专利名称：带有截留涡流空腔的气体涡轮发动机燃烧室筒的制作方法
技术领域：
本发明涉及气体涡轮发动机燃烧室，并更具体地涉及带有预混合器的环筒燃烧室。
背景技术：
工业气体涡轮发动机包括一用于压缩空气的压气机，该压缩空气与燃料混合，并在燃烧室中点燃以便产生燃烧气体。该燃烧气体流入汲取能量的涡轮中以便驱动轴从而为所述压气机提供动力并产生输出功率例如为发电机提供动力。产生电功率的气体涡轮发动机一般在很长期间内运行，并且来自燃烧气体的排放物所关心的问题并且要遵从规定的限制。为此，为低排放物操作并特别为低NOx操作设计燃烧室。一种典型的低NOx燃烧室包括多个围绕发动机周围在周向相互连接的筒形燃烧室。每个燃烧室筒具有多个连接到上游端的预混合器。已经设计出贫燃预混合的低NOx燃烧室以产生低的排放物，但是在燃烧室腔中容易受到燃烧不稳定的影响。在温度超过约3000 时双原子氮迅速分离并与氧结合产生不可接受的高水平 NOx排放物。通常用于减少峰值温度并因此减少NOx排放物的方法是在燃烧室中喷水或蒸汽。然而，水/蒸汽的喷射是成本相当高的技术并可导致不希望的抑制一氧化碳(CO)完全燃烧反应的负效应。另外水/蒸汽的喷射方法还不能达到许多地区要求的极低的污染排放水平。贫燃预混合燃烧是非常有吸引力的降低峰值火焰温度并相应地减少NOx排放物水平的方法。在贫燃预混合燃烧中，燃料和空气在预混合区域中预先混合，然后该燃料空气混合物喷射到它在其中燃烧的燃烧室腔中。由于该预混合形成的贫燃理想配比，实现了较低的火焰温度和NOx排放水平。几种典型的低NOx排放的燃烧室通常采用贫燃预混合燃烧以用于气体涡轮发动机，该发动机包括环筒形和环形燃烧室。环筒燃烧室一般包括圆筒形的管型衬套并插入到转接构件中，同时多个燃料空气预混合器定位在该衬套的前端部上。环形燃烧室也应用在许多燃气涡轮应用中并包括多个预混合器，该混合器在呈环形方式的涡轮喷嘴的上游直接定位在环件中。环形燃烧器具有在径向上通过内和外衬套限界的环形横截面燃烧室腔，同时筒形燃烧器具有在径向上通过单独衬套限界的圆形横截面燃烧室腔。工业气体涡轮发动机一般包括为低排放物操作并特别为低NOx操作设计的燃烧室。低NOx燃烧室通常是多个围绕发动机圆周在周向上相互连接的燃烧室筒，同时每个燃烧室筒具有多个连接到其上游端的预混合器。每个预混合器一般包括圆筒形导管，该导管中共轴线地布置从导管入口延伸到导管出口的管状中央本体，在出口处其连接到较大拱顶上，该拱顶在其中限定该燃烧室筒的上游端以及燃烧室腔。具有多个沿周向间隔布置的叶片的旋流器布置在导管入口处以便将由发动机压气机接收的压缩空气形成旋涡流。在旋流器的下游布置了适当的燃料喷射器，它们通常以沿周向间隔布置的燃料辐管的排列为形式，每个辐管具有多个在径向上间隔布置的燃料喷射孔，该喷射孔按传统方式接收例如气体甲烷的燃料以通过该中央本体排放到位于燃烧室拱顶上游的预混合器导管中。该燃料喷射器轴向布置在燃烧室腔的上游使得燃料和空气有充足的时间相混合和预先汽化。依此方式，预先混合和预先汽化的燃料和空气混合物有助于在燃烧室腔中更充分地燃烧以便减少排放污染物。燃烧室腔一般不穿孔使得到达了预混合器的空气量最大并因此产生更低量的NOx排放物并因此能够满足规定的排放污染物标准。预混合的低NOx燃烧室更容易受到燃烧空腔中燃烧不稳定的影响，这将导致燃料和空气混合物发生变化，于是降低了燃烧室减少排放物的效率。这样，具有预混合器的贫燃低NOx排放的燃烧室受到燃烧不稳定性的影响，而燃烧不稳定则对预先混合燃烧装置的操作性能的施加严格限制。因此本技术领域在存在一种为采用预混合的燃烧室提供燃烧稳定性的需要。
发明内容
气体涡轮发动机燃烧室筒组件包括位于具有预混合器上游端的预混合器下游的燃烧室筒，预混合器下游端和位于其间的预混合器流路。多个沿周向间置的涡流叶片横过位于上游和下游端之间的预混合器流路布置。多个主燃料喷射器用于将燃料喷射到预混合器流路中。燃烧室筒具有由环形燃烧室衬套所环绕的燃烧室腔，该衬套布置成与该预混合器供应流动连通。环形截留双涡流空腔布置在该燃烧室衬套的上游端并限定在环形后壁和环形前壁以及在其间形成的圆形径向外壁之间。在该空腔的径向内端开口的空腔与该轴向外壁间隔开并在后壁和前壁之间延伸。空气喷射第一孔通过该前壁布置而空气喷射第二孔通过后壁布置。该空气喷射第一和第二孔沿径向上间隔布置而燃料喷射孔通过该前和后壁的至少之一布置。该燃烧室筒组件的示范性实施例包括布置成在下游方向上径向向外倾斜通过该后壁的倾斜薄膜冷却开口，布置成沿径向向内倾斜通过该前壁的薄膜冷却开口以及布置成沿轴向向前倾斜的通过该外壁的薄膜冷却开口。作为选择，通过后壁的薄膜冷却开口布置成在下游方向上径向向内倾斜，通过前壁的薄膜冷却开口布置成在下游方向上径向向外倾斜并且该薄膜冷却开口布置成轴向向后倾斜，每个燃料喷射孔由多个空气喷射第二孔环绕而空气喷射第一孔特别布置在周向排列中。该主燃料喷射器包括在涡流叶片内的燃料空腔和通过该涡流叶片的尾边缘从该燃料空腔延伸到预混合器流路的燃料喷射孔。一可选择的燃烧室筒组件具有逆向流动燃烧室流路，该流路包括在下游串行流动关系上的位于外流动套筒和环形燃烧室衬套之间从后向前的部分，在该涡流空腔前部的 180度弯曲部以及该在燃烧室流路的下游端的预混合器流路。该涡流叶片横过限定在外流动套和内流动衬套之间的预混合器流路布置，另一可选择的燃烧室筒组件具有第二级预混合环绕混合器，该混合器布置在预混合器和涡流空腔之间。该环绕混合器包括径向向内延伸到预混合器流路中的周向交替的尾叶。
虽然此说明书以具体限定本发明并清楚要求本发明专利保护的权利要求来结束， 但应该相信通过下面结合附图的说明将使此说明书容变得更加明了，其中图1是按照本发明示范性实施例具有低NOx预混合器和带有截留涡流空腔的筒形燃烧室的气体涡轮发动机的一部分的示意图；图2是图1所示筒形燃烧室的放大纵剖图；图3是图2所示截留涡流空腔的放大纵剖示意图；图4是沿图3中线4-4剖取的正面视图；图5是带有位于预混合器和筒形燃烧室之间的环绕混合器的第一可选择筒形燃烧室的纵剖示意图；图6是沿图5中线6-6的方向剖取的环绕混合器的正面视图；图7是带有逆向流动流路的第二可选择筒形燃烧室的纵剖示意图；图8是通过图7中线8-8剖取的位于逆向流动流路中的燃料叶片的纵剖示意图； 以及图9是图8所示截留涡流空腔的放大示意图。部件列表发动机中心线4、筒轴线8、气体涡轮发动机10、轴流式压气机12、低NOx燃烧室 14、多级涡轮16、驱动轴18、压缩空气20、燃料22、燃烧室筒23、燃烧气体M、燃烧室筒组件 25、燃烧室腔沈、燃烧室衬套27、预混合器观、燃烧室拱顶四、上游端30、出口 31、旋流叶片 32、下游端33、燃料/空气混合物流35、内端39、涡流空腔40、旋涡流41、涡流空腔开口 42、 点火器43、后壁44、空心中央本体45、前壁46、外壁48、燃料管59、燃料喷嘴68、燃料喷射孔 70、导管72、燃料总管74、隔热层80、薄膜冷却开口 84、冷却空气102、旋转方向104、向后喷射的空气110、第一孔112、第二孔114、旋流燃料115、向前喷射的空气116、冷却组件117、 径向向外开口的环形冷却槽120、环形旋流器126、向下游开口的环形冷却槽128、燃料空腔 130、燃料喷射孔132、尾边缘133、预混合器流路134、下游端135、预混合器管140、预混合器喷口 144、中央本体尖顶150、两级预混合器152、回旋混合器154、第一部分156、第一预混合级157、预混合区158、尾叶159、第二预混合级161、第二部分166、低压区170、燃烧区172、 单级燃烧室176、逆流燃烧室流路178、前部分180、弯曲部分181、外流动套筒182、内流动套筒184、下游方向D、径向向内RI、径向向外R0、轴向向后AA、轴向向前AF。
具体实施例方式在图1中表示示范性工业气体涡轮发动机10，其包括布置成与低NOx燃烧室14和单或多级涡轮16串行流动连通的多级轴流式压气机12。该涡轮16通过驱动轴18驱动地连接压气机12上，轴18还用于驱动发电机(未示出)以产生电功率。在运行期间，压气机 12将压缩空气20沿下游方向D排放到燃烧室14中，在该燃烧室中压缩空气20与燃料22 混合并点燃以便产生燃烧气体24，涡轮16从该燃烧气体中汲取能量以转动该轴18从而为压气机12提供动力并驱动发电机或其他适宜的外部负载。该燃烧室14是环筒结构，该结构具有多个围绕发动机中心线4周向布置的燃烧室筒组件25。进一步参考图2，每个燃烧室筒组件25包括直接位于预混合器观下游的燃烧室筒 23，该预混合器在该预混合器和该燃烧器筒之间的预混合区域内的燃料/空气混合物流35中形成主空气/燃料混合物。燃烧室筒23包括由围绕筒轴线8并连接到燃烧室拱顶四的管状或环形燃烧室衬套27所围绕的燃烧室腔26。燃烧室腔沈具有带有与筒轴线8垂直的圆形截面的旋转形状的主体。在示例性实施例中，每个燃烧室衬套27不穿孔以使到达预混合器观的空气量最大化从而减少NOx排放。该总体平的燃烧室拱顶四位于燃烧室腔沈的上游端30并且出口 31位于该燃烧室腔的下游端。转变部分(未示出)将多个燃烧室筒出口 31相连接以实现向涡轮16的共同环形排放结构。与本发明相关的贫燃工艺可成功通过和经受燃烧困难和相关的流动不稳定性以实现燃烧室低NOx排放的效率。为了克服这燃烧室腔沈中的问题，需要一些用于点燃该燃料/空气混合物并稳定火焰的技术。这通过结合形成在燃烧室衬套27中的截留涡流空腔 40来实现。该截留涡流空腔40用于产生燃料/空气混合物的环形旋转的涡流41，如在图 1、2和3中示意所示。参见图3，点火器43用于点燃燃料和空气混合物的环形旋转涡流41并使火焰前缘扩散到燃烧室腔26的其余部分中。该截留涡流空腔40因此用作导燃物以便在从空气燃料预混合器观喷射到燃烧室腔中的空气/燃料混合物流35中点燃主空气/燃料混合物。该截留涡流空腔40表示为大致矩形并限定在环形后壁44、环形前壁46以及在其间形成的圆形径向外壁48之间，该径向外壁大致分别垂直于后和前壁44和46。术语“后”涉及下游方向D，并且术语“前”涉及该上游方向U。空腔开口 42在该空腔40的径向内端39处在后壁44和前壁46之间延伸，并向燃烧室腔26开口，并在径向与外壁48向内间隔开。在本示范性实施例中，该涡流空腔40是大致矩形截面并且后壁44、前壁46和外壁48在轴向延伸的截面中的长度近似相等，如图中所示。具体地参看图3，通过在前壁46中的空气喷射第一孔112喷入涡流驱动的向后喷射的空气110，该第一孔沿位于空腔40的径向内端39处的开口 42附近径向定位的前壁径向定位。涡流驱动的向前喷射的空气116通过靠近外壁48径向定位的后壁44中的空气喷射第二孔114喷入。涡流燃料115通过后壁44中靠近径向外壁48的后壁44中的燃料喷射孔70喷入。每个燃料喷射孔70由几个布置成圆形图案的第二孔114所环绕。前壁46 中的第一孔112布置成围绕筒轴线8的单个周向排列，如图4所示。然而，可采用包括多于一排的燃料喷射孔70和/或第一孔112的其他布置。参看图3，涡流燃料115通过燃料喷射器68进入截留涡流空腔40，该喷射器在燃料喷射孔70内对中。该燃料喷射器68与外燃料总管74流动连通，该总管通过燃料导管72 接收该涡流燃料115。在本发明的示范性实施例中，该燃料总管74具有隔热层80以保护该燃料总管免受热作用，该隔热层可以包含空气或其他隔热材料。以例如通过壁倾斜的冷却孔或槽的冷却开口 84为形式的薄膜冷却装置在用于冷却燃烧室壁的领域中已为人所知。在本发明示范性实施例中，通过后璧44、前壁46和外壁 48布置的薄膜冷却开口 84用作薄膜冷却装置。该薄膜冷却开口 84倾斜布置以有助于促进燃料和空气在空腔40中形成涡流41并且还用于冷却壁部。该薄膜冷却开口 84倾斜布置以使冷却空气102在涡流的旋转方向104上流动。由于空气从第一和第二孔112和114以及该薄膜冷却开口 84进入空腔40，该截留涡流41在该涡流空腔40的空腔开口 42处的切线方向是下游方向D，进入燃烧室腔沈的燃料/空气混合物也是如此。这就意味着，对于涡流空腔40的空腔开口 42处的截留涡流41的下游D切线方向，通过后璧44的薄膜冷却开口 84在下游方向D径向向外倾斜R0，通过前壁46的薄膜冷却开口 84径向向内倾斜RI，通过外壁48的薄膜冷却开口 84轴向向前倾斜AF。对于在该涡流41的涡流空腔40的空腔开口 42处的截留涡流41的切线方向是下游方向的情况，通过后壁44的薄膜冷却开口 84在下游方向D上径向向内倾斜RI，通过前壁46的薄膜冷却开口 84在下游方向D上径向向外倾斜R0，通过外壁48的薄膜冷却开口 84沿轴向向后倾斜AA (见图7和9)。因此，通过在空腔40的截留涡流产生的燃烧气体用作导燃物以便从预混合器接收到燃烧室腔26中的空气和燃料混合物进行燃烧。该截留涡流空腔40为进入燃烧室腔沈的燃料/空气混合物提供连续点燃和火焰稳定源。由于该截留涡流实现该火焰稳定的功能，不需要如所有其他低NOx燃烧室那样在主气流中产生热气体再循环区域。这使得在筒形燃烧室中从主气流区域中消除涡流稳定的再循环区域。该主燃料可喷入进入该燃烧室腔的高速气流中而没有流动分离或再循环，并且使燃料/空气预混合器区域中自动点燃或逆燃和火焰稳定的危险最小化。与传统的贫燃预混合工业气体涡轮燃烧室相比，截留涡流燃烧室可以明显较少的驻留时间实现基本完全的燃烧。通过使在燃烧室腔中的驻留时间保持在相对较短的水平上，可以减少在高于热NOx形成的极限温度上停留的时间，从而使产生的NOx量也下降。因为减少了使CO完全燃烧的时间，此方法的危险是增加了 CO的水平。然而，应当相信，由于在涡流和主空气之间为强烈混合，燃烧室腔的火焰区域很短。与传统的航空飞机燃烧室相比，截留涡流在更短的驻留时间条件下可提供高的燃烧室效率。可以预料，CO水平将是确定最佳燃烧室长度和驻留时间的关键因素。点火、加速以及低功率运行可通过只向截留涡流提供燃料来完成。在负荷范围内的某些点上，可将燃料导入主气流预混合器中。热燃烧产物从截留涡流到主气流的径向向内流动将导致主气流点燃。随着负荷连续地增加，主气流燃料喷射增加并且截留涡流燃料以缓慢的速率下降，使得燃烧室出口温度上升。在满负荷状态下，截留涡流燃料流量将下降到以下水平，使得在涡流中的温度将低于热NOx形成的极限值水平，但仍然足以使主气流燃烧保持稳定。由于该截留涡流在过于贫燃状态下运行以便不能产生大量热NOx，并且该主气流在高温下的驻留时间过短不致于产生大量热NOx，该燃烧室的总排放物将最小化。在本文描述的示范性实施例中，该燃烧室衬套27包括沿径向向外开口的环形冷却槽120，该槽平行于后壁44并且可操作引导冷却空气102使之沿着后壁44流动。燃烧室衬套27包括下游开口环形冷却槽128，该槽可操作引导冷却空气102并使之沿着空腔40 下游的燃烧室衬套27向下游流动。该径向向外开口的冷却槽120和向下游开口的冷却槽 128是所谓冷却组件117的组成部分。再参见图2，该预混合器观包括环形旋流器126，该漩流器具有多个围绕通过预混合器流路134的空心中央本体45周向布置的旋流叶片32，该流路134延伸通过预混合器管 140。燃料管59通过在环形旋流器126的旋流叶片32中的燃料空腔130(见图8)将燃料 22提供到作为实例的燃料喷射器中。该燃料22通过燃料喷射孔132喷射到预混合器流路 134中，孔132从燃料空腔130通过旋流叶片32的尾边缘33延伸到预混合器流路。这种旋流器叶片32的实例表示在图8的横截面图中。这是用于将燃料喷入预混合器流路134中的主燃料喷射器。其他装置在本领域中是公知的，并包括(但不限于此)将燃料沿下游方向喷入该预混合器流路134中的径向延伸燃料杆，和将燃料径向喷入预混合器流路134的中央燃料管。该预混合器管140连接到燃烧室拱顶四上并终止在预混合器和燃烧室腔沈之间的预混合器喷嘴144处。该空心中央本体45由扩散冷却的中央本体顶部150盖住。在图5中表示两级预混合器152，其中第一预混合级157包括该环形旋流器126。 该旋流叶片32围绕横过预混合器管140内的预混合器流路134的空心中央本体45周向布置。该燃料管59将燃料提供到位于环形旋流器126的旋流叶片32中的燃料空腔130中， 如将在图8进一步说明。在环形旋流器126的下游是以回转混合器IM为形式的第二预混合级161，该混合器位于第一预混合级157和涡流空腔40之间。该回旋混合器IM包括径向向内延伸到预混合器流路134和燃料/空气混合物流35中的周向交替的尾叶159。预混合区域158在环形旋流器1 和回转混合器IM之间延伸。该回转混合器 154的尾叶159将燃料/空气混合物流35的第一部分从该预混合区域158沿着尾叶159 径向向内引导，如图5和6所示。来自预混合区158的燃料/空气混合物流35的第二部分 166通过该尾叶159之间。该回转混合器巧4直接在尾叶159的下游尾流中产生低压区域 170。这就促使涡流空腔40中的气体深深进入燃料/空气混合物流35中以便在该燃烧室腔沈中涡流空腔40下游的燃烧区172内对该燃料/空气混合物提供良好的引导及点燃作用。该回转混合器巧4可使来自涡流空腔40的燃烧气体迅速地混合。有些来自靠近径向外壁48的后壁44中的燃料喷射孔70的涡流燃料115将喷射到前壁46上。这些燃料迅速径向向内流动向上并沿着该回转混合器IM的面向后的表面流动从而夹带在空气/燃料混合物流35中。这就更有利于空气/燃料混合物的混合。该回转混合器IM使燃烧区172 中的空气/燃料混合物的火焰前缘锚定和稳定并提供高度火焰稳定性。在图7中表示带有逆向流动燃烧室流路178的干式低NOx单级燃烧室176。该燃烧室流路178包括以下游的串行流动关系的位于外流动套筒182和环形燃烧室衬套27之间的后到前的部分180，在涡流空腔40前面的180度弯曲部分和位于该燃烧室流路178的下游端135处的预混合器流路134。该预混合器观的旋流叶片32布置成横过所述限定在外流动套筒182和内流动套筒184之间的预混合器流路134。该燃料管59提供燃料22到位于环形旋流器126的旋流叶片32中的燃料空腔130去。燃料从燃料空腔130通过延伸通过该旋流叶片32的尾边缘133的燃料喷射孔132喷入到预混合器流路134中，如图8的横截面图所示。涡流驱动向后喷射的空气110通过在后壁44中的空气喷射第一孔112喷入。该第一孔112在涡流空腔40径向内端39处开口 42的附近沿纵向定位。涡流驱动的向前喷射的空气116通过前壁46中的空气喷射第二孔114喷入。该第二孔114在径向上沿着前壁尽可能靠近外壁48地定位。涡流燃料115通过在前后壁46中靠近径向外壁48的燃料喷射孔70喷入。每个燃料喷射孔70由布置成圆形图案的第二孔114所环绕。该在后壁44 中的第一孔112围绕该管轴线8布置成单个周向排列，如图4所示。由于空气从第一和第二孔112和114以及薄膜冷却开口 84进入该空腔40中，该截留涡流41在涡流空腔40的空腔开口 42处的切线方向是向上游的，这与进入燃烧室腔沈的燃料/空气混合物的向下游的方向相反。这就进一步促使涡流41的热燃烧气体的混合。因此，通过涡流空腔40的截留涡流产生的燃烧气体用作导燃源以将从预混合器接收到燃烧室腔26中的空气及燃料混合物点燃。该截留涡流空腔40提供用于进入燃烧室腔26的燃料/空气混合物的连续点燃和火焰稳定源。由于截留涡流完成了火焰稳定的功能，因此就无需如同所有其他低NOx燃烧室那样在主气流中产生热燃气再循环区域。在所述区中的薄膜冷却开口倾斜布置以使冷却空气102在涡流旋转的转动方向上流动。由于空气从第一和第二孔112和114以及薄膜冷却开口 84进入空腔40中，该截留涡流411在涡流空腔的空腔开口 42处的切线方向是向下游方向，进入燃烧室腔沈的燃料/空气混合物的情况也是如此。由于主燃料通过旋流叶片喷射到高速气流中而没有气流分离或再循环，因此在燃料/空气预混合区域中自动点燃或逆燃和火焰稳定的危险最小化。显而易见，与传统的贫燃预混合工业气体涡轮发动机相比，燃烧室截留涡流燃烧室筒能够实现以明显少的驻留时间进行完全燃烧。通过在该燃烧室筒的截留涡流的平面和该燃烧室的出口之间的驻留时间保持在相对短的水平上，在高于热NOx形成极限值的温度上停留时间可以减小。虽然本文已经描述了认为是本发明优选和示范性实施例，但对本领域的普通技术人员来说对本发明作出其他修改变型是显而易见的，因此希望所附权利要求书确保所有这些修改都将落入本发明的真实构思和保护范围内。
权利要求
1.一种气体涡轮发动机(10)燃烧室筒组件(25)，该组件包括一在预混合器08)下游的燃烧室筒03)；所述预混合器08)具有一预混合器上游端(30)，一预混合器下游端(3 和一位于其间的预混合器流路(134)，多个沿所述上游和下游端(30，3 之间的预混合器流路(134)布置的周向间隔开的旋流叶片(32)以及一用于将燃料02)喷射到预混合器流路(134)中的主燃料喷射装置；所述燃烧室筒具有由环形燃烧室衬套07)环绕并布置成和预混合器08)供料连通的燃烧室腔06)；一布置在燃烧室衬套(XT)的上游端(30)并限定在一环形后壁(44)、一环形前壁06) 以及一形成在其间的圆形径向外壁G8)之间的环形截留双涡流空腔GO)；一位于所述空腔GO)的径向内端(39)处的空腔开口 02)与所述径向外壁G8)间置并在后壁(44)和前壁(46)之间延伸；所述前壁G6)中的空气喷射第一孔(11 和后壁G4)中的空气喷射第二孔(114)，所述空气喷射第一和第二孔(112，114)径向间隔开；以及在所述前和后壁G4，46)的至少之一中的燃料喷射孔(70)。
2.如权利要求1所述的燃烧室筒组件(25)，其特征在于，其还包括布置成通过后壁 (44)、前壁(46)、及外壁(48)的倾斜薄膜冷却开口(84)。
3.如权利要求2所述的燃烧室筒组件(25)，其特征在于，其还包括通过所述后壁04) 的所述薄膜冷却开口(84)径向向外(RO)倾斜，通过所述前壁G6)的所述薄膜冷却开口 (84)在下游方向(D)上径向向内(RI)倾斜以及通过所述外壁G8)的所述薄膜冷却开口 (84)轴向向前(AF)倾斜。
4.如权利要求2所述的燃烧室筒组件(25)，其特征在于，其还包括通过所述后壁04) 的所述薄膜冷却开口(84)径向向内(RI)倾斜，通过所述前壁G6)的所述薄膜冷却开口 (84)在下游方向(D)上径向向外(RO)倾斜以及通过所述外壁G8)的所述薄膜冷却开口 (84)轴向向后(AA)倾斜。
5.如权利要求1所述的燃烧室筒组件(25)，其特征在于，每个所述燃料喷射孔(70)由多个所述空气喷射第二孔(114)所环绕并且所述空气喷射第一孔(11 单独地布置在一周向排列中。
6.如权利要求5所述的燃烧室筒组件0 ，其特征在于，其还包括布置成通过所述后壁(44)、前壁(46)和外壁(48)的倾斜薄膜冷却开口(84)。
7.如权利要求6所述的燃烧室筒组件(25)，其特征在于，其还包括通过所述后壁04) 的所述薄膜冷却开口(84)径向向外(RO)倾斜，通过所述前壁G6)的所述薄膜冷却开口 (84)在下游方向(D)上径向向内(RI)倾斜以及通过所述外壁G8)的所述薄膜冷却开口 (84)轴向向前(AF)倾斜。
8.如权利要求6所述的燃烧室筒组件(25)，其特征在于，其还包括通过所述后壁04) 的所述薄膜冷却开口(84)径向向内(RI)倾斜，通过所述前壁G6)的所述薄膜冷却开口 (84)在下游方向⑶上径向向外(RO)倾斜以及通过所述外壁G8)的所述薄膜冷却开口 (84)轴向向后(AA)倾斜。
9.如权利要求1所述的燃烧室筒组件(25)，其特征在于，所述主燃料喷射装置包括在所述旋流叶片(32)中的燃料空腔(130)，从该燃料空腔(130)通过旋流叶片(32)的尾边缘 (133)延伸到预混合器流路(134)的燃料喷射孔(132)。
10.如权利要求9所述的燃烧室筒组件(25)，其特征在于，其还包括布置成通过所述后壁(44)、前壁(46)和外壁(48)的倾斜薄膜冷却开口(84)。
11.如权利要求10所述的燃烧室筒组件(25)，其特征在于，其还包括通过所述后壁 (44)的所述薄膜冷却开口(84)径向向外(RO)倾斜，通过所述前壁G6)的所述薄膜冷却开口(84)在下游方向(D)上径向向内(RI)倾斜以及通过所述外壁G8)的所述薄膜冷却开口 (84)轴向向前(AF)倾斜。
12.如权利要求10所述的燃烧室筒组件(25)，其特征在于，其还包括通过所述后壁 (44)的所述薄膜冷却开口(84)径向向内(RI)倾斜，通过所述前壁G6)的所述薄膜冷却开口(84)在下游方向(D)上径向向外(RO)倾斜，以及通过所述外壁08)的所述薄膜冷却开口 (84)轴向向后(AA)倾斜。
13.如权利要求9所述的燃烧室筒组件(25)，其特征在于，每个燃料喷射孔(70)由多个空气喷射第二孔(114)所环绕而所述空气喷射第一孔(11 单独地布置在一周向排列中。
14.如权利要求13所述的燃烧室筒组件(25)，其特征在于，其还包括布置成通过后壁 (44)、前壁(46)和外壁(48)的倾斜薄膜冷却开口(84)。
15.如权利要求14所述的燃烧室筒组件(25)，其特征在于，其还包括通过所述后壁 (44)的所述薄膜冷却开口(84)径向向外(RO)倾斜，通过所述前壁G6)的所述薄膜冷却开口(84)径向向内(RI)倾斜以及通过所述外壁G8)的所述薄膜冷却开口(84)轴向向前 (AF)倾斜。
16.如权利要求14所述的燃烧室筒组件(25)，其特征在于，其还包括通过所述后壁 (44)的所述薄膜冷却开口(84)径向向内(RI)倾斜，通过所述前壁G6)的所述薄膜冷却开口(84)在下游方向⑶上径向向外(RO)倾斜以及通过所述外壁G8)的所述薄膜冷却开口 (84)轴向向后(AA)倾斜。
全文摘要
本发明涉及带有截留涡流空腔的气体涡轮发动机燃烧室筒。一种位于预混合器下游的气体涡轮发动机具有在其中的预混合器流路和横过预混合器流路布置的周向间隔的旋流叶片。主燃料喷射器定位成将燃料喷到预混合器流路中。环形燃烧室衬套环绕的燃烧室腔布置成和预混合器供料流动连通。布置在该燃烧室衬套上游端的环形截留双涡流空腔限定在环形后壁、环形前壁以及形成在其间的圆形径向外壁之间。位于空腔的径向内端处的空腔开口与径向外壁间距布置。空气喷射第一孔通过前壁布置并且空气喷射第二孔通过后壁布置。燃料喷射孔通过前和后壁至少之一布置。
文档编号F23R3/34GK102175043SQ20111004311
公开日2011年9月7日 申请日期2003年4月11日 优先权日2002年6月11日
发明者A·S·费特尔伯格, D·L·布尔鲁斯, J·M·海尼斯, N·D·乔施 申请人:通用电气公司