[发明专利]用于燃气涡轮发动机的冷却式燃烧器

说明书

一种用于燃气涡轮发动机(10)的燃烧器(30)包括衬套(76)，衬套(76)具有前开口(140)和后开口(142)。偏转件(122)封闭前开口(140)且后开口(142)与在燃烧器(30)下游的涡轮区段(32)流体连通。配置在偏转件(122)中的圆顶(92)提供待点燃以驱动涡轮区段(32)的燃料/空气混合物。间隙(174)可配置在偏转件(122)与衬套(76)之间，具有配置在偏转件(122)中的膜孔(160)以用于对间隙(174)提供冷却空气流，来用于冷却在间隙(174)下游的燃烧衬套(76)。

背景技术

燃气涡轮发动机是从穿过发动机行进到多个旋转涡轮叶片上的燃烧气体流提取能量的旋转发动机。燃气涡轮发动机已被用于陆上和海上机动及功率生成，但最常用于航空应用，诸如用于飞机，包括直升机。在飞机中，燃气涡轮发动机用于飞机的推进。在陆地应用中，涡轮发动机通常用于功率生成。

用于飞机的燃气涡轮发动机被设计成在高温下操作，以使发动机效率最大化，因此某些发动机构件(诸如高压涡轮和低压涡轮)的冷却可为有益的。通常，冷却是通过将较冷的空气从高压和/或低压压缩机输送到需要冷却的发动机构件而实现的。高压涡轮中的温度大约为1000℃到2000℃，且来自压缩机的冷却空气大约为500℃到700℃。虽然压缩机空气是高温的，但其相对于涡轮空气较冷，且可用于冷却涡轮。

现代燃烧器具有衬套以限定在涡轮上游的用于焚烧燃料的燃烧室。衬套可被利用来自凸块(nugget)孔冷却和或膜孔阵列的组合的冷却空气流冷却。然而，仅凭膜孔阵列不可适当地冷却衬套，且凸块冷却伴随着提高的成本且倾向于故障。

发明内容

用于冷却用于燃气涡轮发动机的燃烧器的方法包括将冲击空气流供应到燃烧器的偏转件上且在冲击到偏转件上之后，穿过燃烧器中的膜孔供应冲击空气流，以沿衬套的至少一部分限定冷却空气膜。

一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器包括：衬套，其限定前开口和后开口；偏转件，其封闭前开口；圆顶(dome)，其位于偏转件中；和膜孔，其穿过燃烧器偏转件延伸到衬套的内部。

一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器，其包括偏转件、与偏转件间隔且在与其之间限定间隙的衬套、和延伸穿过偏转件且具有通向间隙的出口的至少一个膜孔。

技术方案1. 一种冷却用于燃气涡轮发动机的燃烧器的方法，所述方法包括：

将冲击空气流供应到所述燃烧器的偏转件上；和

在冲击到所述偏转件上之后，穿过所述燃烧器中的膜孔供应所述冲击空气流，以沿衬套的至少一部分限定冷却空气膜。

技术方案2. 根据技术方案1所述的方法，其中，供应冲击空气流包括穿过与所述偏转件间隔的冲击挡板供应冷却空气。

技术方案3. 根据技术方案2所述的方法，其中，供应冲击空气流包括从所述燃气涡轮发动机的压缩机区段供应压缩机空气。

技术方案4. 根据技术方案2所述的方法，其中，穿过所述膜孔供应冲击空气流包括穿过透过所述偏转件和衬套中的至少一者的膜孔供应冲击空气流。

技术方案5. 根据技术方案4所述的方法，其中，所述膜孔透过所述偏转件和衬套二者。

技术方案6. 根据技术方案1所述的方法，其中，所述冷却空气膜沿所述衬套的内部流动。

技术方案7. 一种用于燃气涡轮发动机的燃烧器，其包括：

衬套，其限定前开口和后开口；

偏转件，其封闭所述前开口；

圆顶，其位于所述偏转件中；和

膜孔，其穿过所述燃烧器从所述偏转件延伸到所述衬套的内部。

技术方案8. 根据技术方案7所述的燃烧器，其中，所述膜孔延伸穿过所述偏转件和所述衬套中的至少一者。