专利名称：增强燃气涡轮发动机中火焰稳定性的方法和系统的制作方法
技术领域：
本发明一般涉及燃气涡轮发动机(或称燃气涡轮发动机)，具体地涉及增强涡轮 机运行中火焰稳定性的方法和系统。
背景技术：
至少某些燃气涡轮发动机在燃烧器中点燃燃料_空气混合物，从而产生燃烧后的 气流，该气流经由热气体通道向下游引导至涡轮机。压缩后的空气是从压缩机被引导至燃 烧器。压缩机组件典型地具有燃料喷嘴，其便于将燃料和空气输送至燃烧器中限定的燃烧 区域。涡轮机将燃烧后的气流的热能转化为用来旋转涡轮机轴的机械能。涡轮机的输出可 用于为机器提供动力，例如，发电机或泵。至少某些已知的燃料喷嘴包括旋流器组件和多个连接在该旋流器组件上的叶片。 在一些这种喷嘴的制造过程中，将外罩连接至燃料喷嘴组件以使得该外罩基本上围住叶 片。这样，外罩内表面和旋流器外表面限定了一个流体通道用于引导流体经过燃料喷嘴。运行过程中，典型地通过形成在旋流器组件中的多个通道以及限定在各个叶片至 少一侧的多个开口来引导燃料。已知的叶片也可包括腔，该腔形成使得通过该旋流器组件 通道引导的燃料排入该叶片腔中。另外，每个这样的叶片包括多个通常作为燃料喷射孔的 开口，其穿过叶片的侧壁并基本垂直于叶片侧壁的表面延伸，从而通过侧壁喷射孔将引入 叶片腔的燃料从叶片腔引至与流经喷嘴的气流混合。另外，在至少一些已知旋流器组件的设计中，当采用高活性的燃料时，叶片火焰稳 定性将会不同。已知的提高火焰稳定性的方法，包括修正该燃料喷射孔的位置、数量和/或 尺寸。然而，采用已知的方法将使得燃料喷嘴的火焰稳定边沿低于高活性燃料的期望允许 界限，例如合成气或高氢燃料。低的火焰稳定性将导致过热点或过热带的出现，这些地方 超出了相关涡轮发动机的局部最大工作温度，和/或损坏燃料喷嘴。尽管这些已知的方法 使得燃料喷嘴的性能有所提高，但仍然期望在提高燃料喷嘴性能的同时能增强火焰的稳定 性。
发明内容
一方面，提供了 一种用于制造燃料喷嘴的方法。该方法包括制造旋流器组件，该组 件包括外罩、毂以及在外罩和毂之间延伸的多个叶片，其中多个叶片的每个都包括压力侧 壁和相对的吸力侧壁，该吸力侧壁在前缘以及在轴向隔开的尾缘连接到压力侧壁。该方法 还包括形成至少一个邻近前缘的吸力侧燃料喷射口，其中该喷射口从第一燃料供给通道延 伸至该吸力侧壁，从而相对于该吸力侧壁形成一燃料喷射角。该方法还包括形成至少一个 压力侧燃料喷射口，该喷射口从第一和第二燃料供给通道中的至少一个延伸至压力侧壁并 基本上与尾缘平行，其中至少一个压力侧燃料喷射口构造成沿尾缘切线的方向排出燃料。另一方面，提供了一种燃料喷嘴组件。该燃料喷嘴组件包括具有外罩和毂的旋流 器组件。在外罩和毂之间延伸有多个叶片。各叶片包括压力侧壁和相对的吸力侧壁，该吸力侧壁在前缘以及轴向隔开的尾缘连接到压力侧壁。至少一个吸力侧燃料喷射口邻近前缘 形成，并从第一燃料供给通道延伸至该吸力侧壁，从而相对于吸力侧壁形成燃料喷射角。该 至少一个吸力侧燃料喷射口构造成从该吸力侧壁向外排出燃料。该燃料喷嘴还包括至少一 个压力侧燃料喷射口，其从第一和第二燃料供给通道中的至少一个延伸至压力侧壁。该至 少一个压力侧燃料喷射口基本上平行于尾缘，并构造成沿尾缘切向地排出燃料。又一方面，提供了一种燃气涡轮发动机。该发动机包括压缩机和流动连通地与该 压缩机相连的燃烧器。该燃烧器进一步包括至少一个燃料喷嘴组件。该燃料喷嘴组件包括 旋流器组件，其进一步包括外罩和毂以及多个在外罩和毂之间延伸的多个叶片。各叶片包 括压力侧壁和相对的吸力侧壁，该吸力侧壁在前缘以及轴向隔开的尾缘连接到压力侧壁。 各叶片进一步包括至少一个邻近前缘限定并从第一燃料供给通道延伸至该吸力侧壁的吸 力侧燃料喷射口。相对于吸力侧壁形成有燃料喷射角，该至少一个吸力侧燃料喷射口构造 成从该吸力侧壁排出燃料。各叶片还包括至少一个压力侧燃料喷射口，该喷射口从第一和 第二燃料供给通道中的至少一个延伸至压力侧壁且基本上与尾缘平行，该喷射口构造成沿 尾缘切线的方向排出燃料。
图1是示例性燃气涡轮发动机的示意图；图2是图1中燃气涡轮发动机所采用的示例性燃烧器的剖面示意图；图3是图2中燃烧器所采用的示例性燃料喷嘴组件的透视剖面图；图4是图3中燃料喷嘴组件的一部分的放大透视剖面图；和图5是图3和图4中燃料喷嘴组件所采用的示例性旋流器叶片组件的一部分的放 大透视剖面图。
具体实施例方式图1是示例性燃气涡轮发动机100的示意图。发动机100包括压缩机102和多个 周向间隔开的燃烧器104。发动机100还包括涡轮机108和压缩机/涡轮机共用轴110 (有 时表示为转子110)。运行中，空气流经压缩机102，使得经过压缩后的空气被送入燃烧器104。燃料被 引导至燃烧器104中的燃烧区域，其中该燃料与空气混合后被点燃。产生燃烧后的气体并 将其引导至涡轮机108，其中气流的热能转化为旋转机械能。涡轮108旋转地连接至轴110， 并驱动该轴。应当清楚，在此采用的术语“流体”包括任何流动的介质或物质，包括但不局 限于气体和空气。图2是燃烧器组件104的剖面示意图。燃烧器组件104流体连通地分别与涡轮机 组件108和压缩机组件102连接。在该示例性实施例中，压缩机组件102包括扩散器112 和压缩机排气室114，它们流动连通地彼此连接。在一个示例性实施例中，燃烧器组件104包括端盖220，其为多个燃料喷嘴222提 供结构支撑。在该示例性实施例中，喷嘴组件222在围绕涡轮机外壳(未示出)环向地排 列。端盖220通过固定件(图2中未示出)与燃烧器壳体224连接。燃烧器衬套226位于 壳体224中并与其相连，使得衬套226限定出燃烧室228。环形燃烧室冷却通道229在燃烧器224与燃烧器衬套226之间延伸。过渡部或过渡段230与燃烧室228相连，便于将燃烧室228中产生的燃烧气体向 下游引导至涡轮机喷嘴232。在一个示例性实施例中，过渡段230包括形成在外壁236中 的多个开口 234。过渡段230还包括内壁240和外壁236之间限定的环形通道238。内壁 240限定出引导腔242。运行中，涡轮机组件108通过轴110(如图1所示)驱动压缩机组件102。随着压 缩机组件102的旋转，压缩空气按照图示的相应箭头被排入扩散器112。在一个示例性实施 例中，压缩机组件102的大部分排气通过压缩机排气室114被引导向燃烧器组件104，小部 分压缩空气可被引导用于发动机100部件的冷却。更为具体地，排气室114中经增压的压 缩空气，经由外壁开口 234，被引导至过渡段230并进入通道238。接着将空气从过渡段环 形通道238引入燃烧室冷却通道229。空气通过通道229排出并被引入燃料喷嘴222。燃料和空气在燃烧室228中混合并点燃。壳体224便于将燃烧室228与外部环境 隔离，例如，周围的涡轮机组件。通过过渡段引导腔242将产生的燃烧气体向涡轮机喷嘴 232引导。在一个示例性实施例中，燃料喷嘴组件222通过燃料喷嘴法兰244与端盖220相 连。图3是燃料喷嘴组件222的剖视图。燃料喷嘴组件222包括进口流动调节器 (IFC) 300、带燃料喷射的旋流器组件302、环形燃料流体混合通道304和中心扩散火焰燃料 喷嘴组件306。燃料喷嘴组件222还包括进口端310和位于通道右侧的扩散端314。外喷 嘴壁308环绕喷嘴组件222。该通道的扩散端314没有环绕喷嘴组件222，而是供给到燃烧 器反应区314。燃料喷嘴组件222包括由柱状壁318限定的环形流动通道316。壁318限 定出通道316的内径320，多孔柱状外壁322限定了外径324。在示例性实施例中，多孔端 盖326与燃料喷嘴组件222的上游端连接。在示例性实施例中，流动通道316包括至少一 个位于其上环形导向叶片328。另外，应当理解，示例性实施例中，喷嘴组件222限定了预混 合气体燃料路径，其中燃料和压缩流体在燃烧前便进行了混合。图4是燃料喷嘴组件222的一部分的放大剖面透视图。图5是示例性回转或旋流 叶片400的一部分的放大剖面透视图。在示例性实施例中，燃料喷嘴组件222包括旋流器 组件302。旋流器组件302包括在径向外罩402外表面404与径向内毂406外表面408之 间延伸的多个回转叶片400。每个叶片400包括吸力侧壁410和压力侧壁412。吸力侧壁410是凸面并限定了叶片400的吸力侧，压力侧壁412是凹面并限定了 叶片400的压力侧。侧壁410和412在叶片400的前缘414和轴向隔开的尾缘416处结合。 吸力侧壁410和压力侧壁412，分别在径向内毂406与径向外罩402之间纵向延伸。每个 叶片400还包括限定在邻近内毂406的叶片根部418，以及限定在邻近外罩402内表面422 的叶片尖端420。应当理解，回转叶片400将旋流传递给流经旋流器组件302的压缩流体。另外，回 转叶片400均包括第一燃料供给通道424和第二燃料供给通道426，它们均在各叶片400 的核心(未示出)限定。在示例性实施例中，各叶片吸力侧壁410包括形成在其中的多个 燃料喷射口 500，并且各压力侧壁412包括形成在其中的多个燃料喷射口 502。第一燃料供 给通道424定位成与燃料喷射口 500流体连通，第二燃料供给通道426定位成与燃料喷射 口 502流体连通。应注意的是，在替换的实施例中，单条燃料供给通道可同时为两组喷射口
6500和502供给。运行中，第一燃料供给通道424和第二燃料供给通道426分别地将燃料分配至口 500和502。燃料通过燃料进口 330 (如图3所示)及第一和第二环形预混合气体燃料通道 332和334(如图3所示)进入旋流器组件302。燃料通道332和334分别地将燃料供给至 供给通道424和燃料供给通道426。燃料与压缩流体在旋流器组件302中混合，并在环形预 混合通道304中完成燃料/空气混合(如图3所示)。燃料喷嘴毂延伸部338(如图3所 示)和燃料喷嘴外罩延伸部336限定出通道304。用来燃烧的大部分压缩流体经由IFC300 进入燃料喷嘴组件222，从IFC300排出后被引导穿过旋流器组件302。从环形预混合通道 304出来后，燃料/空气混合物便进入燃烧器反应区域314，并在此将混合物点燃。运行中， 压缩流体经由端盖326和柱状外壁318中的穿孔进入IFC300。在示例性实施例中，回转叶片400形成有多个吸力侧燃料喷射孔500，其邻近前缘 414，或者替代性地沿着叶片400的平面区域。燃料喷射口 500从第一燃料供给通道424延 伸出并经过吸力侧壁410，燃料喷射口 500基于最优性能需求相对于吸力侧壁410的表面 轮廓在任意期望的喷射角范围内开始。例如，在一个实施例中，燃料喷射孔500定向成大约 30°的喷射角504。在示例性实施例中，吸力侧燃料喷射口 500的定形成伸长的槽。作为替 代，可采用如本文所述的有利于流经此处流体的流动特性的任何形状。另外，在示例性实施 例中，燃料喷射口 500形成有轮廓边缘(图5中未示出)，其有利于流经此处流体的流动特 性。该轮廓边缘可以是倒角的、斜面的、倒圆的和/或这些特征的任意组合。然而，本领域 普通技术人员应当清楚并了解，可根据需要，采用其它低喷射角度和/或其它孔口形状，来 改变燃料的流动特性。低喷射角504有利于减小各燃料喷射点之后的尾流，还有利于减小燃料柱穿透高 度以及火焰稳定速度，从而提高火焰稳定性能。另外，经由吸力侧燃料喷射口 500的燃料喷 射基本上有利于减小各燃料喷射点的表面燃料流动再循环，此处，错流压缩流体速度校高。 高喷射角504将提高燃料和空气的混合，但也会增加燃料喷射后的流分离。回转叶片400形成有多个压力侧燃料喷射口 502。喷射口 502形成使得各喷射口 502按需要从第二燃料供给通道426或共用燃料通道延伸出，并穿过压力侧壁412靠近尾缘 416的一部分。压力侧燃料喷射口 502大体平行于叶片尾缘416。各燃料喷射口 502均包 括燃料进入端508和燃料排出端510。燃料进入端508位于第二燃料供给通道426或共用 燃料通道中，且在示例性实施例中，其基本上呈圆形。燃料排出端510沿基本上相切于尾缘 416的方向将燃料排出。另外，在示例性实施例中，燃料排出端510相对于压力侧壁412的 外表面基本上呈椭圆形。燃料进入端508和燃料排出端510均可包括轮廓边缘(图5中未 示出)，其有利于流经此处的流体达到期望的流动特性。这样的轮廓边缘可以是倒角的、斜 面的、倒圆的和/或这些特性的任意组合。在示例性实施例中，压力侧燃料喷射口 502由长于各燃料进入端508直径的两倍 的孔-孔距离512分开。燃料喷射口 502还可由长于燃料进入端508直径的两倍的孔-壁 距离514分开。接近压力侧燃料喷射口 502隔开距离512，和/或距离514，将有利于减小 尾缘处燃料的相互喷射，并因此提高了此处的火焰稳定边界。燃料喷射口 502形成为使得各口 502基本上平行于叶片尾缘416定向，从而有利 于减小或消除喷射错流。另外，经由压力侧燃料喷射口 502的尾缘燃料喷射有利于减小各燃料喷射点的表面燃料流动再循环。通过制造工艺可将旋流器组件302、回转叶片400和内毂406形成为一个整体结 构，制造工艺例如，铸造工艺、加工工艺、喷模工艺或这些工艺的组合，但制造工艺不局限于 此。另外，可以在该整体结构的制造过程中形成燃料供给通道424和426，以及燃料喷射口 500和502。可选地，可以在一个或多个后续制造步骤中形成供给通道424和426和/或喷 射口 500 和 502。运行中，燃料喷嘴组件222通过室231 (如图2所示)接收来自冷却通道229 (如 图2所示)的压缩空气。燃料喷嘴组件222通过燃料进口 330接收燃料。从燃料进口 330 向叶片400引导燃料。另外，引入燃料喷嘴222的空气与燃料混合，回转叶片400使形成的 燃料/空气混合物在向下游引导并从燃料喷嘴组件222中排出时形成旋流。在此描述的本发明提供了多个已知燃料喷嘴结构中不具备的优点。例如，在此描 述的燃料喷嘴的一个优点在于，减小了燃料柱穿透高度和火焰稳定速度，这有利于提到火 焰稳定性能。另一个优点在于，燃料喷射口限定在尾缘的吸力侧和压力侧，这有利于减小表 面燃料流动再循环。在此描述的燃料喷射口结构的又一示例性优点在于，这样的结构有利 于增加燃烧器管道出口处的燃料/空气混合，从而减小燃烧产生的污染。另外，这样的组件 通过为压力和吸力侧的燃料喷射口提供分隔开的燃料供给通道，从而减少了燃料喷射口燃 料分配的不均勻。再者，鉴于该组件中高活性燃料的火焰稳定边界，还可以采用其它燃料 源。以上详细描述了在燃气涡轮发动机中提高火焰稳定的方法和系统的示例性实施 方式。这些方法和系统并不局限于在此描述的具体实施例，系统中的部件和/或方法中的 步骤可以独立于在此描述的其它部件和/或步骤进行使用。例如，该方法还可结合到其它 的燃料系统和方法中，其并不局限于仅应用于在此描述的燃料系统和方法。另外，可结合许 多其它的燃气涡轮发动机，实施和应用这些示例性实施例。尽管在附图中示出了本发明的多种实施例的具体特征，但这仅仅是为了便于理 解。根据本发明的原理，可以将某一附图中的任何特征可作为参考，和/或与任何其它附图 中的任何特征结合而要求保护。本说明书采用实施例对包括最佳方式的本发明进行了揭示，并使得本领域普通技 术人员能实现本发明，包括制造或使用任何装置或系统并实施任何相关方法。通过权利要 求限定了本发明的专利范围，并包括本领于技术人员能想到的其它实施例。如果这些实施 例具有与权利要求的文字表达不存在差别的结构部件，或者包括与权利要求的文字表达具 有非实质差别的设备结构部件，这些其它实施例都落入了这些权利要求的保护范围。尽管已经依照各种具体实施方式
对本发明进行了描述，本领于技术人员应意识 到，可在权利要求的保护范围以及精神实质范围内对本发明进行修改。部件清单
权利要求
一种燃料喷嘴(222)，包括旋流器组件(302)，其具有外罩(402)和毂(406)；多个在所述外罩和所述毂之间延伸的叶片，每个所述叶片包括压力侧壁(412)和相对的吸力侧壁(410)，所述吸力侧壁在前缘(414)处以及轴向隔开的尾缘处连接至所述压力侧壁；邻近所述前缘形成的至少一个吸力侧燃料喷射口(500)，所述至少一个吸力侧燃料喷射口从第一燃料供给通道(424)延伸至所述吸力侧壁，并且被定向为相对于所述吸力侧壁成一燃料喷射角(504)，所述至少一个吸力侧燃料喷射口被构造成从所述吸力侧壁向外排出燃料；至少一个压力侧燃料喷射口(502)，其从第一和第二燃料供给通道(426)中的至少一个延伸至所述压力侧壁，所述至少一个压力侧燃料喷射口基本上平行于所述尾缘，并且被构造成基本上沿所述尾缘切向方向排出燃料。
2.如权利要求1所述的燃料喷嘴(222)，其中所述至少一个吸力侧燃料喷射口(500) 包括形成在所述吸力侧壁(410)中的伸长槽。
3.如权利要求2所述的燃料喷嘴(222)，其中伸长槽由至少一个轮廓边缘限定。
4.如权利要求1所述的燃料喷嘴(222)，其中所述燃料喷射角(504)为大约30至大约 90度之间。
5.如权利要求1所述的燃料喷嘴(222)，其中所述至少一个压力测燃料喷射口(502) 包括燃料进口端(310，508)以及相对的燃料排出端(510)，所述燃料进口端基本上呈圆形， 所述燃料排出端为椭圆形。
6.如权利要求5所述的燃料喷嘴(222)，其中所述燃料进口端包括至少一个轮廓边缘。
7.如权利要求1所述的燃料喷嘴(222)，其中所述至少一个吸力侧燃料喷射口(500) 流体地连接至所述第一燃料供给通道(424)，且所述至少一个压力侧燃料喷射口(502)流 体地连接至所述第二燃料供给通道(426)。
8.如权利要求1所述的燃料喷嘴(222)，其中所述至少一个吸力侧燃料喷射口(500) 有利于减小燃料柱穿透高度和火焰稳定速度，所述至少一个压力侧燃料喷射口(502)有利 于消除喷射错流。
9.如权利要求1所述的燃料喷嘴(222)，其中所述至少一个吸力侧燃料喷射口(500) 具有成角度的喷射错流，且所述至少一个压力侧燃料喷射口(502)具有切向的喷射协流， 以有利于消除燃料流再循环。
10.一种燃气涡轮发动机组件(100)，包括压缩机(102)；和流动连通地与所述压缩机相连的燃烧器(104)，所述燃烧器包括至少一个燃料喷嘴组 件(222)，所述燃料喷嘴组件包括旋流器组件(302)，所述旋流器组件包括外罩(402)；毂(406)；多个在所述外罩和所述毂之间延伸的叶片，每个所述叶片均包括压力侧壁(412)和相 对的吸力侧壁(410)，所述吸力侧壁在前缘(414)处以及轴向隔开的尾缘(416)处连接至所述压力侧壁；邻近所述前缘限定的至少一个吸力侧燃料喷射口(500)，所述至少一个吸力侧燃料喷 射口从第一燃料供给通道(424)延伸至所述吸力侧壁，并且被定向为相对于所述吸力侧壁 成一燃料喷射角(504)，所述至少一个吸力侧燃料喷射口被构造成从所述吸力侧壁排出燃 料；至少一个压力侧燃料喷射口(520)，其从第一和第二燃料供给通道(426)中的至少一 个延伸至所述压力侧壁，所述至少一个压力侧燃料喷射口基本上平行于所述尾缘，并且被 构造成从所述尾缘切向地排出燃料。
全文摘要
本发明涉及增强燃气涡轮发动机中火焰稳定性的方法和系统。具体地，提供了一种燃料喷嘴，包括旋流器组件，该旋流器组件包括外罩、毂以及在外罩和毂之间延伸的多个叶片。各叶片包括压力侧壁和相对的吸力侧壁，该吸力侧壁在前缘以及尾缘连接至该压力侧壁。至少一个吸力侧燃料喷射口邻近前缘形成，并从第一燃料供给通道延伸至该吸力侧壁。燃料喷射角相对于吸力侧壁定向。该吸力侧燃料喷射口构造成从该吸力侧壁向外排出燃料。至少一个压力测喷射口从第二燃料供给通道延伸至压力侧壁且基本上与尾缘平行。该压力侧燃料喷射口构造成沿尾缘切向地排出燃料。
文档编号F23D14/48GK101900340SQ20091024686
公开日2010年12月1日 申请日期2009年11月6日 优先权日2009年1月7日
发明者B·P·莱西, C·X·斯蒂芬森, 左柏芳 申请人:通用电气公司