和所述多个横向杆。
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|---|---|---|---|---|
| GB1320482A (en) | 1971-01-25 | 1973-06-13 | Secr Defence | Cooling of hot fluid ducts |
| FR2155835B1 (zh) | 1971-10-08 | 1974-05-31 | Snecma | |
| US3793827A (en) | 1972-11-02 | 1974-02-26 | Gen Electric | Stiffener for combustor liner |
| US3845620A (en) | 1973-02-12 | 1974-11-05 | Gen Electric | Cooling film promoter for combustion chambers |
| US4004056A (en) | 1975-07-24 | 1977-01-18 | General Motors Corporation | Porous laminated sheet |
| US4414816A (en) * | 1980-04-02 | 1983-11-15 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Combustor liner construction |
| US4380896A (en) | 1980-09-22 | 1983-04-26 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Annular combustor having ceramic liner |
| EP0905353B1 (de) | 1997-09-30 | 2003-01-15 | ALSTOM (Switzerland) Ltd | Prallanordnung für ein konvektives Kühl- oder Heizverfahren |
| US6155056A (en) | 1998-06-04 | 2000-12-05 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Cooling louver for annular gas turbine engine combustion chamber |
| US6427446B1 (en) | 2000-09-19 | 2002-08-06 | Power Systems Mfg., Llc | Low NOx emission combustion liner with circumferentially angled film cooling holes |
| US7152411B2 (en) | 2003-06-27 | 2006-12-26 | General Electric Company | Rabbet mounted combuster |
| US7017334B2 (en) | 2003-12-18 | 2006-03-28 | United Technologies Corporation | Compact fastening collar and stud for connecting walls of a nozzle liner and method associated therewith |
| US7338244B2 (en) | 2004-01-13 | 2008-03-04 | Siemens Power Generation, Inc. | Attachment device for turbine combustor liner |
| US7219498B2 (en) | 2004-09-10 | 2007-05-22 | Honeywell International, Inc. | Waffled impingement effusion method |
| US7237389B2 (en) | 2004-11-18 | 2007-07-03 | Siemens Power Generation, Inc. | Attachment system for ceramic combustor liner |
| US7389643B2 (en) | 2005-01-31 | 2008-06-24 | General Electric Company | Inboard radial dump venturi for combustion chamber of a gas turbine |
| GB2432902B (en) | 2005-12-03 | 2011-01-12 | Alstom Technology Ltd | Gas turbine sub-assemblies |
| FR2896031B1 (fr) | 2006-01-09 | 2008-04-18 | Snecma Sa | Dispositif d'injection multimode pour chambre de combustion, notamment d'un turboreacteur |
| US8316541B2 (en) | 2007-06-29 | 2012-11-27 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Combustor heat shield with integrated louver and method of manufacturing the same |
| US9127565B2 (en) | 2008-04-16 | 2015-09-08 | Siemens Energy, Inc. | Apparatus comprising a CMC-comprising body and compliant porous element preloaded within an outer metal shell |
| EP2233835A1 (en) | 2009-03-23 | 2010-09-29 | Siemens Aktiengesellschaft | Combustion chamber brazed with ceramic inserts |
| US8727714B2 (en) | 2011-04-27 | 2014-05-20 | Siemens Energy, Inc. | Method of forming a multi-panel outer wall of a component for use in a gas turbine engine |
| US9080770B2 (en) | 2011-06-06 | 2015-07-14 | Honeywell International Inc. | Reverse-flow annular combustor for reduced emissions |
| DE102012015449A1 (de) | 2012-08-03 | 2014-02-20 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gasturbinenbrennkammer mit Mischluftöffnungen und Luftleitelementen in modularer Bauweise |
| EP2900975A4 (en) | 2012-09-28 | 2016-05-04 | United Technologies Corp | GAS TURBINE ENGINE COMBUSTION CHAMBER SECTION |
| US9709280B2 (en) | 2012-11-05 | 2017-07-18 | United Technologies Corporation | Adjustable hanger and method for gas turbine engine exhaust liner |
| US9341377B2 (en) | 2012-12-06 | 2016-05-17 | United Technologies Corporation | Spherical collet for mounting a gas turbine engine liner |
| WO2014163669A1 (en) | 2013-03-13 | 2014-10-09 | Rolls-Royce Corporation | Combustor assembly for a gas turbine engine |
| WO2014149108A1 (en) | 2013-03-15 | 2014-09-25 | Graves Charles B | Shell and tiled liner arrangement for a combustor |
| US9360217B2 (en) | 2013-03-18 | 2016-06-07 | General Electric Company | Flow sleeve for a combustion module of a gas turbine |
| US10563865B2 (en) | 2013-07-16 | 2020-02-18 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with ceramic panel |
| US10422532B2 (en) | 2013-08-01 | 2019-09-24 | United Technologies Corporation | Attachment scheme for a ceramic bulkhead panel |
| EP3033509B1 (en) | 2013-08-15 | 2019-05-15 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine comprising a protective panel and frame therefor |
| WO2015030927A1 (en) * | 2013-08-30 | 2015-03-05 | United Technologies Corporation | Contoured dilution passages for a gas turbine engine combustor |
| WO2015039075A1 (en) * | 2013-09-16 | 2015-03-19 | United Technologies Corporation | Angled combustor liner cooling holes through transverse structure within a gas turbine engine combustor |
| WO2015050629A1 (en) | 2013-10-04 | 2015-04-09 | United Technologies Corporation | Combustor panel with multiple attachments |
| US9625156B2 (en) | 2013-10-30 | 2017-04-18 | Honeywell International Inc. | Gas turbine engines having fuel injector shrouds with interior ribs |
| US10386066B2 (en) | 2013-11-22 | 2019-08-20 | United Technologies Corpoation | Turbine engine multi-walled structure with cooling element(s) |
| US9612017B2 (en) | 2014-06-05 | 2017-04-04 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Combustor with tiled liner |
| EP2995863B1 (en) | 2014-09-09 | 2018-05-23 | United Technologies Corporation | Single-walled combustor for a gas turbine engine and method of manufacture |
| US9829199B2 (en) | 2014-10-30 | 2017-11-28 | Siemens Energy, Inc. | Flange with curved contact surface |
| US10598382B2 (en) | 2014-11-07 | 2020-03-24 | United Technologies Corporation | Impingement film-cooled floatwall with backside feature |
| EP3045680B1 (en) | 2015-01-15 | 2020-10-14 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Method and apparatus for cooling a hot gas wall |
| DE102015202570A1 (de) | 2015-02-12 | 2016-08-18 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Abdichtung eines Randspalts zwischen Effusionsschindeln einer Gasturbinenbrennkammer |
| WO2017003458A1 (en) | 2015-06-30 | 2017-01-05 | Siemens Energy, Inc. | Hybrid component comprising a metal-reinforced ceramic matrix composite material |
| US10767863B2 (en) | 2015-07-22 | 2020-09-08 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Combustor tile with monolithic inserts |
| US10107128B2 (en) | 2015-08-20 | 2018-10-23 | United Technologies Corporation | Cooling channels for gas turbine engine component |
| US20180230602A1 (en) | 2016-11-10 | 2018-08-16 | United Technologies Corporation | Coated combustor panel shell for a gas turbine engine combustor |
| US10801730B2 (en) | 2017-04-12 | 2020-10-13 | Raytheon Technologies Corporation | Combustor panel mounting systems and methods |
| US20180306113A1 (en) | 2017-04-19 | 2018-10-25 | United Technologies Corporation | Combustor liner panel end rail matching heat transfer features |
| US10473331B2 (en) | 2017-05-18 | 2019-11-12 | United Technologies Corporation | Combustor panel endrail interface |
| US11015812B2 (en) | 2018-05-07 | 2021-05-25 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Combustor bolted segmented architecture |
| US10808930B2 (en) | 2018-06-28 | 2020-10-20 | Raytheon Technologies Corporation | Combustor shell attachment |
| US10801731B2 (en) * | 2018-09-13 | 2020-10-13 | United Technologies Corporation | Attachment for high temperature CMC combustor panels |
| US11255547B2 (en) | 2018-10-15 | 2022-02-22 | Raytheon Technologies Corporation | Combustor liner attachment assembly for gas turbine engine |
| US20200348023A1 (en) | 2019-05-03 | 2020-11-05 | United Technologies Corporation | Combustor liner panel with micro-circuit core cooling |
| US11204169B2 (en) | 2019-07-19 | 2021-12-21 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Combustor of gas turbine engine and method |
| US11112114B2 (en) | 2019-07-23 | 2021-09-07 | Raytheon Technologies Corporation | Combustor panels for gas turbine engines |
| US11215367B2 (en) | 2019-10-03 | 2022-01-04 | Raytheon Technologies Corporation | Mounting a ceramic component to a non-ceramic component in a gas turbine engine |
| US11466855B2 (en) | 2020-04-17 | 2022-10-11 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Gas turbine engine combustor with ceramic matrix composite liner |
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