用于燃气涡轮发动机增大器的闭合驻涡腔引燃器的制作方法

本发明针对具有推力增大器(thrustaugmentor)的飞行器发动机涡轮发动机，并且更具体地涉及具有闭合的驻涡腔(trappedvortexcavity)的增大器或补燃器。

背景技术：

高性能军用飞行器通常包括具有推力增大器或补燃器的涡扇燃气涡轮发动机，以在期望时提供附加推力，诸如在过渡至超音速飞行时。涡扇发动机包括以下游串流连通的多级风扇、多级压缩机、燃烧器、对压缩机供能的高压涡轮，以及对风扇供能的低压涡轮。旁通导管包绕和允许风扇空气的一部分绕过多级压缩机、燃烧器、高压涡轮和低压涡轮。

在操作期间，空气继而经由风扇和压缩机压缩，且在燃烧器中与燃料混合。燃料在燃烧器中点燃，生成热高能燃烧气体，其向下游流过涡轮级。涡轮级从这些燃烧气体获得能量。流出涡轮级的热核气体然后排放到包括增大器或补燃器硬件的发动机的排气区段中。穿过排气区段的气体从发动机经由可变面积的排气喷嘴排放，气体提供驱动飞行器的推力。

补燃器位于涡轮发动机的排气区段中。排气区段包括排气壳，以及外接燃烧区的排气衬套。燃料喷射器(诸如喷嘴架)和稳焰器安装在涡轮区段的末级与排气喷嘴之间。这些喷射器将附加燃料加入排气喷嘴，其在点燃时，提供使飞行器加速的增大的推力。使用此燃料喷射的推力增大或再热称为湿操作，而干操作是指在补燃器或增大器是未主动地操作的时的未增大的飞行。

环形旁通导管从风扇延伸至至少增大器，使风扇空气的一部分围绕核心发动机旁通至补燃器。旁通空气与来自增大器喷嘴架的核心气体和燃料混合，点燃，且在经由排气喷嘴排放之前燃烧。旁通空气也部分地用于冷却各种发动机构件，诸如排气衬套。

各种类型的稳焰器是已知的，且提供其它高速核心气体的区域中的局部低速循环和其后的停滞区域，以用于在再热操作期间维持和稳定燃烧。由于核心气体是核心发动机的燃烧产物，故它们最初很热，且在再热操作期间与旁通空气和附加燃料焚烧时进一步加热。增大器目前用于暂时地最大化推力，且趋于为全流，即，在燃烧过程中消耗所有可用的氧，产生高的增大比率，例如，大约70%的比率。

在紧接稳焰器下游的区域中，气流部分地再循环，且气流的速度小于火焰传播的速率。在这些区域中，将存在可在新燃料经过时点燃其的稳定火焰。令人遗憾的是，气流中的稳焰器本身会引起流动损失和降低的发动机效率。若干现代燃气涡轮发动机和设计包括沿径向延伸的喷嘴架和稳焰器，以试图改善火焰稳定性和减少流动损失。美国专利号5,396,763和5,813,221中公开了与径向稳焰器整体结合的径向喷嘴架。设置在具有整体结合的径向喷嘴架的径向稳焰器之间的径向喷嘴架已并入gef414和gef110-132的飞行器燃气涡轮发动机中。该布置提供了燃料的附加分散来用于更高效的燃烧，以及具有整体结合的径向喷嘴架的径向稳焰器的卸载加燃烧，使得它们不会吹熄和/或具有过量加燃料引起的不稳定燃烧。

由于燃料通常在稳焰器上游喷射，故燃料的非期望自动点燃和在稳焰器上游可能发生的燃烧引起稳焰器受害，这也显著地缩短稳焰器的寿命。由于v型槽稳焰器悬置在核心气体内，故它们更难有效冷却，且通常，经历温度的周向变化，这相应地影响热应力，缩短其使用寿命。v型槽稳焰器具有有限的稳焰能力，且其空气动力性能和特征不利地影响发动机的尺寸性能和推力能力。这部分地归因于在较宽范围的飞行速度和马赫数下燃烧区具有足够的长度来允许由喷嘴架添加的燃料在穿过喷嘴排放之前基本完全燃烧。

已经发展出了稳焰器设计的最近的进步，诸如2011年9月6日公告的，转让给本发明的受让人且通过引用以其整体并入本文中的美国专利号8,011,188中公开的驻涡腔引燃器(pilot)。在该设计中，用于增大器的燃料的点燃由形成在燃烧衬套的环带中的点火系统来提供。环带是围绕排气延伸360°的燃烧衬套中形成腔的沉孔，具有前壁和后壁。腔还包括定位在燃烧器衬套的径向外侧的外腔壁。当腔是燃烧衬套中的沉孔时，没有与排出气流形成边界的壁。如本文中所使用的，用语前和后用于描述特征相对于发动机的位置，前是指更多朝发动机前部定位的特征，后是指朝发动机排气定位的特征，而径向定位参照发动机的中心线来描述。点火系统包括冷却孔和燃料喷射器管，其定位成将空气和燃料喷射到腔中来形成空气/燃料混合物。该空气/燃料混合物由围绕腔可操作地定位的点火器点燃。冷却孔的具体设计确定在由点火器点燃时形成引燃火焰的腔内的涡流的形状。该引燃火焰然后用于在发动机经历湿操作时(即，需要增大时)点燃排气中的空气和燃料。腔内产生的开放的驻涡与核心流直接连通。

虽有上述现有技术，但仍需要的是带有具有比用于点燃补燃器或增大器的之前的火焰稳定设备更好的性能特征的火焰稳定设备的增大器。

技术实现要素：

该需要由使用闭合驻涡引燃器结构的增大器来解决。

根据本文所述的技术的一个方面，一种闭合驻涡设备包括：具有结构壁的管状结构，结构壁在管状结构内形成腔，结构壁具有形成腔与核心流通路之间边界的下边界壁；经过结构壁的至少一个驱动孔(driverhole)；与腔连通的点火源；与腔连通的燃料源；以及多个火焰管，其在预选位置处延伸穿过管状结构的下边界壁以便提供腔与核心流通路之间的连通。

根据本文所述的技术的另一个方面，一种燃气涡轮发动机排气设备包括：排气壳；在排气壳径向内侧间隔开的燃烧衬套；通过在径向内侧由燃烧衬套的第一面且在径向外侧由排气壳形成的边界限定的冷却导管；由燃烧衬套的第二面限定的核心导管；以及增大器设备，其包括：沿径向延伸到核心导管中的径向喷嘴架，喷嘴架包括与燃料源连通的燃料管，喷嘴架构造成将燃料引入核心导管中、设置在冷却导管内的闭合驻涡设备，闭合驻涡设备包括：具有结构壁的管状结构，结构壁在管状结构内形成腔，结构壁具有形成腔与核心导管之间的边界的下边界壁、经过结构壁的至少一个驱动孔、与腔连通的点火源；与腔连通的燃料源；以及多个火焰管，其在提供腔与核心导管之间的连通的预选位置处延伸穿过管状结构的下边界壁；其中增大器设备的闭合驻涡腔设备位于燃烧器衬套的径向外侧。

根据本文所述的技术的另一个方面，一种提供用于燃气涡轮发动机增大器的引燃的方法，包括：使含有氧的核心流经过核心导管；将燃料引入核心流中来限定可燃混合物；在核心导管外的位置处以闭合驻涡燃烧图案保持引燃火焰；在围绕核心导管的外周的一个或更多个离散位置处使引燃火焰从闭合驻涡连通至核心流，以便点燃可燃混合物。

实施方案1.一种闭合驻涡设备(500)，包括：

具有结构壁的管状结构(502)，所述结构壁在所述管状结构(502)内形成腔(551)，所述结构壁具有形成所述腔(551)与核心流通路之间的边界的下边界壁；

经过所述结构壁的至少一个驱动孔(530)；

与所述腔(551)连通的点火源(98)；

与所述腔(551)连通的燃料源(103)；以及

多个火焰管(523)，其在预选位置处延伸穿过所述管状结构(502)的所述下边界壁，以便提供所述腔(551)与所述核心流通路之间的连通。

实施方案2.根据实施方案1所述的设备，其特征在于，还包括形成在所述结构壁中的多个冷却孔(540)，所述冷却孔(540)与所述结构壁的表面成锐角来经过所述结构壁。

实施方案3.根据实施方案1所述的设备，其特征在于，所述点火源(98)包括穿过所述结构壁延伸到所述腔(551)中的点火器(98)。

实施方案4.根据实施方案1所述的设备，其特征在于，所述燃料源(103)包括穿过所述结构壁延伸到所述腔(551)中的喷嘴架(103)。

实施方案5.根据实施方案1所述的设备，其特征在于，所述管状结构(502)至少部分地围绕所述核心流动通路延伸。

实施方案6.根据实施方案1所述的设备，其特征在于，所述管状结构(502)围绕所述核心流动通路延伸360°。

实施方案7.根据实施方案1所述的设备，其特征在于，所述火焰管(523)构造成长形槽口。

实施方案8.根据实施方案1所述的设备，其特征在于，还包括：

排气壳(16)；

在所述排气壳(16)径向内侧间隔开的燃烧衬套(40)；

通过在径向内侧由所述燃烧衬套(40)的第一面，且在径向外侧由所述排气壳(16)形成的边界限定的冷却导管(25)；

至少部分地由所述燃烧衬套(40)的第二面限定的核心导管(43)；以及

增大器设备，包括：

沿径向延伸到所述核心导管(43)中的径向喷嘴架(53)，所述喷嘴架(53)包括与燃料源连通的燃料管，所述喷嘴架(53)构造成将燃料引入所述核心导管(43)中，

实施方案1所述的闭合驻涡设备(500)，其中所述闭合驻涡设备设置在所述冷却导管(25)内。

实施方案9.根据实施方案8所述的设备，其特征在于，还包括：

在所述排气壳(16)径向内侧且在所述燃烧衬套(40)上游间隔开的扩散器衬套(15)，所述扩散器衬套(15)具有与所述燃烧衬套(40)协作来限定所述核心导管(43)的第一面，以及限定所述冷却导管(25)的一部分的相对第二面；以及

从所述扩散器衬套(15)沿径向延伸到所述核心导管(43)中的中空排气导叶(45)，其中所述排气导叶(45)与所述冷却导管(25)流体连通，且包括构造成将空气喷射到所述核心导管(43)中的喷射孔。

实施方案10.一种提供用于燃气涡轮发动机增大器的引燃的方法，包括：

使含有氧的核心流经过核心导管；

将燃料引入所述核心流中来限定可燃混合物；

在所述核心导管外的位置处以闭合驻涡燃烧图案保持引燃火焰；

在围绕所述核心导管的外周的一个或更多个离散位置处，使所述引燃火焰和热气体中的至少一者从闭合驻涡连通至所述核心流，以便点燃所述可燃混合物。

实施方案11.根据实施方案10所述的方法，其特征在于，所述驻涡燃烧图案包括单个涡流。

实施方案12.根据实施方案10所述的方法，其特征在于，所述驻涡燃烧图案包括两个或更多个涡流。

实施方案13.根据实施方案10所述的方法，其特征在于，所述燃料经由设置在径向稳焰器上游的径向喷嘴架引入所述核心流中，其中所述喷嘴架和所述稳焰器设置在所述引燃火焰的上游。

附图说明

本发明可连同附图参照以下描述来最佳地理解，在附图中：

图1为包括使用现有技术的开放驻涡引燃器设计的增大器的排气系统的截面视图；

图2为示例性闭合驻涡结构的截面视图；

图3绘出了具有增大器且使用闭合驻涡腔结构的发动机排气器的截面；

图4绘出了具有增大器且使用闭合驻涡腔结构的发动机排气器的截面，该截面穿过闭合驻涡腔结构的火焰管截取；

图5为穿过图3的闭合驻涡腔结构的管状结构的下边界壁的周向截面，示出了火焰管几何形状截面的第一实例；

图6为穿过图3的闭合驻涡腔结构的管状结构的下边界壁的周向截面，示出了火焰管几何形状截面的备选构造；

图7为穿过闭合驻涡腔结构的管状结构的下边界壁的周向截面，示出了火焰管构造的另一个备选的第三实例；以及

图8为闭合涡流结构的备选构造的截面视图，示出了驱动孔位置对涡流形状的影响。

零件列表

8中心线

12中心体

15衬套

16壳

25导管

39流

39流

39流

40衬套

43导管

44区

45导叶

50引燃器

51管

53喷嘴架

53架

69涡流

98点火器

103架

128位置

128流

130壁

134壁

142开口

148壁

151腔

204隔层

210孔

212孔

214孔

216孔

500结构

502结构

504壁

508壁

523管

525开口

530孔

540孔

551腔

569涡流

571火焰。

具体实施方式

一种用于对飞行器供能的涡扇燃气涡轮发动机包括纵向或轴向中心轴线，且具有核心发动机前方的风扇区段。核心发动机包括向下游串流连通的多级轴向压缩机、环形燃烧器和由高压传动轴连结到高压压缩机上的高压涡轮。由低压传动轴连结到风扇区段上的多级低压涡轮在核心发动机下游。核心发动机容纳在核心发动机壳内，且环形旁通导管提供围绕核心发动机外接的旁通流动路径。发动机壳外接旁通导管，其从风扇区段向下游延伸经过低压涡轮，且在排气区段附近。环形旁通导管可由形成核心流中的热气流的边界的燃烧衬套，以及位于燃烧衬套的径向外侧和发动机壳的径向内侧的排气衬套限定，排气衬套平行于燃烧衬套且从燃烧衬套沿径向向外延伸。

发动机空气穿过发动机入口进入发动机，且在其向下游流过风扇区段时首先加压，其中内部称为流过压缩机的核心发动机空气流。称为旁通空气的发动机空气的外部被指引成绕过核心发动机，且流过旁通导管。核心发动机空气通过主燃烧器燃料喷射器和燃烧器中的化油器来与燃料适当地混合。燃料/空气混合物点燃，生成热燃烧气体，其流过高压涡轮和低压涡轮。在经过涡轮之后，热燃烧器气体穿过环形核心出口排放到发动机的排气区段来作为进入核心流流动路径中的核心气体，核心流流动路径为在涡轮下游和后方延伸的排气流动通路的上游路径，穿过在发动机中的涡轮后方和下游的扩散器。核心流流动路径位于燃烧衬套内的旁通导管的径向内侧。

扩散器包括由环形径向外扩散器衬套外接的扩散器导管，且用于在核心气体进入发动机的增大器或补燃器区段时减小核心气体的速度。发动机的增大器或补燃器区段沿径向位于燃烧器衬套内，且在扩散器下游。发动机的中心轴线也是围绕发动机中心轴线沿径向设置的发动机的增大器或补燃器区段的中心轴线。从核心出口向后延伸且部分地延伸到增大器区段的会聚中心体沿径向向内界定扩散器导管。扩散器在燃烧器衬套的前端上游或前方沿轴向间隔开。排气流动路径中的增大器区段的燃烧区由燃烧衬套包绕，且位于旁通导管地径向内侧和增大器区段的下游和后方。

排气导叶沿径向延伸跨过排气流动路径，且与冷却导管连通。排气导叶通常是中空且弯曲的。中空排气导叶设计成接收来自冷却导管的旁通空气的第一部分，且将其穿过排气导叶中的喷射孔喷射到核心流中。该空气和核心气体在增大器区段前方混合来形成排气流。排气区段包括与对应的发动机壳同轴地设置且适合地附接到其上，且包绕排气流动路径的环形排气壳。排气流在发动机操作期间经由其排放的可变面积的会聚/发散排气喷嘴安装到排气壳的后端上。

排气区段还包括与排气壳沿径向向内间隔开的燃烧衬套，如前文所述，限定了旁通或冷却空气穿过其流动的环形冷却导管。核心流内的排气燃烧区位于发动机的涡轮区段后方的燃烧衬套的径向内侧。增大器区段包括多个沿周向间隔开的径向稳焰器，其从扩散器衬套沿径向向内延伸到排气流动路径中。各个径向稳焰器包括一体的喷嘴架。径向稳焰器与径向喷嘴架沿周向整体结合，存在各个沿周向相邻的一对径向稳焰器之间的一个径向喷嘴架。

增大器区段的径向稳焰器中的各个中的一体的喷嘴架包括一个或更多个燃料管。燃料管与燃料供应流动连通连结，燃料供应有效用于将燃料导送至各个燃料管，以用于将燃料喷射到排气导叶后方或下游的核心流中，经由排气导叶，旁通空气喷射到核心流中，且在燃烧区的上游或前方喷射。各个径向稳焰器均包括包绕燃料管的稳焰器热障层。燃料管中的燃料孔可操作成经由稳焰器热障层中的热障开口喷射燃料且喷射到核心流中。具有平的外表面的大体上面向后方和下游的稳焰壁包括膜冷却孔，且位于稳焰器热障层的后端上。径向稳焰器从径向外端朝径向稳焰器的径向内端向下游扫过。稳焰壁和平外表面关于相对于发动机的中心轴线成角的壁轴线倾斜。

增大器的径向燃料喷嘴架沿周向设置在径向稳焰器之间。增大器在此示为具有各个周向相邻的一对径向稳焰器之间的一个径向喷嘴架。增大器或补燃器的其它实施例可使用较少径向喷嘴架，其中相对成对的径向稳焰器中的一些在其间没有径向喷嘴架，且相邻成对的径向稳焰器中的其它在其间具有至少一个径向喷嘴架。

各个径向喷嘴架均包括包绕一个或更多个燃料管的喷嘴架热障层。径向喷嘴架可具有一个或更多个燃料管。燃料管中的燃料孔经由喷嘴架热障层中的开口将燃料喷射到核心流中。

如上文所述，旁通空气混合到核心流中。增大器使用来自该旁通空气的氧来在燃料加入核心流时燃烧。发动机中的增大器的描述是本领域公知的，且在转让给本发明的受让人且通过引用以其整体并入本文中的2011年9月6日公告的美国专利号8,011,188中更详细描述。参考专利使用驻涡腔引燃器来点燃核心流中的燃料空气混合物。

图1为用于点着空气燃料混合物的驻涡腔引燃器的现有技术图示。在图1中，核心流39包括从环形冷却导管25加入的旁通空气。图1中还示出了延伸到核心流39中的径向喷嘴架53。燃料管51延伸到喷嘴架53中，燃料管51与未示出的燃料源流体连通。喷嘴架热障层204围绕喷嘴架53定位。当需要湿操作时，燃料经由燃料孔喷射，在位置128处改变核心流。该空气燃料混合物由停驻在驻涡腔引燃器50中的涡流69点燃。

驻涡腔引燃器50形成在燃烧器衬套40中，其具有前壁134、后壁148和外壁130，壁形成燃烧衬套40的边界的一部分，且限定围绕燃烧衬套40沿周向延伸的腔151。腔151形成围绕发动机排气器中的燃烧衬套延伸的槽。空气经由空气喷射孔210,212,214,216喷射到腔中，而燃料在湿操作期间从未示出的燃料供应喷射穿过涡流腔喷嘴架103，且与空气混合。空气/燃料混合物在湿操作期间由点火器98点燃，以产生腔中的火焰环。涡流停驻在腔151中，且在点燃时，产生围绕燃烧衬套的火环，涡流点着改变的核心流中的空气燃料混合物，以产生提供附加推力的燃烧区44。腔151包括腔开口142，其使形成腔的内部的燃烧衬套的壁暴露于核心空气流，以及可经由排气进入发动机的任何入射的辐射。另外可能清楚的是，在发动机未在湿操作中运转时，腔151不变地暴露于核心流。

本文所述的技术以常规增大器区段操作，该区段具有如上文所述的喷嘴架以及其它喷嘴架设计来点燃引入核心流39中来产生燃烧区的燃料空气混合物，导致了湿操作且按需向飞行器提供推力。图2中绘出了示出涡流569的在火焰管523的开口525处的闭合驻涡腔结构500的截面图示。闭合驻涡腔结构500包括定位在燃烧衬套40的径向外侧的管状结构502。尽管在示例性实施例中示为具有基本正方形截面，但闭合驻涡腔结构500的几何形状并不限于此，因为其例如还可具有圆形几何形状、矩形几何形状、椭圆几何形状或其它几何形状。几何形状选择最终将基于关于闭合管状结构502的制造和闭合管状结构内的涡流569的稳定性来决定。

形成闭合驻涡腔结构500的预选几何形状的管状结构502由形成预选几何形状的结构壁504来限定。其它连续的壁504中存在各种穿孔。至少一个驱动孔530穿透壁504，提供了闭合驻涡腔结构的外部与在管状结构502的内部的腔551之间的连通。在图2中，绘出了两个驱动孔530。驱动孔530确定涡流569的形状，且驱动孔530的数目、位置、尺寸和形状预先选择且变为达成具有预选形状的稳定涡流。在所示实施例中，涡流569构造为沿相反方向旋转的两个独立的涡流。

管状结构502的结构壁504包括多个冷却孔540，以提供用于闭合驻涡腔结构的外部与腔551之间的冷却空气的连通。尽管驱动孔540确定涡流结构，但加入冷却空气的冷却孔具有对涡流结构的显著效果。冷却孔尺寸和形状选择成增强涡流图案。例如，冷却孔540中的至少一些可与结构壁的表面成锐角来经过结构壁504。在图2中，驻涡569绘制为与结构壁504间隔开。该间距将是由穿过冷却孔540的冷却空气提供的膜冷却的结果。

图2也绘出了专用于闭合驻涡腔结构500的喷嘴架103的结构壁504中的穿孔。作为备选，可提供其它燃料源，诸如与结构壁504连通的简单孔口。图2也绘出了也专用于结构500的点火器98的结构壁504中的穿孔。作为备选，其它点火源可放置成与腔551连通。例如，来自引燃焚烧器(未示出)的加热气体或火焰的源可替代点火器98使用。在湿操作中，燃料由驻涡喷嘴架103计量供给到腔551中，且由点火器98点燃，以产生涡流569的形状的火焰。燃料可经由喷嘴架103中的孔口、经由燃料雾化或通过任何其它技术来计量。还示出了开口525，其穿过闭合驻涡腔结构500的下边界壁508中的火焰管523，从而提供腔551与核心流39,128之间的连通。在湿操作中，当涡流点燃时，火焰571或热气体(即，燃烧产物)的一部分延伸穿过火焰管523的开口525，允许了火焰用作引燃物来点燃改变的核心流128中的空气燃料混合物，以在湿操作期间点燃燃烧区44。穿透下边界壁508且延伸穿过衬套40来提供腔551与改变的核心流之间的连通的火焰管，以及点火器和喷嘴架沿径向定位在驻涡腔结构中，与增大器的径向喷嘴架53相对。在备选构造中，衬套40的一部分可限定下边界壁。火焰管523、驻涡腔喷嘴架103和用于闭合驻涡腔结构500中的点火器的数目是增大器的所需可操作性和性能的函数。

图3绘出了示出组装在环形冷却导管25中的燃烧器衬套40附近的驻涡腔结构500的排气系统的截面，环形冷却导管25由导管径向内侧上的扩散器衬套15和燃烧衬套40与排气壳16限定。由风扇供应的冷却空气绕过冷却导管25中的发动机核心。如图3中所示的截面中可见，驻涡腔结构50定位在环形冷却导管25内且在燃烧衬套40的径向外侧。用于结构壁504中的驱动孔530和冷却孔540两者的空气源自在环形冷却导管25中流动的冷却空气。如从图2和3中清楚那样，闭合驻涡腔结构500在燃烧衬套40后方，且仅具有穿过燃烧衬套40的连通，在燃烧衬套40处，火焰管523穿透结构壁504的下边界壁508。除火焰管穿透外，下边界壁508是连续的。

作为备选，火焰管523可为单独的结构(诸如cmc复合物)，包括但不限于ox-ox板层构造。当火焰管523构造为单独的结构时，其附接到闭合驻涡腔结构上，以便为闭合驻涡腔结构500的组成部分。

图3中也绘出了径向喷嘴架53。多个径向喷嘴架53沿径向定位在核心流内。径向喷嘴架的数目取决于发动机的尺寸和由增大器所需的性能。图3中还绘出了中心体12，其延伸跨过发动机中心线8。中心体形成用于核心流的内边界。扩散器导管15、燃烧衬套40和中心体12共同限定用于核心流39和改变的核心流128的核心导管43。

图4类似于图3，闭合驻涡腔结构500与图3中所示的相同，闭合驻涡腔结构500的细节在图2中绘出。在图4中，排气导叶45延伸到核心流39中，排气导叶45可为中空的，且设置成与来自环形冷却导管25的冷却空气流体连通。排气导管45可包括构造成用于将一部分冷却空气喷射到核心流39中的喷射孔。在湿操作中，来自径向喷嘴架中的燃料管51的燃料喷射到核心流39中，导致了改变的核心流128。来自闭合涡流腔结构500的引燃火焰经由火焰管开口525突出，以点着改变的核心流中的燃料空气混合物，从而产生燃烧区44。图4中也示出了喷嘴架热障层204。尽管热障层仅示为在喷嘴架53后方，但附加的喷嘴架热障层204可被包括在喷嘴架53前方和/或侧边。热障层不但向喷嘴架53提供热保护，而且可用作阻流体，以减慢流经核心流中的喷嘴架的气体的速度。速度的这样减小允许了由引燃火焰571点着的火焰穿过火焰管开口525突出来沿阻流体向下传播。

如将从图2-4清楚那样，除火焰管523穿透管状结构502的下边界壁508和燃烧衬套40之外，涡流569界定在管状结构502内，且不经历核心流的异常。闭合的驻涡腔结构500可通过任何方便的手段装固到燃烧衬套40上。作为优选，支承件可由火焰管提供，在该处，火焰管523穿透燃烧衬套40。作为备选，驻涡腔结构500可硬钎焊到燃烧衬套40上，或结构500可悬挂在排气壳16上。在一个实施例中，与核心流128相对的燃烧衬套40的一侧可形成管状结构502的下边界壁508。

图5-7为从穿过燃烧衬套40的环形冷却导管看的下边界壁结构508的截面视图，示出了火焰管开口525的形状。如附图中展现那样，火焰管开口525的形状和定向可变化。例如，火焰管开口525可为如图5中所见的圆形。作为另一个实例，它们可为长形槽口的形状。图6示出了实例，其中火焰管开口525具有沿轴向方向延伸的长形"跑道"形状，且图7示出了实例，其中长形跑道形状的火焰管开口525沿周向方向或切向方向延伸。火焰管开口525的尺寸必须足够大，以用于引燃火焰或热气体(即，燃烧产物)穿过其突出到核心流中，但必须另外尽可能小。

图8展示了闭合驻涡腔结构500的备选实施例。如图8中所示，闭合驻涡腔结构500的结构壁504中的驱动孔530的位置确定涡流569的形状。在不同位置处且具有不同尺寸的驱动孔530允许将涡流569定制成预选形状。在所示实例中，涡流569构造为腔内的单个大的涡流。图8中的特征在其它方面与图2中所示的那些相同。

本文所述的驻涡腔结构的优点在于其为与燃烧衬套分离的结构。驻涡腔结构可位于燃烧衬套的径向外侧。定位在增大器喷嘴架后方的仅离散的火焰管穿透燃烧器衬套，提供了核心流中的驻涡腔结构之间的连通。

相比于用于点火源(诸如开放驻涡腔)的其它引燃器，本文所述的闭合驻涡腔结构的另一个优点在于提供了更稳定的火焰，且因此由于涡流形成在闭合腔中而提供了更稳定的点火源。当涡流点燃来形成火焰时，涡流除火焰管的离散位置外与核心流隔开。涡流受保护以免受核心流中的变化引起的任何干扰。

由于驻涡腔结构定位成使得基本在冷却导管内，故除火焰管外，驻涡腔结构容易冷却，特别是在发动机在干操作中时。较冷的操作状态将导致包括驻涡腔结构的构件的较长寿命。

前文已经描述了用于燃气涡轮发动机的闭合驻涡设备以及方法。本说明书(包括任何所附权利要求、摘要和附图)中公开的所有特征和/或如此公开的任何方法或工艺的所有步骤可以以除此类特征和/或步骤中的至少一些互斥的组合外的任何组合来组合。

本说明书(包括任何所附权利要求、摘要和附图)中公开的各个特征可由用于相同、等同或类似目的的备选特征替换，除非明确另外指出。因此，除非明确另外指出，则公开的各个特征仅为普通的一系列等同或类似特征的一个实例。

本发明不限于前述(多个)实施例的细节。本发明延伸至本说明书(包括任何所附权利要求、摘要和附图)中公开的特征的新颖的一个、或任何新颖的组合，或延伸至如此公开的任何方法或工艺的步骤的任何新颖的一个或任何新颖的组合。