用于双燃料双级干式低nox燃气涡轮发动机的铸造歧管的制作方法

用于双燃料双级干式低nox燃气涡轮发动机的铸造歧管的制作方法
【专利摘要】一种用于支撑壳体（50）的铸件（52），包括：燃料歧管（56），所述燃料歧管（56）包括a级气体通路（80）和b级气体通路（82）；与所述燃料歧管（56）一体化铸造的a级和b级火箭基座（60），所述a级气体通路（80）与所述a级火箭基座流体连通并且所述b级气体通路（82）与所述b级火箭基座流体连通；和每个燃料火箭基座（60）的一个油管通道（64），每个油管通道（64）从所述燃料歧管（56）的上游端（66）跨越到各自燃料火箭基座（60）的内部（68）。每个油管通道（64）布置在所述b级气体通路（82）的内周边（102）的径向内侧。
【专利说明】用于双燃料双级干式低NOX燃气涡轮发动机的铸造歧管
[0001]本申请要求申请号61/538，385的2011年9月23日的申请日的权益，其通过引用并入本文中。
【技术领域】
[0002]本发明涉及用于干式低NOx燃气涡轮发动机的双燃料主燃烧器喷嘴，其中，燃料歧管和火箭基座被一体地形成在铸件中。
【背景技术】
[0003]干式低NOx (DLN)燃气涡轮发动机包括筒形环状燃烧室装置，其中，每个筒形燃烧室包括引燃燃烧器和周向地绕引燃燃烧器布置的若干个主预混燃烧器。对于每个筒形燃烧室，存在主燃料喷嘴和引燃喷嘴，主燃料喷嘴将一种或多种燃料供应到主预混燃烧器，引燃喷嘴将一种或多种燃料供应到引燃燃烧器。DLN发动机产生百万分之25 (25 PPM)或更少的NOx。超低NOx (ULN)发动机是一种新兴的发动机类型，其甚至产生比DLN发动机更低水平的NOx。
[0004]DLN燃气涡轮发动机是燃气涡轮发动机的演化的结果，其中通过发动机设计减少了不希望的排放物并且提高了效率，点火温度和操作压力不断提升。主燃烧器燃料喷嘴(也称为支撑壳体)布置在燃烧室的入口端处的压缩空气歧管中，在那里，压缩空气处于其最高压力和最高温度，并且压缩空气在燃烧室的入口端处正在经历流动方向的反转。已经知道操作环境的高温和高压以及腐蚀性燃料会导致主燃料喷嘴中的应力腐蚀裂纹，这导致燃料歧管的有限寿命。
[0005]在耐受相对严苛的DLN (以及超低NOx (ULN))操作环境的同时还需要主燃烧器喷嘴的燃料歧管能够接收一种或多种燃料供应并且将其分配到若干个不同的燃料火箭，其中，每个预混主燃烧器都有一个火箭。燃料火箭还可被分成多于一级。在一些实施例中，进一步使燃料歧管的设计复杂化，燃料歧管必须能够接收第二、不同的燃料并且也将第二燃料分配到每个火箭，每个火箭也可能多于一级。
[0006]通常，由于燃料歧管的复杂性，所需要的通道被机加工到燃料歧管中。为了形成复杂通道而进行铣削、钻削并且将燃料歧管部件焊接到一起，这导致应力梯级，其中，产生了尖锐的角部，或者其中，焊缝位于已完成的燃料歧管等的相对高应力的区域中。为了提供强固的燃料歧管，其足以足够长时间地抵抗应力腐蚀裂纹以提供具有可行寿命的支撑壳体，设计人员已经使用了锻造的子部件并且将它们连结到一起以形成燃料歧管。然后，燃料火箭被焊接到锻造燃料歧管。该技术提供了设计中的极大灵活性，但是其成本很高，因为锻造部件更加昂贵，而且锻造部件的机加工也很昂贵。
[0007]使得情况进一步复杂的是这样的需求:在主燃烧器燃料喷嘴上提供膨胀元件以适应内部燃料线路的相对热膨胀。例如，在双燃料主燃烧器喷嘴中，燃气可经由燃气线路的一级或多级被引导到燃料火箭的内部。燃油也可被引导通过燃料火箭并且在与喷射燃气邻近的位置从燃料火箭喷射出来。燃油管可被固定到主燃烧器喷嘴和燃料火箭喷射位置，但是燃料火箭和燃油管通常经历不同的热膨胀。以前，通过使用波纹管类型的补偿器来适应这一点，该补偿器被置于燃料火箭的基座中。然而，波纹管的薄层极其易于产生多种失效模式，包括应力腐蚀裂纹、循环疲和破裂。
[0008]为了克服前述问题并且提供具有合理使用寿命的主燃料喷嘴，设计人员持续地寻求用于燃料歧管的越来越强的材料，而这随之带来了更高的成本。因此，依然需要对现有技术作出改进。
【专利附图】

【附图说明】
[0009]在以下描述中参照【专利附图】

【附图说明】了本发明，附图示出:
图1是现有技术双燃料主燃烧器喷嘴的纵向剖面图。
[0010]图2是双燃料主燃烧器喷嘴/支撑壳体的纵向剖面图。
[0011]图3是图2的双燃料主燃烧器支撑壳体的铸造区段的纵向剖面图。
[0012]图4是图3的铸造区段的燃料歧管沿线A-A向上游看的剖面图。
[0013]图5是图3的燃料歧管的燃料歧管沿线A-A向下游看的剖面图。
[0014]图6是图3的燃料歧管的燃料歧管沿线B-B向上游看的剖面图。
[0015]图7是图3的燃料歧管的燃料歧管沿线B-B向下游看的剖面图。
[0016]图8是燃料火箭的基座和具有扩散器的燃气通道的剖面图。
【具体实施方式】
[0017]本发明人已经详细地考虑了主燃料喷嘴(也称为支撑壳体)的设计并且已经开发了一种解决方案，其推翻了至少为支撑壳体的燃料歧管部分寻求更强的材料以确保DLN主燃料燃烧器喷嘴的合理使用寿命的传统倾向。相反，发明人开发了一种DLN主燃烧器支撑壳体设计，其允许使用显著更弱的铸件用于燃料歧管部分，其中，燃料歧管和火箭基座可被铸造到一起。使用铸件是较便宜的，并且该新设计是如此有效，其已经表明能够相对于以前的锻造设计改善使用寿命多达2倍。
[0018]图1示出了现有技术的主燃烧器喷嘴10的纵向剖面图，主燃烧器喷嘴10包括燃气入口 12、锻造燃料歧管14以及若干个燃料火箭16中的两个。波纹管补偿器18适应燃料火箭16和布置在其内的油管20之间的热生长。在锻造燃料歧管14内，可存在第一级燃油通路22和第二级燃油通路24，用于将燃油输送到每个油管20。第一级燃气通路28和第二级燃气通路30可相对于主燃烧器喷嘴纵向轴线26径向向内布置。燃料火箭16经由燃料火箭16的基座处的燃料火箭焊缝32被焊接到锻造燃料歧管14。通常通过对锻造燃料歧管14的单独的子部件进行机加工来形成锻造燃料歧管14的通路，并且将它们焊接到一起以形成锻造燃料歧管14。钻削、铣削和焊接形成了尖锐的边缘，其可能难以接近并且因此某些尖锐角部难以倒圆。这些尖锐角部和由于将自部件焊接到一起而得到的焊缝形成了应力梯级。结果，锻造燃料歧管14由锻造的部件制成，以便提供足够的强度从而得到合理的使用寿命。在图1所示通路构造的情况下使用铸造燃料歧管所产生的部件将无法用在DLN发动机中，因为使用寿命将会非常短。
[0019]图2是本文公开的支撑壳体50(也称为主燃烧器喷嘴)的纵向剖面图，其包括铸造区段52和燃料火箭尖端区段54。类似于现有技术，支撑壳体50包括燃料歧管56和多个燃料火箭58，但是在该示例性实施例中，燃料火箭58由连结到一起的燃料火箭基座60和燃料火箭主体62制成。在该示例性实施例中，燃料火箭基座60与燃料歧管56 —体地铸造以形成本公开的铸造区段52。这消除了现有技术的燃料火箭焊缝32、相关联的应力以及与其相关联的缩短的使用寿命。燃料火箭基座60可被焊接到燃料火箭主体62，但是焊缝可以不在角部中，而可以是更有弹性的对接焊缝，从而将会有较小的应力集中效应，从而产生耐久得多的支撑壳体50，尽管燃料歧管56和燃料火箭基座60由单个铸造区段52制成，其弱于通常用在DLN发动机中的锻造件。
[0020]在现有技术中，燃料歧管中存在燃油通路以分配燃油，与现有技术不同，在本示例性实施例中，存在多个油管通道64，每个提供从燃料歧管56的上游端66 (其也是铸造区段52的上游端67)到各自燃料火箭58的内部68的通道。每个油管通道64内可布置有各自的油管70。每个油管70可包括热膨胀元件，例如盘卷72，其可布置在各自的燃料火箭基座60内。由于油管70基本固定在燃料歧管上游端66附近并且也固定在燃料火箭58的尖端74附近，所以油管70相对于燃料火箭58的不同热膨胀使得热膨胀元件(即，盘卷72)的存在是有必要的，以提供释放。由于油管70的制造局限，特别是盘卷72的最小直径的限制，燃料火箭基座60被制成大于现有技术火箭主体，以便适应盘卷72的直径。
[0021]类似于现有技术，在本示例性实施例中，可存在a级气体通路80和定位在a级气体通路80的相对上游的b级气体通路82。在现有技术中，燃油通路22、24相对地布置在锻造燃料歧管14的外表面附近。对于流过燃料歧管外表面的温暖压缩空气的接近有时会增大燃油在燃气通路中焦化的可能性。这进而降低了主燃烧器喷嘴的使用寿命。因此，在所示的示例性实施例中，燃油通路22、24被消除，并且被油管通道64和油管70取代，油管通道64和油管70也已被相对于主燃烧器喷嘴纵向轴线26径向向内移动，远离燃料歧管56的相对温暖的外表面84。这样，不仅燃油被布置在相比现有技术设计更加远离温暖压缩空气的距离处，而且如附图更清楚示出的，油管通道64中的大多数被布置成使得气体通路的至少一级(甚至两级)完全地围绕限定油管通道64的材料。因此，当燃油被使用时，燃气通路以及其内的任何流体(例如压缩空气等)可充当每个油管通道64的大部分(甚至全部)周围的隔离层，由此更加进一步降低焦化的任何风险。
[0022]此外，在现有技术设计中，燃油通路22、24被布置成如此接近燃料歧管外表面84，导致在容纳相对冷的燃油供应的燃油通路22、24和暴露于相对温暖的压缩空气燃料歧管外表面84之间的燃料歧管区域中的高的热梯度。该大的热梯度减少了燃料歧管的使用寿命。在本文公开的构造中，油管70已被径向向内移动，结果，在燃料歧管外表面84的区域中的热梯度较小。这些设计改变一起产生作用，以提高支撑壳体50的使用寿命。
[0023]设计改变还导致燃料在其经过支撑壳体50时所经历的压力降减小。为了控制所有燃料火箭58的公共的燃料供应线路86之间的总体压力降，可以安装调节孔口 88。除了调节压力降之外，每个燃烧室中的调节孔口 88还能够使得更好地控制筒至筒调节，以便获得优化的燃烧室系统性能。
[0024]图3是图2的铸造区段52的纵向剖面图，线A-A和B-B穿过燃料歧管56，并且沿线A-A和B-B截取了剖面，在下面描述。a级气体供给90提供了燃料供应线路86和a级气体通路80之间的流体连通。限定油管通道64的材料在a级气体通路80和b级气体通路82中也是可见的。引燃燃烧器喷嘴开口 94轴向地延伸穿过铸造区段52的中部。在所示的示例性实施例中，型芯印刷孔已经被型芯塞96填充，并且型芯塞焊缝98将型芯塞96固定就位。型芯塞焊缝98定位成使得它们不在a级气体通路80的任何角部内。
[0025]图4是图3的铸造区段52的燃料歧管56沿线A-A截取且相对于铸造区段52中的燃气流向上游看的剖面图。b级气体通路82的b级周边表面100以及油管通道64和限定油管通道64的材料92是可见的。b级气体通路82的内周边102绕主燃烧器喷嘴纵向轴线26周向地起伏，并且油管通道64在b级内周边102的径向内侧。结果，在所示的示例性实施例中，b级气体通路82提供了一空间，以将油管通道64与接触温暖且湍流的压缩空气的燃料歧管外表面84隔离。a级气体供给104还布置成比油管通道64更加径向向外，从而可有助于b级气体通路82的隔离/冷却效果。用于将支撑壳体50固定到燃气涡轮发动机的外壳的螺栓孔108也是可见的。在考虑油管通道64、a级气体供给90和铸造过程等之后，b级气体通路82可被设想为“配合”到剩余空间中。
[0026]图5是图3的铸造区段52的燃料歧管56沿线A-A截取且向下游看的剖面图。b级内周边102在该视图中也是起伏的，并且布置在油管通道64的径向外侧。a级气体供给90通向a级气体通路80，并且油管通道64继续穿过燃料歧管56。每个b级火箭通道106提供b级气体通路82和各自的b级燃料火箭58之间的流体连通。
[0027]图6是图3的铸造区段52的燃料歧管56沿线B-B截取且向上游看的剖面图。a级周边表面110限定a级气体通路80。a级外周边112 (与内周边相对)绕主燃烧器喷嘴纵向轴线26周向地起伏以适应油管通道64和限定油管通道64的材料92中的至少一些。在一些情况中，外周边在某些油管通道64的径向外侧，但是在其他油管通道的径向内侧。因此，在该示例性实施例中，油管通道64和限定油管通道64的材料92中的一些不与燃料歧管外表面84分开，从而不提供相同的隔离效果。然而，在那些情形中，b级火箭通道106可在某种程度上布置在油管通道64和燃料歧管外表面84之间，这有助于提供一些隔离效果。a级气体供给90开口到a级气体通路80，从而提供燃气供应。
[0028]图7是图3的铸造区段52的燃料歧管56沿线B-B截取且向下游看的剖面图。a级外周边在该视图中也是起伏的，并且布置在某些油管通道64的径向外侧，但是在其他油管通道64的径向内侧。b级火箭通道106继续穿过燃料歧管56并且开口到各自的b级火箭基座内部68中。每个a级火箭通道114提供a级气体通路80和各自的a级火箭基座内部68之间的流体连通。油管通道也开口到各自的燃料火箭内部68。因此，在到达a级气体通路80下游的轴向位置时，燃料歧管56已经根据需要分配了两种燃料到各级中的各自火箭，并且将容易焦化的燃油与温暖的压缩空气相隔离。
[0029]图8示出了燃料火箭58内的扩散器120的示例性实施例，扩散器120在油管通道的下游端122处，或者替代地，当使用油管时，扩散器120在油管的下游端处。该扩散器减慢了离开扩散器120的燃油射流，由此减小了盘卷72上的由于流动冲击引起的振动，并且减小了支撑壳体50内的压力降。
[0030]考虑到燃料歧管56和燃料火箭基座60是一体化铸件，应当理解的是铸造区段52中可能存在的仅有的焊缝可以处于型芯塞96用于填充铸造区段52中的型芯印刷孔的位置，其由制造时使用的型芯的一些部件形成。这些型芯塞96以及用于使其保持就位的型芯塞焊缝98可易于被设计成使得型芯塞96和型芯塞焊缝98均不布置在铸造区段52的任何角部中。因此，铸造区段52可以几乎完全没有焊缝，并且确实存在的最少量的焊缝可布置成远离相对高应力的区域。这进一步减小了使用较强锻造材料的需要。总之，该新设计将燃料歧管56和燃料火箭基座60中的应力降低如此之多，使得使用铸造区段52的支撑壳体50的使用寿命可以是使用现有技术锻造燃料歧管14的主燃烧器喷嘴10的使用寿命的两倍。
[0031]具体地，涉及材料强度的一个性质是屈服强度。对于用于燃料喷嘴的典型的不锈钢和高镍合金而言，这些合金的铸造版本所具有的屈服强度可从其锻造版本降低达30%。例如，在室温，锻造IN625具有410 Mpa的屈服强度，而铸造IN625具有300 Mpa的屈服强度。在DLN发动机中使用的可接受的材料的其他例子包括但不限于:铸造CN7M，其具有170 Mpa的屈服强度；锻造HastX具有360 Mpa的屈服强度；锻造Alloy20具有240 Mpa的屈服强度；并且锻造310和360不锈钢二者均具有200 Mpa的屈服强度。屈服强度低于200 Mpa的材料可以成功地用在DLN发动机中并且通过较便宜的铸造工艺形成。
[0032]部件寿命和操作条件的要求将会很大程度上决定需要哪种合金来满足具体的操作要求。DLN燃气涡轮发动机的典型操作条件(其被认为是相对严苛的)包括20-250摄氏度的燃料操作温度、400-500摄氏度的外壳温度、以及18-25巴的操作压力。因此，铸造的支撑壳体可长时间使用，因为其至少提供了 DLN发动机具有合理使用寿命所需的强度，并且能够比锻造支撑壳体更便宜地实现这一点。本文公开的歧管可以适合于在多种DLN和ULN(超低排放)发动机中使用，包括但不限于西门子型号SGT6-5000F、SGT6-3000E、SGT5/6-8000H。
[0033]虽然本文已经示出和描述了本发明的各种实施例，但明显的是此类实施例仅仅是通过示例的方式提供的。可在不偏离本发明的情况下作出多种变形、改变和替换。因此，所意图的是本发明仅仅由所附权利要求的精神和范围来限制。
【权利要求】
1.一种用于支撑壳体的铸件，包括: 燃料歧管，所述燃料歧管包括a级气体通路和b级气体通路； 与所述燃料歧管一体化铸造的a级和b级火箭基座，所述a级气体通路与所述a级火箭基座流体连通并且所述b级气体通路与所述b级火箭基座流体连通；和 每个火箭基座的油管通道，每个油管通道从所述燃料歧管的上游端跨越到各自火箭基座的内部，其中，每个油管通道布置在所述b级气体通路的内周边的径向内侧。
2.如权利要求1所述的铸件，其中，所述b级气体通路布置在所述a级气体通路的轴向上游。
3.如权利要求2所述的铸件，其中，所述a级气体通路的内周边布置在所述b级气体通路的内周边的径向内侧。
4.如权利要求1所述的铸件，所述油管通道包括扩散器，所述扩散器开口到各自的火箭基座。
5.如权利要求1所述的铸件，其中，至少一个油管通道布置在所述b级气体通路的内周边和所述a级气体通路的外周边之间。
6.如权利要求5所述的铸件，其中，至少一个油管通道横穿所述a级气体通路并且被所述a级气体通路完全周向地围绕。
7.如权利要求5所述的铸件，还包括分立的b级火箭通道，每一个在所述b级气体通路和各自的b级火箭之间，其中，每个b级火箭通道布置在所述a级气体通路的外周边的径向外侧。
8.—种包括如权利要求1所述的铸件的支撑壳体,包括: 燃料供应线路，所述燃料供应线路将燃料供应到所述a级气体通路和所述b级气体通路；和 调节孔口，所述调节孔口布置在所述燃料供应线路中。
9.一种包括如权利要求1所述的铸件的支撑壳体，包括每个火箭基座的热膨胀元件，每个热膨胀元件布置在各自的火箭基座中并且与行进经过各自油管通道的流体是流体连通的。
10.一种如权利要求9所述的包括铸件的支撑壳体，其中，所述热膨胀元件包括布置在每个火箭基座中的油管的盘卷。
11.一种用于DLN燃气涡轮燃烧室的燃料喷嘴的铸件，包括: 燃料歧管； 多个火箭基座，其中，所述燃料歧管和所述多个火箭基座一体化铸造到一起； 至少一个气体通路，所述至少一个气体通路与所述多个火箭基座中的至少一些经由气体通路流体连通；和 穿过所述燃料歧管的至少一个油管通道，每个开口到各自的火箭基座中； 其中，所述铸件构造成用在DLN燃气涡轮发动机中；并且 其中，所述铸件除了与型芯印刷孔中的型芯塞相关联的那些焊缝之外没有任何焊缝。
12.如权利要求11所述的铸件,包括a级气体通路、b级气体通路，其中，所述多个火箭基座包括a级火箭基座和b级火箭基座，其中，所述a级气体通路与所述a级火箭基座流体连通，并且其中，所述b级气体通路与所述b级火箭基座流体连通。
13.如权利要求12所述的铸件，其中，所述b级气体通路布置在所述a级气体通路的轴向上游，并且其中，所有的所述油管通道布置在所述b级气体通路的内周边的径向内部。
14.如权利要求13所述的铸件，其中，对于多个所述油管通道，围绕给定油管通道的材料在所述a级气体通路和所述b级气体通路二者内被各自的气体通路完全围绕。
15.如权利要求13所述的铸件，其中，所有气体通道布置成比所有油管通道更加径向向外。
16.如权利要求13所述的铸件，还包括分立的b级火箭通道，每一个在所述b级气体通路和各自的b级火箭之间。
17.—种包括如权利要求11所述的铸件的主燃烧器燃料喷嘴，包括布置在每个火箭基座中的油管的盘卷，所述油管与经过所述油管通道的燃油流体连通。
18.一种用于DLN燃气涡轮燃烧室的燃料喷嘴的铸件，包括: 燃料歧管； 多个火箭基座，其中，所述燃料歧管和所述多个火箭基座一体化铸造到一起； 其中，形成所述燃料歧 管和所述多个火箭基座的材料包括在室温低于200 Mpa的屈服强度。
19.如权利要求18所述的铸件,包括: a级气体通路,所述a级气体通路经由分立的a级火箭通道与所述多个火箭基座的a级火箭基座流体连通； b级气体通路,所述b级气体通路经由分立的b级火箭通道与所述多个火箭基座的b级火箭基座流体连通，所述b级气体通路布置在所述a级气体通路的轴向上游； a级气体供给通道，所述a级气体供给通道提供所述燃料歧管的上游端和所述a级气体通路通过所述b级气体通路之间的流体连通；和 多个油管通道，每个油管通道从所述燃料歧管的上游端通到各自的火箭基座内部， 其中，所有的所述火箭通道布置成比每个油管通道更加径向向外。
20.一种包括如权利要求19所述的铸件的主燃烧器燃料喷嘴，包括布置在每个火箭基座中的油管的盘卷，所述油管与所述油管通道中的流体是流体连通的。
【文档编号】F23R3/34GK103930724SQ201280046163
【公开日】2014年7月16日 申请日期:2012年9月20日 优先权日:2011年9月23日
【发明者】斯蒂芬·A·拉米尔, A.蒂瓦里, T.A.福克斯, J.伯顿塞洛, S.威廉斯, D.W.加兰 申请人:西门子公司