本发明的领域一般地涉及燃气涡轮发动机，并且更具体地涉及用于沿着燃烧器衬套表面重新起动冷却膜以用于冷却燃气涡轮发动机的燃烧器衬套的设备。
背景技术：
至少一些已知的燃气涡轮发动机包括串流布置(serial flow arrangement)的压缩机、燃烧器和涡轮。压缩机压缩引导到燃烧器中的空气。燃烧器点燃空气和燃料流的混合物以产生高温气体，高温气体被引导到涡轮并且离开燃气涡轮发动机以产生推力。燃烧器包括衬套以保护燃烧器免受高温气体的影响。此外，衬套周围的冷却空气膜产生一道屏障，其保护燃烧器免受高温气体的影响。燃烧器还包括多个稀释孔，这些稀释孔提供附加的空气用于燃烧。然而，从稀释孔出来的气流破坏了冷却空气膜。破坏冷却空气膜可能会缩短燃烧器的寿命。
技术实现要素：
在一方面，提供了一种燃烧器衬套。所述燃烧器衬套包括衬套部分和延伸通过所述衬套部分的多个稀释孔。每个所述稀释孔包括在第一流体通过所述燃烧器衬套流动的方向的下游边缘。所述下游边缘包括膜冷却起动装置(film cooling starter device)。所述膜冷却起动装置包括延伸通过所述衬套部分并在下游方向与所述下游边缘间隔开的多个冷却孔。所述膜冷却起动装置还包括从所述下游边缘延伸到所述燃烧区中的支撑凸缘；以及唇部，所述唇部在所述下游方向远离所述支撑凸缘延伸并与所述衬套部分的表面间隔开预定距离。
可选地，所述唇部在所述多个冷却孔上方在所述下游方向上延伸。所述多个稀释孔可选地配置成引导第二流体在基本上垂直于所述下游方向的第二方向上流动。所述多个冷却孔可选地配置成引导冷却流体在所述第二方向上流动。可选地，所述唇部配置成引导所述冷却流体在基本上与所述下游方向平行的第三方向上流动。可选地，所述唇部、所述支撑凸缘和燃烧器衬套部分限定膜起始间隙，所述膜起始间隙配置成引导所述冷却流体在所述第三方向上流动。在一些实施例中，所述第一流体的流动破坏冷却膜沿着所述衬套部分的表面的流动，所述膜冷却起动装置可选地配置成重新起动相应的稀释孔下游的冷却膜。
在另一方面，一种燃烧器，包括：燃烧器衬套，所述燃烧器衬套包括布置在稀释孔的一个或多个场中的多个稀释孔。每个稀释孔延伸通过所述燃烧器衬套，并且包括在第一流体通过所述燃烧器衬套流动的下游方向上的下游边缘。支撑凸缘从所述下游边缘延伸到所述燃烧区中；唇部在所述下游方向远离所述支撑凸缘延伸并与所述燃烧器衬套间隔开预定距离。
可选地，多个冷却孔延伸通过所述燃烧器衬套，并且位于相应稀释孔的下游，所述唇部在所述多个冷却孔上方在所述下游方向上延伸。可选地，所述冷却孔可以是非圆形冷却孔或者圆形冷却孔。同样可选地，所述稀释孔配置成引导第二流体在基本上垂直于所述下游方向的第二方向上流动。同样可选地，所述多个冷却孔配置成引导冷却流体在所述第二方向上流动。所述唇部可以配置成引导所述冷却流体在所述下游方向上流动。可选地，所述唇部、所述支撑凸缘和所述燃烧器衬套的表面限定膜起始间隙，所述膜起始间隙配置成引导所述冷却流体沿着所述燃烧器衬套的表面在所述下游方向上流动。在一些实施例中，所述第二流体的流动破坏沿着所述燃烧器衬套的表面流动的冷却膜的流动，并且可以沿着所述燃烧器衬套部分的表面在所述下游方向导引所述冷却流体，以重新起动相应的稀释孔下游的冷却膜。同样可选地，所述多个冷却孔定向成关于所述下游方向呈斜角。
在又一方面，提供一种燃气涡轮发动机。所述燃气涡轮发动机包括核心发动机，所述核心发动机包括串流布置的高压压缩机、燃烧器和高压涡轮。所述高压压缩机和所述高压涡轮围绕所述燃气涡轮发动机的旋转轴线同轴地设置。所述燃烧器包括燃烧器衬套，所述燃烧器衬套包括多个稀释孔。每个稀释孔延伸通过所述燃烧器衬套，并且包括在第一流体通过所述燃烧器流动的方向上的下游边缘。所述多个稀释孔中的至少一些稀释孔的下游边缘包括膜冷却起动装置。所述膜冷却起动装置包括从所述下游边缘延伸到所述燃烧器中的支撑凸缘；以及唇部，所述唇部在所述下游方向远离所述支撑凸缘延伸并与所述燃烧器衬套间隔开预定距离。所述膜冷却起动装置还包括延伸通过所述燃烧器衬套的多个冷却孔，所述唇部在所述多个冷却孔上方延伸。可选地，所述多个冷却孔定向成基本上与所述旋转轴线垂直，或者关于所述旋转轴线呈斜角。
附图说明
当参考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，在所有附图中相同的标号表示相同的零件，在附图中：
图1至图8示出本文所描述的方法和设备的实例实施例。
图1是飞行器的透视图。
图2是根据本发明的示范性实施例可以用于图1所示的飞行器的燃气涡轮发动机的示意性剖视图。
图3是根据本发明的示范性实施例可以用于图2所示的燃气涡轮发动机的燃烧器的示意性剖视图。
图4是根据本发明的示范性实施例可以用于图3所示的燃烧器的外衬套或内衬套的尾部的示意图。
图5是稀释孔和用于图2所示的燃气涡轮发动机的膜冷却起动装置的第一示范性实施例的示意图。
图6是稀释孔和图5所示的膜冷却起动装置的俯视图。
图7是稀释孔和用于图2所示的燃气涡轮发动机的膜冷却起动装置的第二示范性实施例的俯视图。
图8是稀释孔和用于图2所示的燃气涡轮发动机的膜冷却起动装置的第三示范性实施例的另一示意图。
尽管各种实施例的具体特征可能在某些图式中示出而未在其它图式中示出，但这仅仅是为了方便起见。可结合任何其它附图的任何特征参考和/或主张任何附图的任何特征。
除非另外指明，否则本文中所提供的附图用来说明本发明的实施例的特征。这些特征被认为适用于包括本发明的一个或多个实施例的广泛多种系统。由此，附图并非意在包括所属领域的技术人员已知的实践本文中所公开的实施例所需的所有常规特征。
具体实施方式
在以下说明书和权利要求书中，将引用若干术语，所述术语应定义为具有以下含义。
除非上下文明确地另外指明，否则单数形式“一”和“所述”包括复数指代物。
“任选”或“视需要”意指随后描述的事件或情形可能发生或可能不发生，且所述描述包括事件发生的情况和事件不发生的情况。
如本文在整个说明书和权利要求书中所使用的近似语言可应用于修饰可以许可的方式变化而不会导致其相关的基本功能改变的任何定量表示。因此，由例如“约”、“大约”和“基本上”的一个或多个术语修饰的值不限于指定的确切值。在至少一些情况下，近似语言可对应于用于测量所述值的仪器的精度。此处以及在整个说明书和权利要求书中，范围限制可以组合和/或互换；除非上下文或语言另外指示，否则此类范围确定包括其中含有的所有子范围。
以下详细描述作为实例而不是作为限制说明本发明的实施例。可以预见本发明一般应用于用于冷却飞行器发动机中的流体的系统。
本文所描述的膜冷却起动装置的实施例在燃气涡轮发动机的燃烧器中产生冷却膜。燃烧器在大致轴向方向上引导燃烧气体通过燃烧器。燃烧器包括保护燃烧器不受燃烧气体的影响并且延长燃烧器的寿命的衬套。此外，沿着衬套的表面产生保护衬套的空气膜。稀释孔在远离衬套的方向上引导另外的空气以用于燃烧。然而，从稀释孔流动的空气流破坏了沿着衬套的表面的空气膜。在一个实施例中，膜冷却起动装置位于稀释孔内，并且重新起动流动方向上稀释孔下游的空气膜。在另一实施例中，膜冷却起动装置包括位于流动方向上稀释孔下游的多个冷却孔。多个冷却孔引导空气流动到燃烧器中，以重新起动稀释孔下游的空气膜。然而，多个冷却孔引导空气在垂直于空气膜流动的方向上流动。因此，膜冷却起动装置还包括支撑凸缘和唇部。支撑凸缘位于稀释孔内，并且唇部联接到支撑凸缘。唇部在轴向方向上从支撑凸缘延伸，并且引导空气在空气膜流动的方向上流动。在来自稀释孔的气流已经破坏了空气膜之后，膜冷却起动装置重新起动稀释孔下游的空气膜。因此，膜冷却起动装置通过延长燃烧器内的衬套的寿命从而延长了燃烧器的寿命。
图1是飞行器100的透视图。在所述实例实施例中，飞行器100包括机身102，所述机身包括机头104、尾部106以及在其间延伸的中空伸长主体108。飞行器100还包括机翼110，所述机翼在侧向方向112上延伸远离机身102。机翼110包括在飞行器100正常飞行期间的运动方向116上的前向前缘114以及机翼110的相反边缘上的后向后缘118。飞行器100还包括至少一个燃气涡轮发动机120，所述至少一个燃气涡轮发动机120配置成驱动叶式可旋转构件或风扇以产生推力。燃气涡轮发动机120联接到机翼110和机身102中的至少一个。至少一个燃气涡轮发动机120连接到发动机吊架124，所述发动机吊架124可将至少一个燃气涡轮发动机120连接到飞行器100。例如，在邻近尾部106的推动器配置中，例如，发动机挂架124可以将至少一个燃气涡轮发动机120联接到机翼110和机身102中的至少一个。
图2是根据本发明的示范性实施例的燃气涡轮发送机120的示意性剖视图。在所述实例实施例中，燃气涡轮发动机120以高涵道涡扇喷气发动机(high bypass turbofan jet engine)实施。如图2中所示，燃气涡轮发动机120限定轴向方向A(平行于出于参考目的而提供的纵向轴线202而延伸)和径向方向R。一般而言，燃气涡轮发动机120包括风扇组件204和位于风扇组件204下游的核心发动机206。
在所述实例实施例中，核心发动机206包括限定环形核心发动机入口220的近似为圆柱形的内壳体208。内壳体208以串流关系包覆：压缩机区段，其包括增压器或低压(LP)压缩机222和高压(HP)压缩机224；燃烧器226；涡轮区段，其包括高压(HP)涡轮228和低压(LP)涡轮230；和喷气排气喷嘴232。高压(HP)线轴或轴234以传动方式将HP涡轮228连接到HP压缩机224。低压(LP)线轴或轴236以传动方式将LP涡轮230连接到LP压缩机222。LP压缩机222、HP压缩机224、燃烧器226、HP涡轮228、LP涡轮230和喷气排气喷嘴232一起限定核心气流路径237。
在所述实例实施例中，风扇组件204包括风扇238，在一些实施例中，风扇238具有可变桨距特征，如图2中所示。风扇238包括联接到风扇盘242的呈间隔关系的多个风扇叶片240。尽管将风扇组件204描述为包括可变桨距风扇238，但风扇组件204可包括常规的固定桨距风扇。风扇叶片240从风扇盘242径向向外延伸。每个可变桨距风扇叶片240能够围绕桨距轴线P相对于风扇盘242旋转，原因是风扇叶片240可操作地联接到合适的桨距变化机构(PCM)244，所述桨距变化机构244配置成改变风扇叶片240的桨距。在其它实施例中，PCM 244配置成联合地共同改变风扇叶片240的桨距。风扇叶片240、风扇盘242、PCM 244和LP压缩机222可通过穿过动力齿轮箱246的LP轴236围绕纵向轴线202一起旋转。
风扇盘242由可旋转的前毂248覆盖，所述前毂248成空气动力学轮廓以促进空气流通过多个风扇叶片240。此外，风扇组件204和核心发动机206的至少一部分被机舱组件249围绕。机舱组件249是附接到燃气涡轮发动机120和/或发动机吊架124的各部件或结构组成的系统，并且在燃气涡轮发动机120周围提供空气动力学表面。机舱组件249可以包括大体由涵道通道256分隔的环形风扇壳体或外机舱250以及核心发动机罩或内机舱259。核心发动机206的罩下空间263由内机舱259和内壳体208之间的体积限定。
外机舱250周向地围绕风扇238和/或核心发动机206的至少一部分。更具体地，外机舱250的下游区段254可以在内机舱259的前向部分261上方延伸，以便在其间限定涵道通道256，外机舱250提供涵道通道256的径向外壁，内机舱259提供径向内壁。在所述实例实施例中，外机舱250配置成相对于核心发动机206由多个周向间隔开的出口引导轮叶252支撑。
机舱组件249还限定风扇组件204和外机舱250的合适的入口260，限定核心气流路径237的合适的核心发动机入口220，限定涵道通道256的排气口和核心排气口257的合适的喷嘴，并且容纳或包含用于飞行器的发动机和其它部件的辅助装置，包括各种通道、线路、管道和布线。
在燃气涡轮发动机120的操作期间，大量空气258通过机舱250和/或风扇组件204的入口260进入燃气涡轮发动机120中。当大量空气258横穿风扇叶片240时，大量空气258的涵道部分262被引导或传送到涵道通道256中，且大量空气258的核发发动机部分264被引导或传送到核心气流路径237中，或更具体地说，进入LP压缩机222中。涵道部分262与核心发动机部分264之间的比率通常被称为涵道比(bypass ratio)。核心发动机部分264的压力接着在其传送通过HP压缩机224且进入燃烧器226时增大，在所述燃烧器处，所述核心发动机部分与燃料混合且燃烧以提供燃烧气体266。
燃烧气体266传送通过HP涡轮228，在所述HP涡轮处，通过联接到内壳体208的HP涡轮定子轮叶268和联接到HP轴234的HP涡轮转子叶片270的顺序级提取来自燃烧气体266的热能和/或动能的一部分，从而致使HP轴234旋转，这接着驱动HP压缩机224的旋转。燃烧气体266接着传送通过LP涡轮230，在所述LP涡轮处，通过联接到内壳体208的LP涡轮定子轮叶272和联接到LP轴236的LP涡轮转子叶片274的顺序级提取来自燃烧气体266的热能和动能的第二部分，这穿过动力齿轮箱246驱动LP轴236、LP压缩机222旋转，驱动风扇238旋转。
燃烧气体266随后传送通过核心发动机206的喷气排气喷嘴232以提供推进推力。同时，当涵道部分262在从燃气涡轮发动机120的风扇喷嘴排气口276排放之前传送通过涵道通道256时，涵道部分262的压力显著增大，从而也提供推进推力。HP涡轮228、LP涡轮230和喷气排气喷嘴232至少部分地限定热气体路径278以用于将燃烧气体266传送通过核心发动机206。
图2中仅以举例方式描绘了示范性燃气涡轮发动机120，且在其它实施例中，燃气涡轮发动机120可具有任何其它合适的配置。还应了解，在又一些其它实施例中，本发明的各方面可并入到任何其它合适的燃气涡轮发动机中。举例来说，在其它实施例中，本发明的各方面可并入到例如涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机和军事类型的发动机中。
图3是燃烧器226的示范性实施例。在所述实例实施例中，燃烧器226包括燃烧区318，燃烧区318由分别围绕发动机中心线352的环形径向外衬套320和环形径向内衬套322限定于其之间。在所述示范性实施例中，燃烧器226包括富燃燃烧器(rich burn combustor)。不过，燃烧器226附加或替代性地包括能够使燃气涡轮发动机120如本文所描述的操作的任何类型的燃烧器，包括但不限于TAPS燃烧器。外衬套320、内衬套322位于环形燃烧器壳体326的径向内部，环形燃烧器壳体326围绕外衬套320、内衬套322周向地延伸。燃烧器226还包括环形穹顶334，环形穹顶334安装在燃烧区318的上游并附接到外衬套320和内衬套322。外衬套320、内衬套322由穹顶334或穹顶支撑结构支撑在上游端，外衬套320和内衬套322的下游端由尾部外衬套支撑件321或由尾部内衬套支撑件323支撑。穹顶334限定燃烧区318的上游端336，多个燃料/空气喷射器340例如但不限于燃料喷嘴或混合器组件(只示出一个)围绕穹顶334周向地间隔。在一些实施例中，燃料/空气喷射器340以混合器组件实施，其可以包括安装在穹顶334中的主混合器394和辅助混合器396。在其它实施例中，燃料/空气喷射器340以例如富燃燃烧器中的一次和二次旋流器实施。外衬套320、内衬套322包括多个稀释孔412(图4中示出)，稀释孔412延伸通过外衬套320和内衬套322。
燃烧器226从高压压缩机排气出口369接收称作CDP空气(压缩机排出压力空气)的加压的压缩机排出空气314的环流。CDP空气314的预混部分319流入燃料/空气喷射器340中，燃料也注入到燃料/空气喷射器340中以与空气混合，形成燃料-空气混合物365，燃料-空气混合物365提供至燃烧区318用于燃烧。燃料喷射器310包括适于被固定或密封到燃烧器壳体326的喷嘴底座或凸缘330。燃料喷射器310的空心杆332与凸缘330是一体的或者固定到凸缘330(例如通过铜焊或焊接)，并且包括燃料喷嘴组件312。燃料和空气提供至燃料/空气喷射器340，使得一次燃烧区398保持在燃烧区318的中央部分中。
在所述示范性实施例中，燃料-空气混合物365是燃料和空气的富混合物。即，燃料-空气混合物365包括的燃料比空气更多。在所述示范性实施例中，燃料-空气混合物365包括的燃料与空气的比率大约为1.8。不过，燃料-空气混合物365可以包括能够使燃烧器226如本文所描述的操作的燃料和空气的任何比率。燃料/空气喷射器340使CDP空气314中的燃料雾化。燃料-空气混合物365的点燃是由点火器370完成的，产生的富燃燃烧气体364富含一氧化碳和部分氧化的碳氢化合物类型。富燃燃烧气体364在轴向方向A朝燃烧器226的尾部流动。
图3中的箭头图示压缩机排出空气在燃烧器226中的流动方向。CDP空气314的外流动部分324围绕外衬套320流动，CDP空气314的内流动部分325围绕内衬套322流动。稀释孔412(图4中示出)引导外流动部分324和内流动部分325进入到燃烧区318中。来自稀释孔412的额外的CDP空气314降低了燃烧区318内燃料与空气的比。产生的混合物燃烧产生合成燃烧气体流360，其包括含量减少的一氧化碳和部分氧化的碳氢化合物类型。合成燃烧气体360在轴向方向A朝环形的第一级涡轮喷嘴372流动并进入其中。第一级涡轮喷嘴372由包括多个径向延伸的间隔开的圆形喷嘴轮叶374的环形流动通路限定，间隔开的圆形喷嘴轮叶374使气体旋转，以致气体有角度地流动，并撞击第一涡轮的第一级涡轮叶片，例如HP涡轮228的转子叶片270(图2中示出)。
图4是根据本发明的实例实施例的外衬套320或内衬套322(图3中示出)的衬套部分400的示意图。参照图3和图4，在所述实例实施例中，衬套部分400包括在操作中暴露于燃烧区318的表面401。衬套部分400还包括沿轴向方向A的长度402和沿圆周方向405的宽度404。因为从上游端336到第一级涡轮喷嘴372衬套部分400的横截面是变化的，所以宽度404在衬套部分400的上游端406和衬套部分400的下游端408可以是不同值。在所述实例实施例中，上游端406能够联接到穹顶334或者联接到与穹顶334相联接的结构。在其它实施例中，衬套部分400能够联接到外衬套320或内衬套322的上游部分。同样，在所述实例实施例中，下游端408能够联接到外衬套320或内衬套322的下游部分，在其它实施例中，下游端408能够联接到尾部外衬套支撑件321或尾部内衬套支撑件323。衬套部分400与其它类似的衬套部分结合，形成外衬套320或内衬套322。
衬套部分400包括以多孔模式在具体的预定位置延伸通过衬套部分400的多个稀释孔412和多个冷却孔414的场410。在图4中，只示出两排场410。在所述示范性实施例中，多个冷却孔414在轴向方向A上被定位在每个稀释孔412的下游。不过，任何数目的冷却孔414可以定位在每个稀释孔412的尾部，使得燃烧器226能够如本文所描述的操作。稀释孔412和冷却孔414延伸通过衬套部分400，使得CDP空气314的外流动部分324或内流动部分325流过稀释孔412和冷却孔414。稀释孔412和冷却孔414显示为近似圆形的孔，不过，在其它实施例中，稀释孔412和冷却孔414可以是任何形状，并且可以包括形成于稀释孔412和冷却孔414的出口中的扩散器。稀释孔412和冷却孔414包括在稀释孔412和冷却孔414的尾部或下游侧的下游边缘416。在所述示范性实施例中，稀释孔412将CDP空气314的外流动部分324或内流动部分325引导到燃烧器226中，以在富燃燃烧器中提供额外的空气用于燃烧。冷却孔414将CDP空气314的外流动部分324或内流动部分325引导到燃烧器226中，以沿表面401形成冷却膜。冷却孔414的布置被配置成重新起动被稀释孔412破坏的冷却膜。冷却膜是由离开冷却孔414并被膜冷却起动装置500(例如见图5-8的膜冷却起动装置500、700和800)以相对于表面401呈预定角度导引的CDP空气314的外流动部分324或内流动部分325产生的冷却流体的层流。在一些位置，稀释孔412造成冷却膜的层流的破坏。在一些情况下，冷却膜可能被破坏，以致表面401暴露到燃烧区318的严酷环境中。为了重新起动冷却膜，冷却孔414被定位在预定位置以重新起动稀释孔412下游的冷却膜。冷却孔414定位成紧邻稀释孔412并在稀释孔412的下游。如下文更加详细地描述的，稀释孔412与冷却孔414不同地成形。例如，稀释孔412比冷却孔414大，以允许CDP空气314的外流动部分324或内流动部分325更多地流动。
图5是稀释孔412和膜冷却起动装置500的第一示范性实施例的示意图。图6是稀释孔412与膜冷却起动装置500的俯视图。膜冷却起动装置500包括支撑凸缘502和唇部504。支撑凸缘502定位在稀释孔412内，并联接到稀释孔412的边沿506。支撑凸缘502延伸经过边沿506进入燃烧区318中。唇部504联接到支撑凸缘502，并在燃烧区318内沿轴向方向A从支撑凸缘502延伸，使得唇部504与表面401间隔预定距离503。唇部504在冷却孔414上方沿轴向方向A延伸。支撑凸缘502、唇部504和衬套部分400限定在轴向方向A稀释孔412的尾部的膜起始间隙508。
操作中，第一流体的流动在下游方向510被引导通过燃烧区318或热气体路径278(图2中示出)。在所述示范性实施例中，第一流体是燃烧气体266(图2中示出)，下游方向510沿轴向方向A通过燃烧区318。第二流体的流动在第二方向512被引导通过稀释孔412。在所述示范性实施例中，第二流体是CDP空气314的外流动部分324或内流动部分325，第二方向512沿基本上垂直于下游方向510的径向方向R进入燃烧区318中。第三流体的流动在第三方向514被引导通过冷却孔414。在所述示范性实施例中，第三流体是CDP空气314的外流动部分324或内流动部分325，第三方向514沿基本上垂直于下游方向510的径向方向R进入燃烧区318中。
冷却膜516的流动在燃烧器226中基本上平行于衬套部分400形成。稀释孔412和第二流体512的流动破坏了冷却膜516。为了重新起动冷却膜516，第三流体的流动被引导进入冷却孔414和膜起始间隙508中。唇部504使第三流体在平行于下游方向510的第四方向518的流动发生转动。第四方向518基本上与表面401平行，并重新起动稀释孔412尾部的冷却膜516。
在所述示范性实施例中，七个冷却孔414沿轴向方向A定位在每个稀释孔412的后部。不过，任何数目的冷却孔414可定位在每个稀释孔412的后部，使得燃烧器226能够如本文所描述的操作。冷却孔414包括圆形形状，并通过衬套部分400垂直地延伸。
图7是稀释孔412和膜冷却起动装置(称作膜冷却起动装置700)的另一实施例的俯视图。膜冷却起动装置700包括多个冷却孔714，除此之外，膜冷却起动装置700与膜冷却起动装置500相同。冷却孔714包括矩形形状，以限定通过衬套部分400垂直延伸的槽。在所述示范性实施例中，三个冷却孔714沿轴向方向A被定位在每个稀释孔412后部。不过，任何数目的冷却孔714可以定位在每个稀释孔412后部，使得燃烧器226能够如本文所描述的操作。
图8是稀释孔412与膜冷却起动装置(称作膜冷却起动装置800)的另一实施例的示意图。膜冷却起动装置800包括多个冷却孔814，除此之外，膜冷却起动装置800与膜冷却起动装置500相同。冷却孔814包括圆形形状，并通过衬套部分400以斜角延伸，使得第三流体在第三方向802被引导通过冷却孔814。在所述示范性实施例中，第三流体是CDP空气314的外流动部分324或内流动部分325，第三方向以相对于径向方向R和下游方向510呈斜角进入燃烧区318中。呈斜角的冷却孔814为膜冷却起动装置800的拐角提供另外的碰撞后侧冷却。同样，呈斜角的冷却孔814在周向上使空气更快速地膨胀，这有利于降低被吸收到唇部流动路径中的热气体。
上面描述的膜冷却起动装置的实施例提供用于重新起动燃烧器内的冷却膜的有效的方法。膜冷却起动装置位于稀释孔内，并且重新起动稀释孔下游的冷却膜。膜冷却起动装置包括位于稀释孔下游的多个冷却孔。冷却孔引导空气流动到燃烧器中，以重新起动稀释孔下游的空气膜。膜冷却起动装置包括唇部，所述唇部导引来自冷却孔的空气与膜冷却流平行地流动，在稀释孔已经破坏空气膜之后，重新起动稀释孔下游的空气膜。因此，膜冷却起动装置通过延长燃烧器内的衬套的寿命从而延长了燃烧器的寿命。
以上详细描述了膜冷却起动装置的示范性实施例。膜冷却起动装置和操作此类系统和装置的方法不限于本文所描述的具体实施例，相反，系统的部件和/或方法的步骤可相对于本文所描述的其它部件和/或步骤独立地和单独地使用。举例来说，方法还可结合需要冷却膜的其它系统使用，且不限于仅使用如本文中所描述的系统和方法来实践。实际上，示范性实施例可结合当前配置成收纳和接纳冷却膜的许多其它机械应用来实施和利用。
上面详细地描述了用于起动冷却空气膜的实例方法和设备。所图示的设备不限于本文中所描述的特定实施例，但实际上设备的部件可独立地且与本文中所描述的其它部件分开利用。每个系统部件也可以与其它系统部件结合使用。
本书面描述用实例来描述包括最佳模式的本发明，且还使所属领域的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进行任何所并入的方法。本发明的可专利范围由权利要求书所限定，且可包括所属领域的技术人员想到的其它实例。如果此类其它实例具有并非不同于权利要求书的字面语言的结构要素，或如果它们包括与权利要求书的字面语言无实质差异的等效结构要素，那么它们既定在权利要求书的范围内。