具有过渡喷嘴的燃烧系统的制作方法与工艺

本发明一般地涉及燃气涡轮发动机，更具体地涉及具有过渡喷嘴的燃烧系统，该过渡喷嘴具有最小化的冷却压力损失以提高点火温度和整体效率。

背景技术：
过渡喷嘴燃烧系统(也称作切向燃烧器)中，燃烧系统可以与涡轮机的第一级一体形成。具体地，燃烧器的几何构造可以包括布置成代替第一级喷嘴叶片的功能的内衬(liner)和过渡件。因此该构造可以用于加速来自燃烧器的热燃烧气体流并使该热燃烧气体流从纵向改变到周向以便于在涡轮机中有效利用。因此，过渡喷嘴燃烧系统的效率一般重点在于限制穿越一体化的内衬、过渡件和第一级喷嘴叶片的压降。效率还可以重点在于(特别是在燃烧气体流会被扼制的在过渡喷嘴的前部附近)限制寄生冷却(parasiticcooling)和漏流。具体地，过渡喷嘴和相关支撑结构会需要冷却系统以耐受与高马赫数燃烧气体流相关的气动热负荷。考虑到这种情况，冷却流的一部分可以用于通过薄膜冷却来冷却过渡喷嘴。但是，该部分流不会参与填充燃烧流，因此降低整体系统性能。因此，期望改进的过渡喷嘴燃烧系统。优选这种过渡喷嘴燃烧系统可以对定位在热燃烧气体路径周围的部件提供充分冷却，并同时限制寄生冷却和漏流损失的程度，以改进部件寿命和整体效率。

技术实现要素：
因此，本发明提供一种与冷却流一起使用的燃烧系统。该燃烧系统可以包括首端(headend)、尾端(aftend)、从首端延伸到尾端的过渡喷嘴、和围绕过渡喷嘴的冲击套筒。冲击套筒可以限定第一腔和第二腔，第一腔与首端连通以用于冷却流的第一部分，第二腔与尾端连通以用于冷却流的第二部分。过渡喷嘴上可以包括与冷却流的第二部分连通的多个冷却孔。本发明还提供一种与冷却流一起使用的过渡喷嘴燃烧系统。该过渡喷嘴燃烧系统可以包括从首端延伸到尾端的过渡喷嘴和围绕过渡喷嘴的冲击套筒。过渡喷嘴可以包括一体化的内衬、过渡件和第一级喷嘴叶片。冲击套筒可以限定第一腔和第二腔，第一腔与首端连通以用于引导冷却流的第一部分，第二腔与尾端连通以用于引导冷却流的第二部分。本发明还提供一种与冷却流一起使用的过渡喷嘴燃烧系统。该过渡喷嘴燃烧系统可以包括从首端延伸到尾端的过渡喷嘴和围绕过渡喷嘴的冲击套筒。冲击套筒可以限定第一腔和第二腔，第一腔与首端连通以用于引导冷却流的第一部分，第二腔与尾端连通以用于引导冷却流的第二部分。冲击套筒还可以包括分隔器横档，分隔器横档分开第一腔和第二腔。过渡喷嘴上可以包括与冷却流的第二部分连通的多个冷却孔。在结合附图和所附的权利要求阅读以下具体实施方式之后，本发明的这些和其他特征及改进对于本领域普通技术人员来说将是显而易见的。附图说明图1是具有压缩系统、燃烧系统和涡轮机的燃气涡轮发动机的示意图。图2是可以与图1的燃气涡轮发动机一起使用的燃烧系统的示意图。图3是如本说明书描述的过渡喷嘴燃烧系统的部分透视图。图4是可以与图3的过渡喷嘴燃烧系统一起使用的冲击套筒的一部分的示意图。图5是图3的过渡喷嘴燃烧系统从其后端的部分横截面图。具体实施方式现在参照附图，在全部附图中类似的附图标记表示类似的元件，图1示出如本说明书中使用的燃气涡轮发动机10的示意图。燃气涡轮发动机10可以包括压缩系统15。压缩系统15压缩进入的空气流20。压缩系统15将压缩的空气流20传送至燃烧系统25。燃烧系统25使压缩的空气流20与加压的燃料流30混合并点燃混合物以产生燃烧气体流35。燃烧气体流35转而被传送至涡轮机40。燃烧气体流35驱动涡轮机40以产生机械功。涡轮机40中产生的机械功经由轴45驱动压缩系统15并驱动外部载荷50(例如发电机等)。燃气涡轮发动机10可以使用天然气、各种类型的合成气、和/或其他类型的燃料。燃气涡轮发动机10可以是由位于Schenectady，NewYork的GeneralElectricCompany等提供的多种不同燃气涡轮发动机中的任一种。燃气涡轮发动机10可以具有不同的构造并且可以使用其他类型的部件。这里还可以使用其他类型的燃气涡轮发动机。这里还可以一起使用多个燃气涡轮发动机、其他类型的涡轮机和其他类型的发电设备。图2示出可以用于燃气涡轮发动机10中的燃烧系统25的示例。通常的燃烧系统25中可以包括具有多个燃料喷嘴65的首端60。内衬68和过渡件70可以从燃料喷嘴65的下游延伸到在涡轮机40的多个第一级喷嘴叶片80附近的尾端75。冲击套筒85可以围绕内衬68和过渡件70，并向内衬68和过渡件70提供冷却流。其他类型的燃烧器25和其他类型的部件和其他构造也是众所周知的。来自压缩系统15或其他地方的冷却流90可以穿过冲击套筒85。冷却流90可以用于冷却内衬68和过渡件70，然后可以用于至少部分地填充燃烧气体流35。一部分流90朝向尾端75行进并且可以用于冷却第一级喷嘴叶片80和相关部件。可以使用其他类型的冷却流。因此，损失冷却流90的一部分导致寄生损失，这是由于该部分流90不用于填充燃烧流35。图3示出如本说明书描述的过渡喷嘴燃烧系统100的一部分的示例。过渡喷嘴燃烧系统100可以包括过渡喷嘴110。过渡喷嘴110以类似于如上所述的方式具有内衬、过渡件和第一级喷嘴叶片的一体化构造。过渡喷嘴110从燃料喷嘴65附近的首端120延伸到在第一涡轮机级150中的多个叶片附近的近端阻流区域130和过渡喷嘴尾端140。因此过渡喷嘴燃烧系统100可以被认为是一体化燃烧系统。这里可以使用其他构造的其他类型的燃烧器。图4示出过渡喷嘴燃烧系统100的过渡喷嘴110的一部分。具体地，冲击套筒160可以围绕过渡喷嘴110并且可以与首端120和尾端140连通。过渡喷嘴110和冲击套筒160之间可以形成多个腔：与首端120连通的第一腔170和与尾端140连通的第二腔180。腔170、180可以由腔分隔器横档190分开。因此冷却流200可以被分成第一腔170中的第一流210和第二腔180中的第二流220。因此第一流210朝向首端120行进并且可以用于填充燃烧气体流35。第二腔180中的第二流220朝向尾端140流动。第二流220可以用于薄膜冷却或其他类型的冷却流。因此第二流220可以与定位在近端阻流区域130附近的多个冷却孔230连通。具体地，冷却孔230可以包括在近端阻流区域130附近位于外侧壁245上的多个外侧壁膜孔240、在近端阻流区域130附近位于内侧壁255上的多个内侧壁膜孔250、在近端阻流区域130附近位于压力侧265上的多个压力侧膜孔260和在近端阻流区域130附近位于吸力侧275上的多个吸力侧膜孔270。此外，多个外侧壁后部冷却孔280可以定位在外侧壁245上，多个内侧壁后部冷却孔290可以定位在内侧壁255上。此外，多个后端冷却槽300可以用在后缘305上。第二冲击腔流220可以与后端冷却槽300连通。冷却孔230的尺寸、形状和构造可以改变。不一定需要使用所有的冷却孔230。冷却孔230可以改变尺寸、形状、数量、取向和位置。冷却孔230还可以在出口表面处包括扩散器以增强薄膜冷却性能。这里还可以使用其他部件和其他构造。因此，使用冷却孔230有效地冷却了燃烧气体具有最高气动负荷处的过渡喷嘴110的后端。具体地，冷却孔230的布置用于限制过渡喷嘴110的近端阻流区域130附近的薄膜冷却需求。减少冷却流需求因而减小沿其的压力损失。代替成为寄生损失，这种节省的冷却流反而可以用于填充燃烧气体流35以提高点火温度，并因此增强整体燃烧器性能。这里描述的过渡喷嘴燃烧系统100可以包括位于热表面上的热障涂层以减小冷却需求并进一步提高整个系统和发动机的性能。类似地，这里的部件可以由能够承受更高温度并减小冷却需求的高性能材料(例如陶瓷金属复合材料等)制成。很明显前述仅涉及本发明的某些实施例。在不脱离由所附权利要求书及其等同形式限定的本发明的一般精神和范围的情况下，本领域普通技术人员可以在本说明书中进行许多改变和修改。