燃烧器壁通道冷却系统的制作方法

关于联邦政府赞助的研究或开发的声明

本发明是借助美国政府支持在由美国能源部授予的合同号de-fe0023965下完成的。政府在本发明中具有某些权利。

本申请和所得的专利大体上涉及燃气涡轮发动机，且更具体而言，涉及燃烧器壁通道冷却系统，该燃烧器壁通道冷却系统具有围绕燃烧器的衬套壁定位的衬套壁冷却通道，以便提供壁冷却以及吹扫或膜冷却流。

背景技术：

在燃气涡轮发动机中，热燃烧气体大体上沿热气体路径从燃烧器穿过过渡件流动且流到涡轮中，以产生有用功。因为更高温度的燃烧流一般导致燃气涡轮发动机的性能、效率、和总功率输出的提高，所以经历更高温度燃烧流的构件必须被冷却，以允许燃气涡轮发动机在此种提高的温度下操作，而没有损伤或减少的寿命。

应冷却的热气体路径构件的一个实例是燃烧器衬套。具体而言，由燃料-空气混合物在燃烧器内的燃烧引起的高温流被引导穿过燃烧器衬套。冷却衬套的现有方法包括不同类型的膜冷却技术等。这些冷却流可被通过总系统压力降送到衬套或热气体路径中。具体而言，空气可被从压缩机或其他地方经由稍微复杂的一系列热交换器和管路送到燃烧器。此种膜冷却技术可为有效的，但冷却流随后不可被利用以减少非期望的排放。而且，此种冷却流可为昂贵的，因为在使用之前可能需要外部冷却。

因而期望冷却燃烧器衬套和/或其他类型的热气体路径构件的改善的冷却系统和方法。此种改进的冷却系统和方法可在系统输出和效率的总体提高的情况下提供足够的冷却。

技术实现要素：

本申请和所得的专利因而提供一种用于与燃气涡轮发动机一起使用的燃烧器衬套。燃烧器衬套可包括完全或部分地从头端延伸到后端的衬套壁、定位在衬套壁内且从入口延伸到出口的多个衬套壁冷却通道、和多个衬套返回管道。衬套壁冷却通道的出口可定位在衬套返回管道附近。

本申请和所得的专利因而提供一种冷却燃气涡轮发动机中的燃烧器的构件的方法。该方法可包括以下步骤：对构件的壁提供空气流；使空气流动通过构件的壁中的多个冷却通道；使空气从构件的壁中的冷却通道流到返回管道中；和使空气在返回管道中流到另一构件。

本申请和所得的专利还提供一种用于与燃气涡轮发动机一起使用的构件。该构件可包括完全或部分地从头端延伸到后端的构件壁、定位在构件壁内且从入口延伸到出口的多个构件壁冷却通道、和多个构件返回管道。构件壁冷却通道的出口可定位在构件返回管道附近。

技术方案1：一种用于与燃气涡轮发动机一起使用的燃烧器衬套，包括：

衬套壁，其完全或部分地从头端延伸至后端；

多个衬套壁冷却通道，其定位在所述衬套壁内；

其中，所述多个衬套壁冷却通道从入口延伸至出口；和

多个衬套返回管道；

其中，所述多个衬套壁冷却通道的出口定位在所述多个衬套返回管道附近。

技术方案2：根据技术方案1所述的燃烧器衬套，其中，所述多个衬套返回管道与围绕所述衬套壁的头端定位的头端管道连通。

技术方案3：根据技术方案2所述的燃烧器衬套，其中，所述衬套壁包括与所述头端管道连通的多个吹扫孔。

技术方案4：根据技术方案1所述的燃烧器衬套，其中，所述多个衬套壁冷却通道的入口定位为与流动套管内的流动路径中的空气流连通。

技术方案5：根据技术方案1所述的燃烧器衬套，其中，所述多个衬套壁冷却通道包括基本上方形的形状或基本上圆的形状。

技术方案6：根据技术方案1所述的燃烧器衬套，其中，所述多个衬套壁冷却通道包括大约2到5英寸(大约5.1到12.7厘米)的长度。

技术方案7：根据技术方案1所述的燃烧器衬套，其中，所述多个衬套壁冷却通道包括大约0.060英寸(大约1.524毫米)到大约0.080英寸(大约2.0毫米)的直径。

技术方案8：根据技术方案1所述的燃烧器衬套，其中，所述多个衬套壁冷却通道包括大约0.065英寸(大约1.65毫米)的入口直径和大约0.075英寸(大约1.91毫米)的引出口直径。

技术方案9：根据技术方案1所述的燃烧器衬套，其中，所述多个衬套壁冷却通道可在所述衬套壁上定位在多个列中。

技术方案10：根据技术方案9所述的燃烧器衬套，其中，八个到十五个所述多个衬套壁冷却通道可定位在所述衬套壁上的所述多个列中的各个中。

技术方案11：根据技术方案1所述的燃烧器衬套，其中，所述多个衬套壁冷却通道是铸造到所述衬套壁中的。

技术方案12：根据技术方案1所述的燃烧器衬套，其中，所述多个衬套壁冷却通道是通过添加制造过程形成的。

技术方案13：根据技术方案1所述的燃烧器衬套，其中，所述衬套壁包围燃烧室。

技术方案14：一种冷却燃气涡轮发动机中的构件的方法，包括：

对所述构件的壁提供空气流；

使空气流动通过所述构件的壁中的多个冷却通道；

使空气从所述构件的壁中的所述多个冷却通道流到返回管道中；和

使空气在所述返回管道中流到另一构件。

技术方案15：根据技术方案14所述的冷却方法，其中，使空气在所述返回管道中流到另一构件的步骤包括使空气在所述返回管道中流到头端管道。

技术方案16：一种用于与燃气涡轮发动机一起使用的构件，包括：

构件壁，其完全或部分地从头端延伸至后端；

多个构件壁冷却通道，其定位在所述构件壁内；

其中，所述多个构件壁冷却通道从入口延伸至出口；和

多个构件返回管道；

其中，所述多个构件壁冷却通道的出口定位在所述多个构件返回管道附近。

技术方案17：根据技术方案16所述的构件，其中，所述构件包括燃烧器衬套。

技术方案18：根据技术方案16所述的构件，其中，所述多个构件壁冷却通道包括入口和出口，且其中，所述多个构件壁冷却通道的出口定位在所述多个构件返回管道附近。

技术方案19：根据技术方案16所述的构件，其中，所述多个构件返回管道与围绕所述构件壁定位的管道连通。

技术方案20：根据技术方案16所述的构件，其中，所述多个构件壁冷却通道包括大约2到5英寸(大约5.1到12.7厘米)的长度。

方案1：一种用于与燃气涡轮发动机10一起使用的燃烧器衬套110，包括：

衬套壁140，其完全或部分地从头端105延伸至后端115；

多个衬套壁冷却通道130，其定位在所述衬套壁140内；

其中，所述多个衬套壁冷却通道130从入口150延伸至出口160；和

多个衬套返回管道170；

其中，所述多个衬套壁冷却通道130的出口定位在所述多个衬套返回管道170附近。

方案2：根据方案1所述的燃烧器衬套110，其中，所述多个衬套返回管道170与围绕所述衬套壁140的头端105定位的头端管道180连通。

方案3：根据方案2所述的燃烧器衬套110，其中，所述衬套壁140包括与所述头端管道180连通的多个吹扫孔190。

方案4：根据方案1所述的燃烧器衬套110，其中，所述多个衬套壁冷却通道130的入口150定位为与流动套管70内的流动路径75中的空气流20连通。

方案5：根据方案1所述的燃烧器衬套110，其中，所述多个衬套壁冷却通道130包括基本上方形的形状或基本上圆的形状。

方案6：根据方案1所述的燃烧器衬套110，其中，所述多个衬套壁冷却通道130包括大约2到5英寸(大约5.1到12.7厘米)的长度。

方案7：根据方案1所述的燃烧器衬套100，其中，所述多个衬套壁冷却通道130包括大约0.060英寸(大约1.524毫米)到大约0.080英寸(大约2.0毫米)的直径。

方案8：根据方案1所述的燃烧器衬套100，其中，所述多个衬套壁冷却通道130包括大约0.065英寸(大约1.65毫米)的入口直径和大约0.075英寸(大约1.91毫米)的引出口直径。

方案9：根据方案1所述的燃烧器衬套100，其中，所述多个衬套壁冷却通道130可在所述衬套壁140上定位在多个列中。

方案10：根据方案9所述的燃烧器衬套110，其中，八个到十五个所述多个衬套壁冷却通道130可定位在所述衬套壁140上的所述多个列中的各个中。

方案11：根据方案1所述的燃烧器衬套110，其中，所述多个衬套壁冷却通道130是铸造到所述衬套壁中的。

方案12：根据方案1所述的燃烧器衬套110，其中，所述多个衬套壁冷却通道130是通过添加制造过程形成的。

方案13：根据方案1所述的燃烧器衬套110，其中，所述衬套壁140包围燃烧室85。

方案14：一种冷却燃气涡轮发动机10中的构件110的方法，包括：

对所述构件110的壁140提供空气流20；

使空气20流动通过所述构件110的壁140中的多个冷却通道130；

使空气20从所述构件110的壁140中的所述多个冷却通道130流到返回管道170中；和

使空气20在所述返回管道170中流到另一构件。

方案15：根据方案14所述的冷却方法，其中，使空气20在所述返回管道170中流到另一构件的步骤包括使空气20在所述返回管道170中流到头端管道180。

在阅读结合若干附图和所附权利要求作出的下列详细说明之后，本申请和所得专利的这些和其他特征和改进对本领域技术人员将变得显而易见。

附图说明

图1是燃气涡轮发动机的示意图，其示出压缩机、燃烧器、涡轮、和负载。

图2是可与图1的燃气涡轮发动机一起使用的燃烧器的示意图。

图3为可在本文中说明的具有壁通道冷却系统的燃烧器衬套的透视图。

图4是图3的壁通道冷却系统的部分透视图。

图5是图3的壁通道冷却系统的部分截面图。

部件列表

10燃气涡轮发动机

15压缩机

20空气

25燃烧器

30燃料

35燃烧气体

40涡轮

45轴

50负载

55盖板

60燃料喷嘴

65衬套

70流动套管

75流动路径

80入口

85燃烧室

90过渡件

100燃烧器

105头端

110衬套

115后端

120壁通道冷却系统

130冷却通道

140衬套壁

150入口

160出口

170返回管道

180头端管道

190吹扫孔。

具体实施方式

现在参考附图(其中贯穿若干视图，类似的标号指类似的元件)，图1示出可在本文中使用的燃气涡轮发动机10的示意图。燃气涡轮发动机10可包括压缩机15。压缩机15压缩进入的空气流20。压缩机15将压缩空气流20输送到燃烧器25。燃烧器25将压缩空气流20与加压燃料流30混合，且点燃该混合物以形成燃烧气体流35。尽管仅示出单个燃烧器25，但燃气涡轮发动机10可包括任何数量的燃烧器25。燃烧气体流35又被输送到涡轮40。燃烧气体流35驱动涡轮40，以便产生机械功。在涡轮40中产生的机械功通过轴45和外部负载50(诸如发电机等)来驱动压缩机15。

燃气涡轮发动机10可利用天然气、各种类型的合成气液态燃料、和/或其他类型的燃料及其掺合物。燃气涡轮发动机10可为由generalelectriccompanyofschenectady,newyork提供的多种不同的燃气涡轮发动机中的任一种，包括但不限于诸如7或9系列重载燃气涡轮发动机等的那些。燃气涡轮发动机10可具有许多不同的构造，且可使用其他类型的构件。其他类型的燃气涡轮发动机也可用在本文中。多个燃气涡轮发动机、其他类型的涡轮、和其他类型的功率生成设备也可一起用在本文中。

图2示出可与燃气涡轮发动机10等一起使用的燃烧器25的示例。一般来说，燃烧器25可包括在其上游端处的盖板55。盖板55可在其中至少部分地支撑多个燃料喷嘴60。任何数量或类型的燃料喷嘴60可用在本文中。盖板55提供空气流20和燃料流30去往燃料喷嘴60的通路。

燃烧器25可包括配置在流动套管70内的燃烧器衬套65。衬套65和流动套管70的布置可为基本上同心的，且可在其间限定环形流动路径75。流动套管70可包括延伸穿过其的多个流动套管入口80。流动套管入口80可提供来自压缩机15或其他地方的流动空气20的至少一部分的通路。流动套管70可被以入口80或其他图案穿孔。燃烧衬套65可在燃料喷嘴60的下游限定用于空气流20和燃料流30的燃烧的燃烧室85。燃烧器25的后端可包括过渡件90。过渡件90可定位为邻近涡轮40，且可将燃烧气体流35引导到其。本文中描述的燃烧器25和燃烧器构件仅用于示例。许多其他类型的燃烧器和燃烧器构件可为已知的。

图3-5示出可在本文中描述的燃烧器100的示例的部分。具体而言，示出燃烧器衬套110。燃烧器衬套110可从头端105延伸至后端115。燃烧器衬套110可基本上类似于在上面描述的，但加入了壁通道冷却系统120。燃烧器衬套110可具有任何合适的大小、形状、或构造。

壁通道冷却系统120可包括多个冷却通道130。冷却通道130可延伸穿过衬套壁140。冷却通道130中的各个可从入口150延伸至出口160。任何数量的冷却通道130可用在本文中。在一个示例中，冷却通道130可具有基本上方形的形状，且可具有大约0.070英寸(大约1.778毫米)的直径。备选地，可使用具有大约0.075英寸(大约1.905毫米)的直径的圆形通道。冷却通道130可具有大约0.060英寸(大约1.524毫米)至大约0.080英寸(大约2.0毫米)的直径。可在本文中使用其他形状和大小。冷却通道130的长度可被限制为不大于大约数英寸，即，不大于大约2至5英寸(大约5.1至12.7厘米)。还可在本文中使用其他长度。

壁通道冷却系统120可以将冷却通道130定位在多个邻近的排中。在一个示例中，可使用168排冷却通道130。而且，大约在围绕衬套壁140周向地布置的多个列中可各自定位八到十五个冷却通道130。备选地，冷却通道130可在任何位置延伸衬套壁140的长度的任何部分。任何数量的冷却通道130可以以任何适合的大小、形状、或构造用在本文中。冷却通道130可铸造在衬套壁140内并且/或者通过其他类型的常规技术制造，包括psp、硬焊、加工等。备选地，也可全部或部分地利用添加制造过程等。

冷却通道130的入口150可打开，以便暴露于空气流20。(上述流动套管70不需要用在本文中。)冷却通道130的出口160可定位在返回管道170内。任何数量的返回管道170可以以任何适合的大小、形状、或构造用在本文中。返回管道170沿衬套壁140的冷侧的长度延伸，且可与头端管道180连通。头端管道180可完全地或部分地包围衬套壁140的头端105。头端管道180可与穿过衬套壁140的多个吹扫孔190等连通。在一个示例中，可用在本文中的八个吹扫孔190可具有大约0.375英寸(大约9.525毫米)的直径。任何数量的吹扫孔190可以以任何适合的大小、形状、或构造用在本文中。来自返回管道170的空气流20还可被引导到其他地方。例如，空气流20可被引导至预混器、afs系统、吹扫孔、喷嘴、或其他地方。而且，不同的返回管道170可将流的部分引导至不同部位。可在本文中使用其他构件和其他构造。

在使用时，来自压缩机或其他地方的空气流20的一部分可被朝燃烧衬套110的衬套壁140送出。压力降的一部分可用于将流送到冷却通道130的入口150中，在此，流在其行进穿过衬套壁140时冷却衬套壁140。冷却通道130增大总冷却表面积和热传递系数，以提高每单位体积空气的冷却效率。冷却通道130可在长度方面受到限制，因为其中的空气流20可从衬套壁140的热侧快速地吸收热量。一旦已通过流降低了给定的温度差，则给定通道130的冷却效率可减小，使得具有不同空气流的下个冷却通道130可继续冷却衬套壁140。冷却通道130可改变入口150和引出口160之间的大小(流动面积)，以便使冷却通道130内的流动损失最小化。例如，入口直径可为0.065英寸(大约1.65毫米)且引出口直径可为大约0.075英寸(大约1.91毫米)。可在本文中使用其他大小。被加热的空气20然后可通过出口160离开冷却通道130，且可聚集在返回管道170内。空气流20穿过返回管道170流到头端管道180。空气流20然后可用作经由吹扫孔190围绕衬套110的头端105的吹扫或泄漏流。备选地，空气流20可在流过冷却通道130之后完全或部分地用于其他目的。

可利用总压力降的仅一部分，使得壁通道冷却系统120将更多且更高压的空气引导至燃料-空气预混区。因此，燃烧器100可在更高的压力比下操作，以用于改善的可操作性、燃料灵活性、和总排放的减少。壁通道冷却系统120还消除外部压缩机、热交换器、复杂管路等的需要，以用于简化且较不昂贵的冷却系统。尽管已在燃烧器衬套110的背景下描述了壁通道冷却系统120，但壁通道冷却系统120可与任何类型的涡轮构件或涡轮构件对一起使用。

应当明白的是，前述内容仅涉及本发明和所得专利的某些实施例。可由本领域技术人员在本文中作出许多改变和改型，而不偏离由以下权利要求及其等同物限定的本发明的总体精神和范围。