专利名称：图案冷却的燃烧器衬套的制作方法
技术领域：
本文公开的主题涉及燃气涡轮发动机，且尤其涉及用于冷却在燃气涡轮发动机的 燃烧器中使用的燃烧器衬套的系统。
背景技术：
燃气涡轮发动机通常包括具有燃烧器衬套的燃烧器，燃烧器衬套限定燃烧室。在 燃烧室内，压缩空气和燃料的混合物被燃烧，以产生热的燃烧气体。燃烧气体可流过燃烧 室，流到一个或多个涡轮级，以产生用于驱动负载和/或压缩机的功率。通常，燃烧过程由 于热的燃烧气体会加热燃烧器衬套。然而，现有的冷却系统不能在所有条件下充分地冷却 燃烧器衬套。
发明内容
下面对在范围方面与原本要求保护的发明相当的一些实施例进行了概述。这些实 施例不意图限制要求保护的发明的范围，相反，这些实施例仅意图提供本发明的可行形式 的简要概述。实际上，本发明可包括类似于或异于下面阐述的实施例的多种形式。在一个实施例中，系统包括涡轮发动机。涡轮发动机包括具有环形衬套的燃烧器。 环形衬套包括相对于沿着燃烧器的纵向轴线的燃烧的下游方向的下游端部。下游端部包括 具有相对于涡轮机燃烧衬套的纵向轴线为非线性布置的表面特征的图案表面。在另一个实施例中，系统包括涡轮机燃烧器衬套。燃烧器衬套包括相对于沿着涡 轮机燃烧器衬套的纵向轴线的燃烧的下游方向的下游端部处的图案化表面。图案化表面包 括在相对于涡轮机燃烧器衬套的纵向轴线的下游端部周围在轴向方向和周向方向两者上 的多个不连续的突起。在又一个实施例中，方法包括经由沿着通过图案化表面的流路的空气流来冷却涡 轮机燃烧器衬套，该图案化表面在涡轮机燃烧器衬套的下游端部周围在轴向方向和周向方 向两者上具有多个不连续的突起。
当参看附图阅读以下详细描述时，本发明的这些和其它特征、方面和优点将变得 更好理解，其中相同标号在附图中始终表示相同部件，其中图1是根据本技术的实施例的、具有带有用于增强冷却的图案化表面的燃烧器衬 套的涡轮机系统的简图；图2是根据本技术的实施例的、如图1所示的涡轮机系统的剖面侧视图；图3是根据本技术的实施例的、具有在下游端部处具有图案化表面的燃烧器衬套 的、如图1所示的燃烧器的剖面侧视图；图4是根据本技术的实施例的、如图3所示的燃烧器的某些构件的分解透视图；图5是根据本技术的实施例的、在如图4所示的燃烧器衬套的下游端部上的图案
3化表面的一部分的局部透视图；图6是根据本技术的实施例的、如图3所示的燃烧器衬套的下游端部的局部横截 面侧视图；图7A-7D是根据本技术的若干实施例的、在燃烧器衬套的下游端部上的图案化表 面的局部横截面侧视图；图8A-8E是根据本技术的若干实施例的、在燃烧器衬套的下游端部上的图案化表 面的局部俯视图；以及图9A和9B分别是根据本技术的另一实施例的、在燃烧器衬套的下游端部上的图 案化表面的局部俯视图和对应的剖面侧视图。部件列表10 涡轮机系统12 燃料喷嘴 14燃料供应16燃烧器17涡轮机叶片18涡轮机19压缩机叶片20排气22轴 24压缩机26进气口 28负载29扩散器30盖板31增压室32导流套管34燃 烧器衬套36环形通路38燃烧室40入口 42冲击套管44法兰46过渡件47环 形通路48空气分离单元(ASU)50内腔52下游端部54环形包壳55环形包壳的内 表面60涡轮机喷嘴62 图案化表面64空气66密封件68入口 70凹槽71边72 表面特征73冲击套管的上游端74空气75空气流(在冷却通道中)78冷却通道80 凹槽的底部表面82凹槽壁84凹槽的顶部表面85周向流路86轴向间隔88周边边 缘90封闭区域
具体实施例方式下面将对本发明的一个或多个具体实施例进行描述。为了提供这些实施例的简明 描述，可能不会在说明书中对实际实现的所有特征进行描述。应当理解，在例如在任何工程 或设计项目中的任何这种实际实现的开发中，必须作出许多实现专属的决定来实现开发者 的具体目标，例如符合与系统有关和商业有关的限制，其可根据不同的实现而改变。此外， 应当理解，这种开发工作可能是复杂和耗时的，尽管如此对具有本公开的益处的普通技术 人员来说，这种开发工作也是设计、生产和制造的例行任务。当介绍本发明的各实施例的元件时，冠词“ 一个”、“ 一种”、“该，，和“所述”意图的
意思是存在一个或多个元件。用语“包括”、“包含”和“具有”意图为包括性的，且其意思是 可有除了列出的元件之外的另外的元件。操作参数和/或环境条件的任何实例不排除所公 开的实施例的其它参数/条件。另外，应当理解，对本发明的“一个实施例”或“实施例”的 引用不应解释为排除也结合了所述特征的另外的实施例的存在。在继续之前，首先将定义在本公开中始终广泛使用的若干术语，以便更好地理解 要求保护的主题。如本文所用，当结合燃烧器衬套进行论述时，术语“上游”和“下游”应理 解为分别是指相对于燃料喷嘴的燃烧器衬套的近端和燃烧器衬套的远端。也就是说，除非 另外指出，大体相对于燃烧器衬套内部的燃烧气体的流动来使用术语“上游”和“下游”。例 如，“下游”方向指的是燃料-空气混合物燃烧且从燃料喷嘴流向涡轮机的方向，而“上游”方 向指的是与如以上定义的下游方向相反的方向。另外，术语“下游端部”、“联接部”等应理解 为指的是燃烧器衬套最后面的(最下游)部分。如在下面进一步论述的，在一些实施例中， 燃烧器衬套的下游端部的轴向长度可为燃烧器衬套的总轴向长度的多至百分之二十。在一 些实施例中，下游端部(或联接部分)也可理解为衬套的一部分，其构造成大体以套管式、同心或同轴交迭的环形关系联接到燃烧器的下游过渡件上。另外，当术语“衬套”单独出现 时，应当理解，该术语与“燃烧器衬套”大体同义。记住以上定义的术语，本公开涉及能够在涡轮发动机操作期间提供更加有效率的 冷却的燃烧器衬套。在一个实施例中，衬套具有下游端部，该下游端部包括其上形成有多个 表面特征的图案化表面。表面特征可包括成各种构造和形状的多个不连续的突起和/或凹 部。在一个实施例中，不连续的突起和/或凹部可相对于衬套的纵向轴线在衬套的下游端 部周围沿轴向方向和周向方向两者而形成。可使用任何适当的技术来形成不连续的突起和 /或凹部，该技术包括但不限于，磨削、铸造、模制和激光蚀刻/切害U。在一个实施例中，表面 特征可相对于沿着衬套的纵向流路限定非线性流路。
在操作中，具有径向延伸的多个开口的环形包壳可构造成大体在下游端部周围联 接到衬套上。包壳的内表面和下游端部上的表面特征共同形成冷却通道，冷却通道可通过 多个入口接收空气流。空气流可为供应到燃烧器以燃烧燃料的压缩空气的一部分。当空气 流过冷却通道且接触表面特征时，通过强制空气对流而将热传递离开燃烧器衬套，尤其是 衬套的下游端部。这样，本发明的实施例就可提供增强的热传递，从而以降低的总体压降改 进冷却中的均勻性(例如较低的热梯度)。有利的是，这可改进涡轮机总体性能，并且增加 燃烧器和/或燃烧器衬套的寿命。现在参看附图，首先参看图1，其示出了涡轮机系统10的实施例的简图。将在下 面详细论述，公开的涡轮机系统10可采用具有形成在下游端部周围以提供衬套的改进的 和更加均勻的冷却的多个表面特征的燃烧器衬套。涡轮机系统10可使用液体燃料或气体 燃料，例如天然气和/或富氢合成气体，以使涡轮机系统10运行。如所描绘，多个燃料喷嘴 12吸入燃料供应14，使燃料与空气混合，并且将空气-燃料混合物分配到燃烧器16中。空 气-燃料混合物在燃烧器16内的室中燃烧，从而产生热的加压排气。燃烧器16朝排气出 口 20将排气引导通过涡轮机18。当排气穿过涡轮机18时，气体强制一个或多个涡轮机叶 片使轴22沿着系统10的轴线旋转。如图所示，轴22连接到涡轮机系统10的各种构件上， 包括压缩机24。压缩机24还包括可联接到轴22上的叶片。因此，压缩机24内的叶片会在 轴22旋转时旋转，从而通过压缩机24压缩来自进气口 26的空气，并且将空气压缩到燃料 喷嘴12和/或燃烧器16中。轴22还可连接到负载28上，负载28可为运载工具或固定的 负载，例如动力装置中的发电机或航空器上的推进器。如将理解的，负载28可包括能够由 涡轮机系统10的旋转输出供以动力的任何适当的装置。图2示出了在图1中示意性地描绘的涡轮机系统10的实施例的剖面侧视图。涡 轮机系统10包括位于一个或多个燃烧器16内部的一个或多个燃料喷嘴12。燃烧器16可 包括设置在一个或多个相应的导流套管内的一个或多个燃烧器衬套。如上所述，燃烧器衬 套(或衬套)在衬套的下游端部周围可包括图案化表面。图案化表面可包括多个表面特征。 在一些实施例中，表面特征可包括在下游端部周围相对于衬套的纵向轴线轴向和周向布置 的多个不连续的突起和/或凹部。在操作中，空气通过进气口 26进入涡轮机系统10，且可在压缩机24中被加压。然 后压缩空气可与气体混合，以在燃烧器16内燃烧。例如，燃料喷嘴12可以以对最优燃烧、 排放、燃料消耗和动力输出适当的比率将燃料-空气混合物喷射到燃烧器16中。燃烧会产 生热的加压排气，然后热的加压排气驱动涡轮机18内的一个或多个叶片17，以使轴22旋转，并且从而驱动压缩机24和负载28。涡轮机叶片17的旋转使轴22旋转，从而使压缩机 22内的叶片19收回且加压由进气口 26接收到的空气。如将在下面进一步详细论述，衬套 的下游端部上的表面特征可与在衬套的下游端部周围配合(设置)的环形包壳的内表面一 起形成冷却通道。冷却通道可通过进气口 26接收供应到燃烧器16的空气的一部分。在一 个实施例中，冷却通道可接收从压缩机24供应到燃烧器16的总空气的约2%。当压缩机供 应的空气的一部分(其相对于燃烧器16内的燃烧气体大体基本上较冷)流过冷却通道且 接触表面特征时，发生热传递，在热传递中热从燃烧器衬套移除。作为示例，这种热传递可 通过强制对流来进行。现在继续参看图3，其示出了如图2所示的燃烧器16的实施例的更加详细的剖面 侧视图。如将理解的，燃烧器16大体流体地联接到压缩机24和涡轮机18上。压缩机24可 包括以流体连通的方式彼此联接以便有利于将空气向下游输送到燃烧器16的扩散器29和 排放增压室31。在所示实施例中，燃烧器16包括联接到燃烧器16的上游头端的盖板30。 盖板30可至少部分地支承燃料喷嘴12，且提供路径，空气和燃料通过该路径被引导到燃料 喷嘴12。燃烧器16包括设置在导流套管32内的燃烧器衬套34。衬套34的内部可限定基 本圆柱形或环形的燃烧室38。如图3所示，衬套34和导流套管32的布置是大体同心的，且 可限定环形通路36。导流套管32可包括多个入口 40，入口 40为空气的至少一部分提供从 压缩机24到环形通路36的流路。换句话说，导流套管32可穿孔成具有开口的图案。在衬套34和导流套管32的下游(例如沿方向C)，可称为“冲击套管”的第二导流 套管42可联接到导流套管32上。因此，方向C可表示相对于离开衬套34内的燃料喷嘴12 的燃烧气体流的下游方向。如本文所用，当结合燃烧器衬套进行论述时，术语“上游”和“下 游”应理解为分别表示相对于燃料喷嘴的燃烧器衬套的近端和燃烧器衬套的远端。也就是 说，除非另外指出，大体相对于燃烧器衬套内部的燃烧气体的流动来使用术语“上游”和“下 游”。例如，“下游”方向指的是燃料_空气混合物燃烧且从燃料喷嘴流向涡轮机的方向，而 “上游”方向指的是与如以上定义的下游方向相反的方向。在本实施例中，导流套管32可包括构造成容纳冲击套管42的一部分的安装法兰 44。过渡件46 (可称为“过渡导管”)可设置在冲击套管42内。冲击套管42和过渡件46 的同心布置可限定环形通路47。如图所示，环形通路47流体地联接到环形通路36上。冲 击套管42可包括多个入口 48，入口 48可为空气的至少一部分提供从压缩机24到环形通路 47的流路。过渡件46的内腔50大体提供流路(如由箭头C所示)，来自燃烧室38的燃烧 气体可由该流路引导到涡轮机18。在所描绘的实施例中，过渡件46可大体在如上所述的下 游端部52 (联接部分)周围联接到衬套34的下游端(沿方向C)。环形包壳54和密封件可 设置在下游端部52和过渡件46之间。包壳54的内表面可与下游端部52的外表面一起形 成冷却通道，该外表面可包括具有多个表面特征以增强冷却的图案化表面。密封件可将包 壳54的外表面固定到过渡件46的内表面上。如上所述，在操作中，涡轮机系统10可通过进气口 26吸入空气。由轴22驱动的压 缩机24旋转，且压缩空气。压缩空气被排放到扩散器29中，如由图3所示的箭头所表明。 压缩空气的大部分经由扩散器29从压缩机24进一步排放出来，通过增压室31进入燃烧器 16中。虽然本文没有详细显示，但是压缩空气的较小部分可被输送到下游，以冷却涡轮发动机10的其它构件。增压室31内的压缩空气的一部分可经由入口 48进入环形通路47。然 后环形通路47中的空气朝环形通路36向上游(例如沿燃料喷嘴12的方向)输送，从而使 得空气在衬套34的下游端部52上流过。此空气流的一部分被引导到由包壳54和下游端 部52形成的冷却通道中，以便有利冷却燃烧器衬套34。在一个实施例中，包壳54上的多 个入口可提供通往冷却通道的流路。没有被排放到冷却通道中的那部分空气流继续朝盖板 30和燃料喷嘴12向上游流到环形通路36中。因此，环形通路36可接收来自环形通路47 和入口 40的空气。然后流到环形通路36中的空气朝燃料喷嘴12向上游输送，其中空气与 燃料混合，且在燃烧室38内被点燃。所得燃烧气体被从室38输送到过渡件腔50中，且通 过涡轮机喷嘴60到达涡轮机18。图4是意图提供对衬套 34、包壳54和过渡件46之间的关系的较好理解的分解透 视图。当沿着纵向轴线A测量时，衬套34可具有长度Li。在所示实施例中，衬套34的上游 端的半径Rl可大于衬套34的下游端的半径R2。但是在其它实施例中，半径Rl和R2可为 相等的，或者半径R2可大于半径R1。衬套34包括下游端部52。如上所述，下游端部52是 具有轴向长度L2的衬套的一部分，当从衬套34的下游(最后面)端测量时，轴向长度L2小 于衬套34的总长度Li。在一个实施例中，下游端部52的长度L2可为衬套的总长度Ll的 约10% -20%。但是，应当理解，在其它实施例中，取决于实现具体目标，长度L2可大于Ll 的20%或者小于Ll的10%。例如，在其它实施例中，下游端部52的轴向长度L2可至少是 小于总长度 Ll 的 5%,10%,15%,20%,25%,30%^； 35%。包壳54构造成以套管式、同轴或同心交迭的关系大体在下游端部52周围与衬套 34配合。包壳54的内表面55和下游端部52的图案化外表面62可形成环形冷却通道。如 图所示，包壳54可包括大体在包壳54的上游端附近的多个入口 68。在所示实施例中，入口 68描绘为周向(相对于轴线A)设置在包壳54的上游端周围且还径向地延伸的多个开口。 由入口 68限定的开口可包括例如孔、槽口或孔和槽口的组合。入口 68提供通往冷却通道 的流路。如将在下面进一步详细论述的，相对于燃烧室38内的燃烧气体的温度基本较冷的 压缩空气在图案化表面62上流过，且接触可包括多个不连续的突起(和/或凹部)的表面 特征，以这种方式，压缩空气增强传递离开衬套34的热，以冷却衬套34。过渡件46大体在 下游端部52和包壳54周围联接到衬套34上。密封环66可设置在包壳54和过渡件46之 间，以有利于联接。图5是如图4所示的、在由弓形线5-5限定的圆形区域内的衬套34的下游端部52 上的图案化表面62的一个实施例的局部透视图。如上所述，图案化表面62可包括多个表 面特征72。在所示实施例中，表面特征72可为相对于衬套34的纵向轴线A轴向和周向布 置的多个不连续的基本菱形的突起。菱形突起可由构造成在下游端部52的长度L2上成交 叉式图案的多个凹槽70限定，从而使得菱形突起为凹槽70之间的凸起部分。例如，凹槽70 可以相对于轴线A以非平行方式或相对于轴线A以平行方式交叉。但是，所示凹槽70不平 行于轴线A，从而是横穿轴线A的。如本文所用，术语“凹槽”应理解为是指衬套34的下游端部52的外表面的一部分， 其凹陷或被移除以便限定不连续的突起的表面特征72。如将理解的，凹槽70可以以任何 适当的方式形成，包括磨削、铸造、模制和激光蚀刻/切割。在本实施例中，凹槽70限定了 相对于衬套34的纵向轴线A非线性的流路。在其它实施例中，凹槽可限定相对于纵向轴线A的线性流路。另外，将理解的是，凹槽70可构造成限定具有不同几何形状的突起，如在下 面另外的图中所显示的。在一个实施例中，凹槽70相对于表面特征72可至少具有小于约 1、2、3、4或5毫米的深度。在另外的实施例中，凹槽70可具有大于5毫米的深度。另外， 在一个实施例中，凹槽70的宽度可至少为小于约1、2、3、4、5、6、7、8、9或10毫米。在另一 个实施例中，凹槽70的宽度可具有约2至8毫米的范围。更进一步地，在又一个实施例中， 凹槽70可具有大于10毫米的宽度。另外，突起的表面特征72可形成为具有各种长度和宽 度。例如，在一个实施例中，当表面特征72基本为菱形时，如图5所示，各个边71可至少为 小于约5、6、7、8、9、10、11、12或13毫米。在另外的实施例中，边71也可小于5毫米或大于 13毫米。现在参看图6，其示出了由图3中的弓形线6-6限定的圆形区内的燃烧器16的局 部横截面侧视图。特别地，图6更加详细地显示了流入由包壳54和衬套34的下游端部52 形成的冷却通道78中的空气流。由压缩机24排放的压缩空气可通过入口 48接收在环形 通路47 (由冲击套管42和过渡件46限定)中。在本实施例中，入口 48是圆形的孔，尽管 在其它实现中，入口 48可为槽口，或者其它几何结构的孔和槽口的组合。当环形通路47内 的空气64被输送到上游时，空气64的大部分被排放到环形通路36 (由导流套管32和衬套 34限定)中。如上所述，导流套管32可包括下游端65处的安装法兰44，安装法兰44构造 成容纳从冲击套管42的上游端73径向向外延伸的部件76，从而联接导流套管32和冲击套 管42。除了接收来自环形通路47的空气流64之外，环形通路36还经由入口 40接收来自 增压室31的压缩空气的一部分74。换句话说，环形通路36内的空气流可包括从环形通路 47排放的空气64和流过入口 40的空气74。另外，应当理解，像冲击套管42上的入口 48 一样，入口 40也可包括孔、槽口或各种形状的孔和槽口的组合。虽然流过环形通路47的空气的大部分被排放到环形通路36中，但是在本文中由 参考标号75所示的空气流的一部分可经由由包壳54上的多个入口 68提供的流路F引导 到冷却通道78中。流路F可限定流过通道78内的表面特征72的空气流。如图所示，流路 F与通过环形通路36和47流路是相反的。换句话说，流路F被向下游引导且离开(与上 游相反且朝向)端盖30和燃料喷嘴12。在一个实施例中，引导到冷却通道78中的空气75 可至少表示小于供应到燃烧器16的总压缩空气的约1%、2%、3%、4%、5%、6%、7%、8%、 9%或10%。在其它实施例中，引导到冷却通道78中的空气75可大于供应到燃烧器16的 总压缩空气的约10%。进入冷却通道78的空气75沿着流路F流动且接触衬套34的下游 端部52上的多个表面特征72。如上所述，表面特征72可限定为凹槽70之间的多个不连续 的突起。另外，如将理解的，冷却通道78内的空气流相对于燃烧室38内的燃烧气体的温度 大体基本较冷。因此，当通道78内的空气75沿流路F流动且接触表面特征72时，热可传 递离开燃烧器衬套34。作为示例，冷却衬套34时采用的机制可为由于冷却空气75和表面 特征72之间的接触引起的强制对流热传递。流路F可沿着冷却通道78的长度(基本上是 长度L2)继续，其中冷却空气在下游端(未显示)离开冷却通道78，从而被排放到过渡件腔 50中，从而冷却空气75被朝通过过渡件腔50向下游(远离燃料喷嘴12)流动的燃烧气体 引导。如上所述，可通过在衬套34的下游端部52上形成多个凹槽70来限定表面特征 72。也就是，表面特征72自大体在凹槽70之间的衬套34的下游端部52的外表面突起。现在继续参看图7A-7D，显示了若干实施例，其中凹槽70形成为具有不同形状。特别地，这些 图更加详细地示出了在由图6中的弓形线7-7限定的圆形区域内的衬套34的下游端部52 上的凹槽70和表面特征72。首先参看图7A，凹槽70可形成为使得各个凹槽70的底部表面80具有基本平坦的 表面，并且使得各个凹槽的壁82邻接底部表面80，以形成相对于底部表面80的基本直角 (90度)。壁82同时充当各个表面特征72的侧壁，且基本是直的，从而使得各个表面特征 72的表面84是基本平坦的。在图7B所示的备选实施例中，各个凹槽70可具有基本平坦的底部表面80，从而与 各个壁82形成基本直角。在此实施例中，壁82的上部是圆的。因此，各个表面特征72可 形成为圆的顶部表面84。在又一个实施例中，如图7C所示，各个凹槽70具有基本平坦的底 部表面80。在此构造中，各个壁82可相对于底部表面80形成大于90度的角(例如发散 的)。也就是说，从底部表面80测量的凹槽70的宽度可小于在各个壁82的顶部(例如与 各个表面特征72的表面84同平面)处测量的凹槽70的宽度。最后，在图7D所示的实施 例中，各个凹槽70可形成为使得底部表面80通过圆的边缘邻接各个壁82。如将理解的，凹 槽70可以以任何适当的方式形成，包括铸造、磨削、模制和激光切割/蚀刻。如上所述，凹 槽70可通过燃烧器衬套34的下游端部52上的图案化表面限定流路F。由凹槽70限定的 流路F相对于衬套34的轴向流路(例如沿着纵向轴线A)可为线性或非线性的。虽然上述实施例可具有带有从下游端部52的表面突起的多个菱形表面特征72的 图案化表面62，但是其它实施例中的表面特征72可形成为各种构造和形状。现在参看图 8A-8E，示出了显示成各种备选的形状构造的、充当对流热传递部件的表面特征72的不同 实施例的俯视图。如图8A所示，表面特征72可形成为从衬套34的下游端部52的表面突 起的大体长方形或正方形翅片。在此实施例中，凹槽70形成为使得流路F相对于沿着衬套 34的轴向流路是线性的(例如相对于纵向轴线A成轴向)。换句话说，表面特征72沿着轴 线A彼此轴向连续地成直线。在图8B中，显示了类似于图8A的实施例的实施例，只是翅片 表面特征72布置成使得流路F在相对于纵向轴线A的轴向方向上是非线性的。也就是说， 表面特征彼此交错或沿着轴线A彼此交迭。另外，在此实施例中，周向流路85 (相对于F垂 直)线性地通过翅片表面特征72。但是，应当理解，在另外的实施例中，轴向流路(F)和周 向流路85均可为非线性的。图8C示出了图案化表面的另一个实施例，其中表面特征72形成为从衬套34的下 游端部52的表面突起的圆柱形部件。在此实施例中，凹槽70是下游端部52的在各个圆柱 形部件72之间的非凸起的部分。图8D显示了又一个实施例，其中表面特征72为大体V字 形。在该实施例中，V字形表面特征72布置成限定相对于纵向轴线A的线性流路F，虽然在 其它实施例中，可以以交错或交迭关系布置V字形表面特征72，使得流路F相对于纵向轴 线A是非线性的。同样在该实施例中，V字形表面特征72显示为指向燃烧器衬套34的下 游端。其它实施例可使用指向相反的方向(例如指向衬套34的上游端)的V字形表面特 征72。在另一个实施例中，V字形表面特征72可为不连续和交错的，如图8E所示。不连续 的V字形的各个部分72A和72B可相对于纵向轴线A轴向隔开在图中由参考标号86所指 的距离。继续至图9A，其示出了图案化表面62的另一个实施例，其中表面特征72形成为从衬套34的下游端部52的外表面延伸的多个圆环形突起。如将理解的，环形表面特征72可 布置成使得通过图案化表面62的流路F相对于轴线A是线性或非线性的。各个环形表面 特征72由在环内建立封闭区域90的凸起的周边边缘88限定。换句话说，环形表面特征72 是限定圆柱形封闭区域90的空心环形结构。图9B示出了沿线9B-9B截取的环形突起的横 截面图，如图9A所示。如图所示，限定封闭区域90的周边边缘88的横截面可为基本正方 形，其限定在圆柱形封闭区域90周围360度的空心环形结构。但是，在其它实施例中，应当 理解，周边边缘88可具有备选的横截面形状。例如，周边边缘88可具有大体梯形的横截面 形状。相对于作为实例在上面显示的实施例，应当理解，可能存在本文中未确切描述过 的本冷却技术的各种额外实施例。例如，在一些实施例中，表面特征72的高度可为一致的， 或者可在燃烧器衬套34的下游端部52上变化。在其它实施例中，在下游端部52上的表面 图案62可包括各种不同的表面特征，例如以上所论述的表面特征形状的组合。在又一个实 施例中，表面图案62可包括形状一致但大小不同的表面特征72。另外，应当理解，目前公 开的冷却技术可结合其它冷却技术一起使用，以有利于冷却燃烧器衬套34。例如，在一些 实施例中，图案化表面62可覆盖燃烧器衬套34的整个外表面，而非只是覆盖下游端部52。 同样，图案化表面可设置在衬套34上，过渡件46上或设置在这两者上。本书面描述使用实例来公开包括最佳模式的本发明，且还使本领域技术人员能够 实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统，以及执行任何结合的方法。本发明的可授予 专利的范围由权利要求书限定，且可包括本领域技术人员想到的其它实例。如果这种其它 实例具有不异于权利要求书的字面语言的结构元素，或者如果这种其它实例包括具有与权 利要求书的字面语言无实质性差异的等效结构元素，则这种其它实例处于权利要求书的范 围之内。
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权利要求
一种系统，包括涡轮机燃烧器衬套(34)，所述涡轮机燃烧器衬套(34)包括在相对于沿着所述涡轮机燃烧器衬套(34)的纵向轴线的燃烧的下游方向的下游端部(52)处的图案化表面(62)，其中，所述图案化表面(62)包括在相对于所述纵向轴线的所述下游端部(52)周围的在轴向方向和周向方向两者上的多个不连续的突起(72)。
2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述不连续的突起(72)相对于所述纵向 轴线以非线性方式布置。
3.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述不连续的突起(72)的几何结构包括 菱形、翅片、圆柱形、环形、V字形或不连续的V字形中的至少一个或者它们的组合。
4.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述下游端部(52)的轴向长度小于或等 于所述涡轮机燃烧器衬套(34)的总轴向长度的约20%。
5.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述系统包括设置在所述涡轮机燃烧器 衬套(34)周围的第一导流套管(32)，其中，所述第一导流套管(32)的第一内部环形表面和 所述涡轮机燃烧器衬套(34)的外部环形表面限定第一环形流通路(36)。
6.根据权利要求5所述的系统，其特征在于，所述系统包括在所述图案化表面(62)周 围且在所述涡轮机燃烧器衬套(34)的下游联接到所述涡轮机燃烧器衬套(34)上的环形过 渡件(46)。
7.根据权利要求6所述的系统，其特征在于，所述系统包括在所述下游端部(52)周围 设置在所述环形过渡件(46)和所述涡轮机燃烧器衬套(34)之间的环形包壳(54)，其中，所 述涡轮机燃烧器衬套(34)的所述下游端部(52)上的所述图案化表面(62)和所述环形包 壳(54)的内表面限定环形冷却通道(78)。
8.根据权利要求6所述的系统，其特征在于，所述系统包括设置在所述环形过渡件 (46)周围的第二导流套管(42)，其中，所述第二导流套管(42)的第二内部环形表面和所述 环形过渡件(46)的外表面限定第二环形流通路(47)，其中，所述第二环形流通路(47)联接 到所述第一环形流通路(36)上。
9.一种方法，包括通过沿着通过图案化表面(62)的流路的空气流来冷却涡轮机燃烧器衬套(34)，所述 图案化表面(62)在所述涡轮机燃烧器衬套(34)的下游端部(52)周围在轴向方向和周向 方向两者上具有多个不连续的突起(72)。
10.根据权利要求9所述的方法，其特征在于，所述流路相对于沿着所述涡轮机燃烧器 衬套(34)的纵向流路是非线性的。
全文摘要
本发明涉及图案冷却的燃烧器衬套。在一个实施例中，一种系统包括涡轮机燃烧器衬套(34)。燃烧器衬套(34)包括在相对于沿着涡轮机燃烧器衬套(34)的纵向轴线的燃烧的下游方向的下游端部(52)处的图案化表面(62)。图案化表面(62)包括在相对于涡轮机燃烧器衬套(34)的纵向轴线的下游端部(52)周围在轴向方向和周向方向两者上的多个不连续的突起(72)。
文档编号F23D14/78GK101865466SQ20101014314
公开日2010年10月20日 申请日期2010年3月4日 优先权日2009年3月4日
发明者R·J·基拉, S·-Y·吴 申请人:通用电气公司