用于冷却燃气涡轮机燃烧器的壁的系统和方法

专利名称：用于冷却燃气涡轮机燃烧器的壁的系统和方法
技术领域：
本文公开的主题大体涉及燃气涡轮发动机，且更具体而言涉及用于冷却燃气涡轮 机燃烧器的壁的系统。
背景技术：
燃气涡轮发动机包括压缩机、燃烧器和涡轮。燃烧器构造成以便燃烧燃料和压缩 空气的混合物，以产生热的燃烧气体，燃烧气体又驱动涡轮的叶片。燃烧沿着燃烧器、涡轮 和其它构件的壁产生很大量的热。因此，燃气涡轮发动机通常包括一个或多个冷却剂流来 散热。例如，通常使用来自压缩机的空气来进行冷却以及与燃料进行燃烧。不幸的是，由于 热的燃烧气体和冷却剂流之间的温差，在某些区域中可产生高的热梯度。高的热梯度又可 导致热应力裂纹、泄漏和其它问题。除了别的之外，这些问题可不利地影响涡轮机构件的性 能、可靠性和/或寿命。

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某些实施例进行概述。这些实施 例不意图限制要求保护的发明的范围，而是相反，这些实施例仅意图提供本发明的可能形 式的简要概述。实际上，本发明可包括可能类似于或异于下面所论述的实施例的各种各样 的形式。在一个实施例中，提供了一种包括涡轮发动机的系统。涡轮发动机包括具有大体 环形的过渡件的过渡区段。过渡件包括相对于该过渡件的纵向轴线沿径向延伸穿过该过渡 件的多个稀释(孔)。多个稀释孔中的各个包括在过渡件的冷侧上的进入侧开口、在过渡 件的热侧上的离开侧开口，以及施用于冷侧上且大体围绕进入侧开口的隔热涂层(TBC)区 段。在另一个实施例中，提供了 一种包括燃烧器壁的系统。燃烧器壁包括冷侧和热侧。 燃烧器壁另外还包括穿过该燃烧器壁的多个稀释孔。各个稀释孔包括在冷侧上的进入侧开 口和在热侧上的离开侧开口。各个稀释孔进一步包括在进入侧开口周围的斜面。最后，各 个稀释孔包括施用于冷侧上的不连续的隔热涂层(TBC)。在又一个实施例中，一种系统包括发动机壁。发动机壁包括冷侧和热侧。发动机 壁进一步包括一个或多个稀释孔，其中，一个或多个稀释孔中的各个包括在冷侧上的第一 开口、在热侧上的第二开口，以及施用于冷侧上且具有大体围绕第一开口的开口的隔热涂 层(TBC)区段。


当参照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，在附图中，同样的参考标号在所有图中表示同样的部件，其中图1是根据本技术的一个实施例的、包括具有带有增强的热特性的过渡件的燃烧器区段的涡轮机系统的简图；图2是根据本技术的一个实施例的、图1所示的涡轮机系统的剖面侧视图；图3是根据本技术的一个实施例的、包括具有用隔热涂层(TBC)处理过的稀释孔 的过渡件的、如图2所示的燃烧器的剖面侧视图；图4是根据本技术的一个实施例的、图3的过渡件的透视图；图5是根据本技术的一个实施例的、示出了经TBC处理的稀释孔的、在图4的弓形 线5-5内得到的过渡件的外表面的一部分的局部俯视图；图6是根据本技术的一个实施例的沿着图5的切割线6-6得到的稀释孔的截面 图；图7是根据本技术的另外的一个实施例的沿着图5的切割线6-6得到的稀释孔的 截面图；图8是根据本技术的另一个实施例的沿着图5的切割线6-6得到的稀释孔的截面 图；图9是根据本技术的又一个实施例的沿着图5的切割线6-6得到的稀释孔的截面 图；图10是根据本技术的又一个实施例的沿着图5的切割线6-6得到的稀释孔的截 面图；以及图11是显示了可施用于如图10所示由弓形线11-11限定的区域内的稀释孔的 TBC的一个实施例的局部截面图。部件列表10涡轮机系统
12燃料喷嘴
14燃料
16燃烧器
18涡轮
20排气口
22轴
24压缩机
26进气口
28负载
32叶片
34叶片
35下游方向
36扩散器
38气室
40盖板
42燃烧器衬套
44流动套管
46环形通道
4
48燃烧室50入口52下游方向54流动套管56法兰58过渡件60环形通道62入口64腔体66喷嘴70隔热涂层(TBC)稀释孔727令侧74热侧76轴向方向77周向方向78隔热涂层(TBC)79径向方向80隔热涂层(TBC)81进入侧开口82直径83离开侧开口84直径86厚度88内边缘90角91斜面92厚度94未涂覆区段96间隔距离100斜面最外边缘101TBC最外边缘102斜面最内边缘104圆形边缘
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。为了致力于提供对这些实施 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，当例如在 任何工程或设计项目中开发任何这种实际实现时，必须作出许多对实现而言专有的决定来 实现开发者的具体目标，例如符合与系统有关及与商业有关的约束，开发人员的具体目标可根据不同的实现彼此有所改变。此外，应当理解，这种开发工作可能是复杂和耗时的，但 尽管如此，对从本公开获益的普通技术人员来说，这种开发工作将是设计、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”意图表 示存在一个或多个该元件。用语“包括”、“包含”和“具有”意图为包括性的，且表示除了列 出的元件之外，可存在另外的元件。另外，运行参数和/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 参照不意图解释为排除同样结合了所叙述的特征的另外的实施例的存在。本公开涉及包括能够在涡轮发动机运行期间提供改进的热性能的过渡件的涡轮 机燃烧器。在继续之前，首先将对贯穿本公开而广泛使用的几个用语进行定义，以便提供对 要求保护的主题的更好的理解。如本文所用，用语“上游”和“下游”应理解为大体指的是相 对于燃烧器内部的燃烧气体流的方向。也就是说，除非另作说明，用语“下游”可指燃料-空 气混合物燃烧且离开燃烧器的燃料喷嘴而朝向涡轮流动所沿的方向。类似地，除非另作说 明，用语“上游”应理解为指的是与以上定义的“下游”方向相反的方向。另外，如上所述， 在燃气涡轮发动机运行期间，燃烧器衬套壁和下游过渡件壁的内表面相对于它们的相应的 外表面大体变得明显更热，因为热的燃烧气体沿着这些构件的内表面流动。如本文所用，当 关于过渡件或燃烧器衬套而使用时，用语“热侧”等应理解为指的是内表面(例如在涡轮机 运行期间被热的燃烧气体直接接触的表面)，而用语“冷侧”等应理解为指的是外表面(例 如在涡轮机运行期间不被热的燃烧气体直接接触的表面)。另外，如将在下面所论述，根据本发明的实施例，也可称为“过渡区段”或“过渡导 管”的过渡件可在该过渡件的冷侧和/或热侧上包括用隔热涂层(TBC)处理过的稀释孔，以 改进过渡件的热特性。因此，用语“TBC稀释孔”、“TBC孔”等应理解为指的是已经用TBC处 理过的稀释孔，将在下面进一步详细地描述。另外，当关于流过TBC稀释孔且流入过渡件腔 体和/或燃烧室的稀释空气流的介绍进行描述时，TBC稀释孔的冷侧开口(例如在外表面 上的开口)也可称为“进入侧”，而TBC稀释孔上的热侧开口(例如在内表面上的开口)也 可称为“离开侧”。在某些实施例中，如将在下面进一步论述，涡轮发动机的过渡件可包括多个TBC 稀释孔。TBC稀释孔可沿着过渡件周向地和/或轴向地布置，且可沿径向(相对于过渡件 的纵向轴线)延伸穿过过渡件壁，以为稀释空气提供流入过渡件腔体中的路径。在一个实 施例中，TBC稀释孔可经处理，以在过渡件的冷侧上包括大体围绕稀释孔的进入侧开口的 TBC区段。在一些实施例中，可连同施用于过渡件的热侧上的另一 TBC —起使用冷侧TBC。 在运行中，在稀释孔的进入侧开口的周围施用TBC可降低过渡件壁的热侧和冷侧之间的温 差。这样，本发明的实施例就可降低越过过渡件壁的热振荡和温度梯度，从而降低过渡件在 涡轮发动机运行期间所经历的热应力和/或张应力。例如，通过降低过渡件经历的热应力 和张应力，可显著地减少或完全避免过渡件壁(特别是稀释孔附近的区域)中的破裂和/ 或从热侧到冷侧的热气冲刷(flush)的发生。如将理解的是，除了别的之外，前述优点可提 高涡轮发动机构件的性能、可靠性和寿命。现在转到附图，且首先参照图1，示出了涡轮机系统10的一个实施例的简图。如 将在下面详细地论述，所公开的涡轮机系统10可采用具有在涡轮机运行期间提供改进的热特性的TBC稀释孔的过渡件。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)来使涡轮机系统10运转。如图所描绘，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料器16中。空气-燃料混合 物在燃料器16内的室中燃烧，从而产生热的加压排气。燃料器16朝向排气口 20引导排气 通过涡轮18。当排气穿过涡轮18时，气体强制一个或多个涡轮叶片使轴22沿着系统10的 轴线旋转。如图所示，轴22可连接到涡轮机系统10的各种构件上，包括压缩机24。压缩机 24也包括可联接到轴22上的叶片。当轴22旋转时，压缩机24内的叶片也旋转，从而压缩 来自进气口 26的空气，使其通过压缩机24并且进入燃料喷嘴12和/或燃烧器16中。轴 22也可连接到负载28上，负载28可为运载工具或固定负载，例如，诸如发电厂中的发电机 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的一个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流动套管内的一个或多个燃烧器衬套。过渡件可联接在衬 套的下游，且可提供燃烧气体可通过其流入涡轮18中的路径。如上所述，根据本发明的实 施例，过渡件可穿孔成具有多个TBC稀释孔，以便为燃烧器16提供增强的热性能。如将在 下面进一步所论述，各个TBC稀释孔可处理成在过渡件的冷侧上包括大体围绕稀释孔的进 入侧开口的TBC区段。在运行中，涡轮机系统10通过进气口 26接收空气，且可在压缩机24中对空气加 压。然后压缩空气可与燃料14混合，以在燃烧器16内进行燃烧。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来说适当的比率将燃料_空气混合物喷射到燃 烧器16中。燃烧产生热的加压排气，然后加压排气驱动涡轮18内的一个或多个叶片32，以 使轴22旋转，并且由此使压缩机24和负载28旋转。涡轮叶片32的旋转使轴22旋转，从 而使压缩机22内的叶片34吸入由进气口 26接收到的空气，且对该空气加压。现在继续到图3，示出了如图2所示的燃烧器16的一个实施例的更加详细的剖面 侧视图。燃烧器16大体流体地联接到压缩机24和涡轮18上。压缩机24可包括彼此流体 连通地联接以便有利于将空气向下游(箭头35)引导到燃烧器16的扩散器36和排放气室 38。在所示实施例中，燃烧器16包括在燃烧器16的上游头端处的盖板40。盖板40可至少 部分地支承燃料喷嘴12，且可进一步提供空气和燃料通过其被引导到燃料喷嘴12的路径。如图所示，燃烧器16包括构造成以便接收来自气室38的压缩机空气的空心环形 壁。例如，燃烧器16包括设置在流动套管44内的燃烧器衬套42。如图3所示，衬套42和 流动套管44的布置大体同心，且可限定环形通道46。在某些实施例中，流动套管44和衬 套42可限定燃烧器16的第一或上游空心环形壁。衬套42的内部可限定基本圆柱形或环 形的燃烧室48。流动套管44另外可包括多个入口 50，多个入口 50为来自压缩机24的空 气的至少一部分提供进入环形通道46中的流径。换句话说，流动套管44可穿孔成具有一 定型式(pattern)的开口，以限定穿孔的环形壁。在燃烧器衬套42和流动套管44的下游 (例如沿方向52)，第二流动套管54(也称为“冲击套管”)可联接到流动套管44上。因此， 方向52可表示相对于离开燃料喷嘴12且通过燃烧器衬套42和过渡件58的燃烧气体流的 下游方向。
如图示的实施例所示，流动套管44可包括构造成以便接收冲击套管54的一部分 的安装法兰56。过渡件58可设置在冲击套管54内，且可通过联接部件(例如法兰)、密封 部件或它们的一些组合联接到衬套42的下游端上。冲击套管54和过渡件58的同心布置 可限定环形通道60。如图所示，环形通道60流体地联接到环形通道46上。在某些实施例 中，冲击套管54和过渡件58可限定燃烧器16的第二或下游空心环形壁。冲击套管54可 包括多个入口 62 (例如穿孔的环形壁)，多个入口 62可为来自压缩机24的空气的至少一部 分提供进入环形通道60中的流径。因此，元件42、44、54和58共同限定了构造成以便有利 于空气流到燃料喷嘴12的空心环形壁(例如上游部分和下游部分)。另外，供应到燃料喷 嘴12的空气流还可针对从燃烧中产生的热对燃料器16提供一定程度的冷却。过渡件58 的内部腔体64大体提供这样的路径通过该路径，可将来自燃烧室48的燃烧气体弓I导通过 涡轮喷嘴66，且引导到涡轮18中。如以上所论述，在运行中，涡轮机系统10通过进气口 26吸入空气。由轴22驱动 的压缩机24旋转且对空气进行压缩，且压缩空气被排入扩散器36中，如由图3所示的箭头 35所指示。大部分压缩空气通过扩散器36进一步从压缩机24排出，通过气室38进入燃 烧器16中。虽然这里没有详细显示，但是较小部分的压缩空气可被引导向下游，以冷却涡 轮发动机10的其它构件。在气室38内的压缩空气的一部分可通过入口 62进入环形通道 60。然后朝向流体地联接到环形通道60上的环形通道46向上游(例如朝燃料喷嘴12的 方向)引导进入环形通道60的空气。也就是说，沿上游方向(相对于方向52)的流径由环 形通道46 (由套管44和衬套42形成)和60 (由套管54和过渡件58形成)限定。因此， 进入环形通道60的压缩机空气可继续向上游流入环形通道46中，且朝向盖板40和燃料喷 嘴12流动。同时，来自气室38的压缩空气的一部分也可通过入口 50进入环形通道46。换 句话说，环形通道46可接收来自环形通道60和入口 50两者的上游空气流分配。然后由燃 料喷嘴12接收到的空气与燃料14混合，且在燃料室48内被点燃。然后所产生的燃烧气体 被向下游(远离燃料喷嘴12)引导通过燃烧室48和过渡件腔体64，且通过涡轮喷嘴66流 出到涡轮18 (图2)，如由箭头52所指示。如以上所论述，本发明的某些实施例可进一步提供进入过渡件腔体64中的稀释 空气流。例如，如在图3中所示出，过渡件58也可穿孔成具有多个TBC稀释孔70。在所示 实施例中，通过TBC稀释孔70提供的稀释空气可为接收在环形通道60中(通过冲击套管 54上的入口 62)的压缩机空气的一部分。如将理解的，可使用稀释空气来有利于进行冷却 和/或热吸收，操纵和/或控制排气的分布，改进燃烧效率，控制排放特征，或者它们的一些 组合。例如，在一些涡轮机应用中，由燃烧过程产生的排放可包含氮基氧化物复合物(NOx)、 一氧化碳和未燃烧的碳氢化合物。氮的氧化大体受燃烧器16中产生的燃烧气体的温度的 影响。通过降低燃烧器16内的温度，可减少NOxW形成。因此，在一个应用中，稀释空气可 通过TBC稀释孔70供应到过渡件腔体64中，以提供冷却，并且由此将燃烧气体的温度降低 到基本降低或消除了 NOx形成时所处的水平。如将进一步认识到的，流过燃烧室48和腔体64的燃烧气体的温度相对于流过环 形通道46和60的压缩机空气的温度来说大体上热得多。仅作为实例，沿着过渡件58的冷 侧72通过环形通道46和60向上游(朝向燃料喷嘴12)流动的压缩机空气(通过入口 50 和60接收到的)的温度可为约100至1000度华氏温度，而沿着过渡件58的热侧74通过
8过渡件腔体64向下游(远离燃料喷嘴12)流动的燃烧气体的温度可为约2000至3500度 华氏温度。换句话说，热侧74和冷侧72之间的温差可至少大于1000、1500或2000度华氏 温度。因此，热侧74-冷侧72的温度比率可至少大于2、3、4、5、6、7、8、9或10。另外，仅以 实例的方式提供燃烧气体和压缩机空气的前述温度范围、温差和温度比率，而且在额外的 实施例中，燃烧气体和压缩机空气的温度可大于或小于以上提供的具体实例。因此，传统的 涡轮机系统可在过渡件58的冷侧72和热侧74之间经历非常大的温度梯度。根据本发明 的实施例，各个稀释孔70可处理为在过渡件58的冷侧72上包括大体围绕相应的稀释孔70 的进入侧开口的TBC区段。如将在下面进一步论述，将TBC施用于过渡件58的冷侧72以 及施用于稀释孔70的进入侧开口的周围可降低过渡件58否则将会经历的热应力和/或张 应力，且因此改进涡轮机运行和性能。现在参照图4，示出了显示过渡件58的一个实施例的透视图。在所示实施例中，过 渡件58可包括相对于过渡件58的纵向轴线76轴向地(方向76)和周向地(方向77)布 置的多个TBC稀释孔70，如由示出的参考轴线所示。各个TBC稀释孔70可沿径向(沿着轴 线79)延伸穿过过渡件58，且可由过渡件58的冷侧72上的第一开口(进入侧开口 )和热 侧74上的第二开口(离开侧开口)限定。如上所述，各个TBC稀释孔70可处理为在冷侧 72上包括大体围绕稀释孔70的进入侧开口的TBC78区段。以这种方式施用TBC78可降低 过渡件58的冷侧72和热侧74之间的热梯度，从而降低过渡件58在涡轮发动机10运行期 间经历的热应力和/或张应力。换句话说，过渡件58可包括与稀释孔70 —致的一定型式 的TBC区段78。理解到这种型式的TBC区段78大体不会覆盖过渡件58的整个冷侧72，这 种型式的TBC区段78可为不连续的或连续的。另外，虽然所示实施例描绘了 TBC稀释孔70 以大体线性的方式沿轴向方向和周向方向两者布置，但是应当理解，在其它实施例中，TBC 稀释孔70可以以任何适当的形式布置。例如，TBC稀释孔70可仅沿轴向方向76以大体线 性的方式布置，或者可仅沿周向方向77以大体线性的方式布置。TBC稀释孔70也可沿轴向 方向76或周向方向77中的一个或两者以非线性的方式布置。另外，应当理解，TBC稀释孔 70可具有恒定的大小或者大小可变化。例如，TBC稀释孔70可沿周向和/或沿轴向在第一 直径的孔和第二直径的孔之间交替。将关于图5-11对TBC稀释孔70的各种实施例进行进 一步的描述。继续到图5，示出了在由图4所示的弓形线5-5限定的圆形区域内的过渡件58的 冷侧72的局部俯视图。过渡件58的所示部分包括沿径向(轴线79)延伸穿过过渡件壁的 大体圆形的稀释孔70。如图5所示，稀释孔70可包括施用于过渡件58的冷侧72的TBC78 区段，使得TBC78大体为圆形，且包括大体围绕稀释孔70的进入侧开口 81的开口。虽然目 前示出的实施例描绘了大体圆形的孔70，但是应当理解，可使用稀释孔70的任何适当的几 何构造及其对应的TBC78。例如，在其它实施例中，稀释孔70和/或TBC78可为正方形、长 方形、椭圆形、三角形等。事实上，可对稀释孔70和TBC78采用任何适当的几何结构组合， 条件是TBC78可施用于冷侧72上，以大体围绕稀释孔70的进入侧开口 81，而不管所使用的 特定的孔几何结构。如可理解的，穿过各个稀释孔70的冷却空气流将热从过渡件58传递离开，在各个 稀释孔70的附近最有效。具体地，稀释孔70为冷却空气流增加了更多表面积(例如孔70 的内表面)来以对流的方式冷却过渡件58。因此，与没有稀释孔70的区域相比，冷却空气流在各个稀释孔70的附近提供更大的强制对流冷却。不幸的是，在没有TBC78的情况下，通 过穿过各个稀释孔70的空气流实现的该提高的冷却在各个稀释孔70的附近产生了更大的 热梯度。在目前的实施例中，TBC78构造成以便在各个稀释孔70附近至少部分地热隔离和 减少由冷却空气流引起的对流冷却。换句话说，可选择TBC78的大小、厚度、表面积、材料构 成和一般特性，以降低由穿过各个稀释孔70的冷却空气流造成的提高的对流冷却，从而在 各个稀释孔70附近提供更加均勻的温度分布。例如，如果通过各个稀释孔70的冷却空气 流作为离稀释孔70的深度和距离的函数而使稀释孔70附近的温度分布改变某个百分比， 则稀释孔70可包围有某个厚度和覆盖范围的TBC78，以抵销温度分布的这个变化。参照图6可更好地理解图5的所示的TBC稀释孔70，图6显示了稀释孔70的沿着 图5的切割线6-6得到的截面图。如图所示，TBC78区段形成于过渡件58的冷侧72上，使 得TBC78大体围绕稀释孔70的进入侧开口 81。如以上所论述，施用TBC78可帮助降低过渡 件58的冷侧72和热侧74之间的温度梯度，特别是在稀释孔70的大体附近，且施用TBC78 可例如通过降低过渡件58在运行期间经历的热应力和/或张应力来改进涡轮机性能。在 所示实施例中，过渡件的热侧74可涂有另一 TBC80。例如，TBC80可大体施用于过渡件58 的整个热侧74或热侧74的仅一部分上。如将理解的，热侧74上的TBC80和冷侧72上的 TBC78的组合可进一步降低过渡件58中的温度梯度，且可由此进一步改进涡轮机性能。虽 然所描绘的实施例显示了包括冷侧TBC78和热侧TBC80的稀释孔70，但是应当理解，过渡件 58的各种其它实施例可包括TBC78而不具有TBC80，或者包括TBC80而不具有TBC78。换句 话说，过渡件58的实施例可仅包括TBC78、仅包括TBC80或包括分别在稀释孔70的进入侧 81和离开侧83上的TBC78和TBC80两者的组合。如将进一步理解的，稀释孔70、TBC78和TBC80的尺寸可取决于具体实现中需要的 具体热属性而不同。仅以实例的方式，稀释孔70的某些实施例可具有至少小于约1至100 毫米或更具体地5至70毫米的直径82。但是应当理解，稀释孔70的其它实施例可具有大 于100毫米或小于1毫米的直径。例如，可使用诸如铣削、铸造、模制或激光蚀刻/切割的 任何适当的技术来形成稀释孔70。在一些实施例中，TBC区段78的直径84可与稀释孔70 的直径82成比例。作为实例，TBC区段78的直径84可为稀释孔70的直径82的约1. 5、 2,2. 5、3或3. 5倍。应当理解，在其它实施例中，TBC78的直径84可小于稀释孔70的直径 82的1. 5倍或大于该直径82的3. 5倍。另外，TBC区段78的表面积可作为进入侧开口表 面积的因子或分数来确定。例如，TBC区段的表面积可至少小于稀释孔70的进入侧开口 81 的表面积的约 0. 25,0. 5,0. 75、1、1. 5、2、2. 5、3、4 或 5 倍。同样如图所示，过渡件58的壁可具有由参考标号86所表明的厚度。在某些实施 例中，过渡件壁的厚度86可为至少小于约0. 1至2毫米，或者更具体地0. 12至1. 6毫米。 再次，应当理解，在其它实施例中，厚度86也可小于0. 1毫米或大于2毫米。在所示实施例 中，稀释孔70具有等于过渡件壁的厚度86的厚度。另外，TBC78和TBC80的厚度也可变化。 例如，在某些实施例中，TBC78可具有至少小于约0. 01至2毫米或更具体地0. 025至1. 6毫 米的厚度。类似地，TBC80可具有至少小于约0. 01至2毫米或更具体地0. 025至1. 6毫米 的厚度。但是，在其它实施例中，TBC78和/或TBC80的厚度可小于0. 01毫米或大于2毫 米。另外，在一些实施例中，TBC78和TBC80可具有相同的厚度或者可具有不同的厚度。在 冷侧72上的TBC78的厚度在所有稀释孔70上可为均勻的，或者可在(不同的)稀释孔70之间不同。例如，过渡件58上的第一稀释孔70可具有第一厚度，而过渡件58上的第二稀 释孔70可具有与第一厚度不同的第二厚度。仅以实例的方式，在某些实施例中，TBC78的存在可使过渡件壁中(特别是在稀释 孔70的大体附近)的温度梯度降低至少大于约200-500度华氏温度。除了提供热保护和 温度梯度的降低之外，诸如TBC78和80的隔热涂层还可提供腐蚀保护，以及改进抗机械磨 损性。TBC78和TBC 80可由许多适当的材料提供。仅以实例的方式，TBC78或80可包含氧 化钇稳定的氧化锆(YSC)、铝化钼或与Cr-Al-Y (其中Cr是铬，Al是铝，且Y是钇、锆、钛或 铪中的一种)材料组合的镍钴合金。另外，TBC78和/或TBC80可由相同的或不同的材料 制成。另外，可使用任何适当的技术来施用隔热涂层，包括空气等离子喷涂(APS)、电子束物 理气相沉积(EB-PVD)、静电喷涂辅助的气相沉积(ESAVD)或直接气相沉积。另外，在一些实 施例中，TBC78和/或TBC80可为基于期望的传热性的超级B型TBC，以满足过渡件58中的 目标均衡温度梯度。现在参照图7，示出了稀释孔70的另一个实施例的沿着图5的切割线6-6得到的 截面图。图7所示的稀释孔70类似于以上关于图6所描述的实施例，不同的是过渡件58 的冷侧72在稀释孔70的进入侧开口 81周围包括大体圆锥形的斜面91。图7中的斜切的 进入侧开口与图6所示的非斜切实施例相比可提供改进的流动动态特性。例如，应用斜面 可减小边界层分离，且在稀释空气流沿着冷侧72 (即在环形通道60中)流过稀释孔70的 进入侧开口 81且流入过渡件腔体64中时，保持稀释空气流更加附着到过渡件壁上。斜面 91还可通过减小越过热侧74和冷侧72的温度梯度来降低热气再循环(例如通过过渡件 58的内部中的燃烧气体)，且可由此进一步降低稀释孔70附近的过渡件壁的温度。如图所示，在稀释孔70的进入侧开口 81周围的斜面91可具有角90。在某些实施 例中，角90可至少小于约15、30、45、60或75度。在其它实施例中，角90可小于15度或大 于75度。另外，如将理解的，由于进入侧开口 81上的斜面91，稀释孔70的厚度92 (例如竖 直高度)小于过渡件壁的厚度86。在所示实施例中，TBC区段78施用于稀释孔70的冷侧 72上的整个斜切部分上。也就是说，TBC区段78的内边缘88相对于稀释孔70的进入侧开 口 81大体同心且大小相等。虽然图7所示的实施例将TBC78的内边缘88显示为与稀释孔70的进入侧开口 81 大体同心且大小相等，TBC78的其它实施例可包括相对于稀释孔70的进入侧开口 81不同 心且大小不同的内边缘88。例如，参照图8，示出了显示TBC稀释孔70的另外的一个实施 例的沿着图5的切割线6-6得到的截面图，其中，施用TBC78，使得内边缘88从稀释孔70的 进入侧开口 81偏移由参考标号96指示的“间隔距离”。换句话说，进入侧开口 81和内边缘 88可具有不同的直径。这在冷侧72上产生了未涂覆TBC78的斜切部分91的区段94。在某 些实施例中，间隔距离96可至少小于约0. 01至0. 3毫米，或更具体地0. 02至0. 26毫米。 在其它实施例中，距离96可小于0. 01毫米或大于0. 3毫米。也可作为进入侧开口 81直径 的函数来表达TBC区段78的内边缘88的直径。例如，内边缘88的直径可比进入侧开口 81 的直径大 5%、10%、15%、20%、25%、30%、40%、50%、60%、70%、80%、90%或 100%。在 所示实施例中，斜面91的未涂覆区段94可充当湍流元件，且可通过增大穿过稀释孔70的 空气流和稀释孔壁(例如限定在进入侧81和离开侧83开口之间的壁)之间的表面接触来 进一步增强流动动态特性。如将理解的，可选择间隔距离96 (例如取决于具体实现需要)，使得过渡件壁的温度基本上使稀释孔70的大体附近的热应力集中和/或张应力集中最小。继续到图9，示出了显示TBC稀释孔70的另外的一个实施例的沿着图5的切割线
6-6的另一个截面图。图9的实施例类似于图6的实施例，不同的是当TBC78自稀释孔的 进入侧开口 81向外延伸时，冷侧上的TBC78的厚度改变(与在图6中具有大体恒定的厚度 相反)。例如，如图所示，TBC78的厚度从TBC78的最外边缘101到斜面91的最外边缘(大 体由参考标号100表示)可为大体恒定的。但是，随着TBC78接近稀释孔70的进入侧开口 8LTBC78的厚度可沿着冷侧72的斜切部分逐渐减小。也就是说，在斜面91的最外边缘100 和最内边缘102之间，TBC78可具有圆锥形渐缩形状。如将理解的，通过在TBC78中提供变 化的厚度，可进一步改进流动动态特性，且可关于稀释空气流帮助减小边界层分离。而且， TBC78的变化的厚度可通过在孔70附近提供较少的隔离以及在远离孔70的地方提供较多 的隔离来帮助更好地实现特定的温度分布，从而在离孔70最近的地方产生较多冷却。参照图10，示出了 TBC稀释孔70的又一个实施例的沿着图5的切割线6_6的截面 图。如图10所示，过渡件58的冷侧72可包括具有角90的斜面91，与之前的实施例(图
7-9)中示出的斜面91相比，该斜面91比较小。如将理解的，在制造环境中，随着斜面91的 角90减小，将TBC78施用于斜切表面可变得越来越有挑战性及昂贵。作为实例，本实施例中 的斜面91可为15度或更小。因此，在本实施例中，可施用TBC78来覆盖冷侧72表面，而不 是斜切表面91。在其它实施例中，TBC78可施用于斜切表面91的一部分而非全部。另外， TBC78的最内边缘102可与斜切表面91混合。以实例的方式，TBC78的最内边缘102可角 度设置成使得斜切表面91和最内边缘102两者大体平行和连续。也就是说，最内边缘102 的角可等于斜面91的角90。参照图11，示出了在由图10的弓形11-11限定的区域内的TBC78的混合的边缘 102的更加详细的特写图。如图所示，TBC78的最内边缘102的角可等于斜面91的角90。 另外，TBC78还可包括大体圆形的边缘104，边缘104可进一步帮助改进流体动态特性，以 及关于进入稀释孔70中的稀释空气流来减小边界层分离。在继续之前，应当注意，虽然上 述实施例公开了具有大体直的、圆锥形的或平的表面的斜面，但是在一些实施例中，在稀释 孔70的进入侧开口 81周围的斜面91还可为弯曲的或圆形的。例如，斜面91可逐渐弯曲 (例如逐渐变化的角)到进入侧开口 81中。而且，虽然上述实施例大体描述了 TBC稀释孔 70布置在燃烧器16的过渡件58上，但是应当理解，也可在燃烧器衬套42上提供TBC稀释 孔70。可使用任何适当的隔热涂层施用技术来施用冷侧TBC78以及热侧TBC80。例如， 可按以下方式将TBC78施用于过渡件58的冷侧72。首先，将掩膜应用于过渡件58的冷侧 72上，使得仅暴露TBC78待施用于其上的冷侧72的表面上的区段。例如，掩膜可仅保留围 绕稀释孔70的进入侧开口 81的区段被暴露，其可为斜切的或非斜切的。在应用了掩膜后， 就可将过渡件58加热(例如在烤箱中)到适当的温度(例如通常200-800度华氏温度)， 以将粘结涂层材料施用于过渡件58的暴露区段。另外，对于其中TBC(例如80)也施用于 过渡件58的热侧74上的实施例，也可在将粘结涂层施用于冷侧72上的同时将粘结涂层施 用于热侧74上。在施用了粘结涂层后，就可取决于所使用的粘结涂层和/或待施用的TBC的类型 保持对过渡件58加热一段时间(其可为约5至30分钟)。之后，可使用以上论述的任何
12适当的施用技术(例如APS、ESAVD、EB-PVD、直接气相沉积等)将TBC施用到过渡件58上、 已经对其施用了粘结涂层的区段上。例如，可将TBC78施用于冷侧72的暴露(例如无掩膜 的)区段上，且可将TBC80施用于整个热侧74或热侧74的仅一部分。之后，应用于过渡件 58的热可经过例如约30分钟至2小时的一段时间而逐渐降低。因此，可进一步根据具体实 施例操纵TBC。例如，在图8的实施例中，可移除TBC78的一部分，以在稀释孔70的进入侧 开口 81周围提供间隔距离96。在图9的实施例中，可移除TBC78的一部分，以沿着斜切边 缘提供变化的厚度。另外，关于图10和11所示的实施例，可移除TBC78的一部分，以提供 成角度的最内边缘102和/或圆形边缘104。 本书面描述使用实例来公开本发明，包括最佳模式，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，则这种其它实例意图处于权利要求书的范 围之内。
权利要求
一种系统，包括涡轮发动机(10)，包括包括大体环形的过渡件(58)的过渡区段，所述过渡件(58)具有相对于所述过渡件(58)的纵向轴线(76)沿径向(79)延伸穿过所述环形过渡件(58)的多个稀释孔(70)，其中，所述多个稀释孔(70)中的各个包括在所述过渡件(58)的冷侧(72)上的进入侧开口(81)；在所述过渡件(58)的热侧(74)上的离开侧开口(83)；以及施用于所述冷侧(72)上且大体围绕所述进入侧开口(81)的隔热涂层(TBC)(78)区段。
2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，TBC(78)的各个区段是不连续的且表面积 受限，以降低各个稀释孔(70)附近的热传递。
3.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述进入侧开口(81)包括斜面(91)。
4.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述斜面(91)包括相对于所述过渡件 (58)的径向轴线(79)介于约15至75度之间的角(90)。
5.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，施用于所述冷侧(72)上的所述TBC(78) 具有介于约0. 02至1. 6毫米之间的厚度。
6.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，施用于所述冷侧(72)上的所述TBC(78) 包含氧化钇稳定的氧化锆(YSC)、铝化钼或镍钴合金，或者它们的一些组合。
7.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述系统包括施用于所述过渡件(58)的 所述热侧(74)上的另一层TBC(78)。
8.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，施用于所述热侧(74)上的所述TBC(78) 具有介于约0. 02至1. 6毫米之间的厚度。
9.一种系统(10)，包括包括冷侧(72)、热侧(74)和一个或多个稀释孔(70)的发动机壁(58)，其中，所述一个 或多个稀释孔(70)中的各个包括在所述冷侧(72)上的第一开口(81)；在热侧(74)上的第二开口 (83)；施用于所述冷侧(72)上且包括大体围绕所述第一开口(81)的开口的隔热涂层(TBC) (78)区段。
10.根据权利要求9所述的系统，其特征在于，所述一个或多个稀释孔(70)中的各个的 所述第一开口(81)包括斜面(91)，并且其中，施用于所述冷侧(72)上的所述TBC(78)区段 至少部分地覆盖所述斜面(91)。
全文摘要
本发明涉及一种用于冷却燃气涡轮机燃烧器的壁的系统和方法。在一个实施例中，一种系统包括发动机壁(58)。发动机壁(58)包括冷侧(72)和热侧(74)。发动机壁(58)包括一个或多个稀释孔(70)，其中，该一个或多个稀释孔(70)中的各个包括在冷侧(72)上的第一开口(81)、在热侧(74)上的第二开口(83)，以及施用于冷侧(72)上且具有大体围绕第一开口(81)的开口的隔热涂层(TBC)(78)区段。
文档编号F02C7/12GK101892908SQ20101019001
公开日2010年11月24日 申请日期2010年5月19日 优先权日2009年5月19日
发明者J·E·特劳特, J·勒贝格, 陈伟 申请人:通用电气公司