本公开的领域总体涉及燃气涡轮发动机，并且更特别地，涉及用于减少燃气涡轮发动机中的燃烧器衬套冷却膜的刷洗(scrubbing)的方法和系统。
背景技术：
至少一些已知燃气涡轮发动机使用燃烧室系统，燃烧室系统包括径向内部衬套和径向外部衬套，以在某个预定区内保持燃烧。由于内部和外部衬套遭受暴露于紧挨着燃烧区的恶劣环境的影响，所以常对衬套提供冷却空气流，以有利于延长它们的寿命。在与燃烧区相对的侧部上将冷却空气引向衬套，并且使冷却空气导引通过穿过衬套形成的多个稀疏地间隔开的膜孔。孔定位成试图沿着紧挨着燃烧区的衬套的表面形成冷却空气膜。
在使用贫燃技术(该技术在燃烧器的燃料喷燃器中使用高流旋流器(highflowswirler))的燃气涡轮发动机中，来自喷燃器的主流包括轴向分量和强烈的周向或旋流分量。在一些情况或运行模式中，主流可能与膜冷却流相互作用而中断膜冷却流，使膜冷却流分配不当，或者刷洗膜冷却流。
技术实现要素：
在一个实施例中，燃烧器衬套包括延伸通过衬套的多个稀疏地间隔开的膜孔的场域，其中，该场域包括边界。燃烧器衬套还包括在场域的边界内的具体预定位置处延伸通过衬套的相对更加密集地间隔开的屏蔽孔的补块。
可选地，多个稀疏地间隔开的膜孔相对于彼此大约等距地间隔开第一距离。同样可选地，密集地间隔开的屏蔽孔相对于彼此大约等距地间隔开第二距离。在各种实施例中，多个稀疏地间隔开的膜孔相对于彼此间隔开第一距离，密集地间隔开的屏蔽孔相对于彼此间隔开第二距离，其中第二距离不同于第一距离。在一些实施例中，多个稀疏地间隔开的膜孔相对于彼此间隔开第一距离，密集地间隔开的屏蔽孔相对于彼此间隔开第二距离，第二距离小于第一距离。在其它实施例中，多个稀疏地间隔开的膜孔包括第一横截面积，密集地间隔开的屏蔽孔包括第二横截面积，第二横截面积不同于第一横截面积。可选地，多个稀疏地间隔开的膜孔中的至少一些包括卵形横截面，多个稀疏地间隔开的膜孔中的至少一些包括扩散器出口，并且密集地间隔开的屏蔽孔包括圆形横截面。
在另一个实施例中，减少燃烧器中的膜冷却刷洗的方法包括将冷却流体的层流导向燃烧器的衬套的表面，衬套至少部分地包围燃烧器的燃烧区，将盘旋的燃料空气混合物的流引导到燃烧区中，盘旋的燃料空气混合物的流的离心力将盘旋的燃料空气混合物的流的一部分驱动到衬套的一个或多个受影响区域中，并且在一个或多个受影响区域附近大约垂直地引导屏蔽空气流通过衬套。
可选地，将冷却流体的层流导向燃烧器的衬套的表面的步骤包括导向冷却流体流通过衬套中的稀疏地间隔开的膜孔。同样可选地，引导屏蔽空气流通过衬套的步骤包括通过具有大约圆形横截面的孔将屏蔽空气流引导到衬套的表面。该方法还可选地包括确定衬套的表面上的位置，在该位置上，盘旋的燃料空气混合物将与冷却流体的层流相互作用。引导屏蔽空气流的步骤可包括将延伸通过衬套的多个密集地间隔开的屏蔽孔定位在衬套的表面上的区域附近，在该区域中，盘旋的燃料空气混合物将与冷却流体的层流相互作用。该方法还可选地包括使用屏蔽空气流的动量来改变盘旋的燃料空气混合物的流的一部分的方向。引导屏蔽空气流的步骤可选地包括引导来自与冷却流体的层流相同的空气源的屏蔽空气流。
在又另一个实施例中，燃气涡轮发动机系统包括处于串行流关系的高压压缩机、燃烧器和高压涡轮。燃烧器包括：延伸通过燃烧器的衬套的多个稀疏地间隔开的膜孔的场域，其中，该场域包括边界；以及在该场域的边界内延伸通过衬套的相对更加密集地间隔开的屏蔽孔的邻接补块。
可选地，多个稀疏地间隔开的膜孔的场域和相对更加密集地间隔开的屏蔽孔的补块联接成与高压压缩机的流体排出端口处于流连通。同样可选地，燃烧器进一步包括混合器组件，混合器组件包括先导混合器和主混合器，在整个发动机工作循环期间都对先导混合器供应燃料，而仅仅在发动机工作循环的功率升高状态期间对主混合器供应燃料。在各种实施例中，多个稀疏地间隔开的膜孔中的至少一些包括在衬套的表面处的扩散器，并且相对更加密集地间隔开的屏蔽孔的补块包括圆形横截面。
技术方案1.一种燃烧器衬套(320，322)，包括：
延伸通过所述燃烧器衬套(320，322)的多个稀疏地间隔开的膜孔(418)的场域(414)，所述场域(414)具有边界(416)；以及
在所述场域(414)的所述边界(416)内具体预定位置处延伸通过所述燃烧器衬套(320，322)的相对更加密集地间隔开的屏蔽孔(426)的补块(422)。
技术方案2.根据技术方案1所述的燃烧器衬套(320，322)，其特征在于，所述多个稀疏地间隔开的膜孔(418)相对于彼此大约等距地间隔开第一距离(421)。
技术方案3.根据技术方案1所述的燃烧器衬套(320，322)，其特征在于，所述密集地间隔开的屏蔽孔(426)相对于彼此大约等距地间隔开第二距离(427)。
技术方案4.根据技术方案1所述的燃烧器衬套(320，322)，其特征在于，所述多个稀疏地间隔开的膜孔(418)相对于彼此间隔开第一距离(421)，所述密集地间隔开的屏蔽孔(426)相对于彼此间隔开第二距离(427)，所述第二距离(427)不同于所述第一距离(421)。
技术方案5.根据技术方案1所述的燃烧器衬套(320，322)，其特征在于，所述多个稀疏地间隔开的膜孔(418)相对于彼此间隔开第一距离(421)，所述密集地间隔开的屏蔽孔(426)相对于彼此间隔开第二距离(427)，所述第二距离(427)小于所述第一距离(421)。
技术方案6.根据技术方案1所述的燃烧器衬套(320，322)，其特征在于，所述多个稀疏地间隔开的膜孔(418)包括第一横截面积，所述密集地间隔开的屏蔽孔(426)包括第二横截面积，所述第二横截面积不同于所述第一横截面积。
技术方案7.根据技术方案1所述的燃烧器衬套(320，322)，其特征在于，所述多个稀疏地间隔开的膜孔(418)中的至少一些包括卵形横截面(428)。
技术方案8.根据技术方案1所述的燃烧器衬套(320，322)，其特征在于，所述多个稀疏地间隔开的膜孔(418)中的至少一些包括扩散器出口。
技术方案9.根据技术方案1所述的燃烧器衬套(320，322)，其特征在于，相对更加密集地间隔开的屏蔽孔(426)的所述补块(422)在所述补块(422)内排除稀疏地间隔开的膜孔(418)。
技术方案10.根据技术方案1所述的燃烧器衬套(320，322)，其特征在于，所述密集地间隔开的屏蔽孔(426)包括圆形横截面(424)。
技术方案11.一种燃气涡轮发动机(120)，包括处于串行流关系的高压压缩机(224)、燃烧器(226)和高压涡轮(228)，所述燃烧器(226)包括：
延伸通过所述燃烧器(226)的衬套(320，322)的多个稀疏地间隔开的膜孔(418)的场域(414)，所述场域(414)具有边界(416)；以及
在所述场域(414)的所述边界(416)内延伸通过所述燃烧器衬套(320，322)的相对更加密集地间隔开的屏蔽孔(426)的邻接补块(422)。
技术方案12.根据技术方案11所述的燃气涡轮发动机(120)，其特征在于，所述多个稀疏地间隔开的膜孔(418)的所述场域(414)和相对更加密集地间隔开的屏蔽孔(426)的所述补块(422)联接成与所述高压压缩机(224)的流体排出端口(369)处于流连通。
技术方案13.根据技术方案11所述的燃气涡轮发动机(120)，其特征在于，所述燃烧器(226)进一步包括混合器组件(340)，所述混合器组件(340)包括先导混合器(396)和主混合器(394)，在整个发动机工作循环期间对所述先导混合器(396)供应燃料，且仅仅在所述发动机工作循环的功率升高状态的期间对所述主混合器(394)供应燃料。
技术方案14.根据技术方案11所述的燃气涡轮发动机(120)，其特征在于，所述多个稀疏地间隔开的膜孔(418)中的所述至少一些包括在所述燃烧器衬套(320，322)的表面(404)处的扩散器(1002)，并且相对更加密集地间隔开的屏蔽孔(426)的所述补块(422)包括圆形横截面(424)。
实施方式1.一种燃烧器衬套，包括：
延伸通过所述衬套的多个稀疏地间隔开的膜孔的场域，所述场域具有边界；以及
在所述场域的所述边界内的具体预定位置处延伸通过所述燃烧器衬套的相对更加密集地间隔开的屏蔽孔的补块。
实施方式2.根据实施方式1所述的燃烧器衬套，其特征在于，所述多个稀疏地间隔开的膜孔相对于彼此大约等距地间隔开第一距离。
实施方式3.根据实施方式1所述的燃烧器衬套，其特征在于，所述密集地间隔开的屏蔽孔相对于彼此大约等距地间隔开第二距离。
实施方式4.根据实施方式1所述的燃烧器衬套，其特征在于，所述多个稀疏地间隔开的膜孔相对于彼此间隔开第一距离，所述密集地间隔开的屏蔽孔相对于彼此间隔开第二距离，所述第二距离不同于所述第一距离。
实施方式5.根据实施方式1所述的燃烧器衬套，其特征在于，所述多个稀疏地间隔开的膜孔相对于彼此间隔开第一距离，所述密集地间隔开的屏蔽孔相对于彼此间隔开第二距离，所述第二距离小于所述第一距离。
实施方式6.根据实施方式1所述的燃烧器衬套，其特征在于，所述多个稀疏地间隔开的膜孔包括第一横截面积，所述密集地间隔开的屏蔽孔包括第二横截面积，所述第二横截面积不同于所述第一横截面积。
实施方式7.根据实施方式1所述的燃烧器衬套，其特征在于，所述多个稀疏地间隔开的膜孔中的至少一些包括卵形横截面。
实施方式8.根据实施方式1所述的燃烧器衬套，其特征在于，所述多个稀疏地间隔开的膜孔中的至少一些包括扩散器出口。
实施方式9.根据实施方式1所述的燃烧器衬套，其特征在于，相对更加密集地间隔开的屏蔽孔的所述补块在所述补块内排除稀疏地间隔开的膜孔。
实施方式10.根据实施方式1所述的燃烧器衬套，其特征在于，所述密集地间隔开的屏蔽孔包括圆形横截面。
实施方式11.一种减少燃烧器中的膜冷却刷洗的方法，所述方法包括：
将冷却流体的层流导向所述燃烧器的衬套的表面，所述燃烧器衬套至少部分地包围所述燃烧器的燃烧区；
将盘旋的燃料空气混合物的流引导到所述燃烧区中，所述盘旋的燃料空气混合物的所述流的离心力将所述盘旋的燃料空气混合物的所述流的一部分驱动到所述燃烧器衬套的一个或多个受影响区域中；以及
引导屏蔽空气流通过所述一个或多个受影响区域附近的所述燃烧器衬套。
实施方式12.根据实施方式11所述的方法，其特征在于，将冷却流体的层流导向所述燃烧器的衬套的表面包括导向冷却流体流通过所述燃烧器衬套中的稀疏地间隔开的膜孔。
实施方式13.根据实施方式11所述的方法，其特征在于，引导屏蔽空气流通过所述燃烧器衬套包括通过具有大约圆形横截面的孔将屏蔽空气流引导到所述燃烧器衬套的表面。
实施方式14.根据实施方式11所述的方法，其特征在于，引导屏蔽空气流包括将延伸通过所述燃烧器衬套的多个密集地间隔开的屏蔽孔定位在所述燃烧器衬套的所述表面上的区域附近，在所述区域中，所述盘旋的燃料空气混合物将与所述冷却流体的所述层流相互作用。
实施方式15.根据实施方式11所述的方法，其特征在于，所述方法进一步包括使用所述屏蔽空气流的动量来改变所述盘旋的燃料空气混合物的所述流的所述部分的方向。
实施方式16.根据实施方式11所述的方法，其特征在于，引导屏蔽空气流包括引导来自与所述冷却流体的所述层流相同的空气源的屏蔽空气流。
实施方式17.一种燃气涡轮发动机系统，包括处于串行流关系的高压压缩机、燃烧器和高压涡轮，所述燃烧器包括：
延伸通过所述燃烧器的衬套的多个稀疏地间隔开的膜孔的场域，所述场域具有边界；以及
在所述场域的所述边界内延伸通过所述燃烧器衬套的相对更加密集地间隔开的屏蔽孔的邻接补块。
实施方式18.根据实施方式17所述的燃气涡轮发动机系统，其特征在于，所述多个稀疏地间隔开的膜孔的所述场域和相对更加密集地间隔开的屏蔽孔的所述补块联接成与所述高压压缩机的流体排出端口处于流连通。
实施方式19.根据实施方式17所述的燃气涡轮发动机系统，其特征在于，所述燃烧器进一步包括混合器组件，所述混合器组件包括先导混合器和主混合器，在整个发动机工作循环期间对所述先导混合器供应燃料，而仅仅在所述发动机工作循环的功率升高状态的期间对所述主混合器供应燃料。
实施方式20.根据实施方式17所述的燃气涡轮发动机系统，其特征在于，所述多个稀疏地间隔开的膜孔中的所述至少一些包括在所述燃烧器衬套的表面处的扩散器，并且相对更加密集地间隔开的屏蔽孔的所述补块包括圆形横截面。
附图说明
图1-11显示了本文描述的方法和设备的示例实施例。
图1是飞机的透视图。
图2是根据本公开的示例性实施例的燃气涡轮发动机的示意性横截面图。
图3是燃烧器的示例性实施例，燃烧器包括燃烧区，燃烧区限定在分别围绕发动机中心线界定的环形径向外部衬套和环形径向内部衬套之间且由它们界定。
图4是根据本公开的示例实施例，图3中显示的外部衬套或内部衬套的一部分。
图5是不包括密集地间隔开的屏蔽孔的已知衬套部分。
图6是图5中显示的衬套部分的流分布的具象化。
图7是图4中显示的衬套部分的流分布的具象化。
图8是沿轴向向后或朝下游看的图2中显示的燃烧器的端视图。
图9是图4中显示的衬套部分的侧视图，它示出了稀疏地间隔开的膜孔的实施例。
图10是图4中显示的衬套部分的侧视图，它示出了稀疏地间隔开的膜孔的另一个实施例。
图11是减少燃烧器中的膜冷却刷洗的方法的流程图。
虽然可能在一些图中显示了各种实施例的具体特征，而在其它图中不显示，但这仅仅是为了方便。可与任何其它图的任何特征结合起来引用和/或要求保护任何图的任何特征。
除非另外表明，否则本文提供的图意在示出本公开的实施例的特征。相信这些特征适用于包括本公开的一个或多个实施例的各种各样的系统。因而，图不意在包括实践本文公开的实施例所需的本领域普通技术人员已知的所有常规特征。
100飞机
102机身
104鼻部
106尾部
108伸长本体
110机翼
112侧向方向
114前部前缘
116方向
118后部后缘
120燃气涡轮发动机
122装有叶片的可旋转部件
124发动机支架
202纵向轴线
204风扇组件
206核心涡轮发动机
208发动机壳
222低压(lp)压缩机
224高压(hp)压缩机
226燃烧器
228高压(hp)涡轮
230低压(lp)涡轮
232喷气排放喷嘴
234hp轴或卷轴
236lp轴或卷轴
237核心流径
238风扇
240风扇叶片
242盘
244桨距改变机构
246动力齿轮箱
248前轮毂
249机舱组件
250外部机舱
252出口导叶
254下游段
256外涵管
257核心排放
258一定量的空气
259内部机舱
260入口开口
261前部部分
262外涵部分
263发动机核心隔室
264核心发动机部分
266燃烧气体
268hp涡轮定子导叶
270hp涡轮转子叶片
272lp涡轮定子导叶
274lp涡轮转子叶片
276风扇排放喷嘴
278热气路径
310燃料喷射器
312燃料喷嘴组件
314压缩机排出空气
318燃烧区
319第一部分
320外部衬套
321后部外部衬套支承
322内部衬套
323内部衬套支承
324外部部分
326环形燃烧器壳
330凸缘
332空心杆
334环形穹顶
336上游端
340混合器组件
352发动机中心线
360燃烧气体
362轴向方向
365燃料-空气混合物
369压缩机排出口
370点火器
372第一级涡轮喷嘴
374喷嘴导叶
394主混合器
396先导混合器
398主燃烧区
400衬套部分
404表面
406长度
408宽度
410上游端
412下游端
414场域
416边界
418稀疏地间隔开的膜孔
420轴向场域长度
421第一距离
422补块
423长度
424圆形横截面
425宽度
426密集地间隔开的屏蔽孔
427第二距离
428卵形横截面
500衬套部分
502稀疏地间隔开的膜孔
504排
600具象化
602第一区域
604第二区域
700具象化
702屏蔽空气
802轴向流分量
804周向流分量
806层流
808屏蔽流
900斜角
902长度
1000斜角
1002扩散器
1004出口端
1100方法
1102导引
1104引导
1106引导。
具体实施方式
以下详细描述以示例而非限制的方式示出了本公开的实施例。设想本公开普遍适用于管理工业和商业应用中的喷燃器装备的燃烧区中的冷却流相互作用。
文描述了用于管理膜冷却的系统的实施例。许多类型的装备使用带衬套的燃烧器来产生热或高能燃烧气体流。燃烧衬套用来将燃烧过程限制在具体预定区域中。燃烧器衬套需要保护不受它们在其中运行的恶劣环境的影响，以延长它们的寿命。在一些情况下，此保护呈流体的冷却膜的形式，流体被引导沿着衬套的表面流动。冷却膜由在具体预定位置处以多孔型式延伸通过衬套的多个稀疏地间隔开的膜孔的场域产生和保持。如本文使用，稀疏地间隔开的膜孔彼此间隔开大约三至二十个孔直径(d)。在相邻孔/排之间的穿刺点之间测量间距。排中(侧向或周向)间距和排间(轴向)间距可以不同。在分析和/或经验评价之后选择位置。冷却膜通过在热到达衬套之前吸收热来减少衬套从燃烧过程接收的热，并且接收来自衬套本身的热，以有利于降低其温度。接收到的热然后被冷却流体流带出燃烧器区域且被引导到相关装备的外部。
为了防止冷却膜被经过燃烧衬套表面的其它流中断，将圆形的密集地间隔开的屏蔽孔的补块引至稀疏地间隔开的膜孔的场域。如本文使用，密集地间隔开的孔彼此间隔开大约一个半至十个孔直径(d)，使得在任何特定应用中，相邻稀疏地间隔开的膜孔之间的距离都大于相邻密集地间隔开的屏蔽孔之间的距离。因此，与稀疏地间隔开的膜孔的场域中的膜孔相比，在相对更加密集地间隔开的屏蔽孔的补块中的屏蔽孔彼此更密集地间隔开。可能中断冷却膜的流包括主喷燃器流，它可包括强烈的径向分量和/或周向分量。在一个实施例中，密集地间隔开的屏蔽孔产生屏蔽流体流，它基本垂直于衬套表面以使屏蔽流体流与主喷燃器流相互作用的速度离开衬套的表面，以屏蔽冷却膜。在其它实施例中，密集地间隔开的屏蔽孔产生屏蔽流体流，它相对于衬套表面以相对浅的角，以使来自圆孔的屏蔽流体流与主喷燃器流相互作用的速度离开衬套的表面，以屏蔽和/或加强冷却膜。防止屏蔽冷却膜从燃烧器衬套的表面被刷洗开，并且因此屏蔽冷却膜能够给燃烧器衬套提供保护。
以下描述参照了附图，其中，在没有相反表述的情况下，不同图中的相同标号表示相似元件。
图1是飞机100的透视图。在示例实施例中，飞机100包括机身102，机身102包括鼻部104、尾部106，以及在它们之间延伸的空心伸长本体108。飞机100还包括机翼110，机翼110沿侧向方向112延伸远离机身102。机翼110包括在正常飞行期间在飞机100的运动方向116上的前部前缘114和在机翼110的相对边缘上的后部后缘118。飞机100进一步包括至少一个燃气涡轮发动机120，它构造成驱动装有叶片的可旋转部件122或风扇以产生推力。至少一个燃气涡轮发动机120连接到发动机支架124上，发动机支架124可将至少一个燃气涡轮发动机120连接到飞机100上。发动机支架124例如可将至少一个燃气涡轮发动机120联接到机翼110和机身102中的至少一个上，例如在尾部106附近呈推进器构造(未显示)。
图2是根据本公开的示例性实施例的燃气涡轮发动机120的示意性横截面图。在示例实施例中，燃气涡轮发动机120体现为高涵道比涡扇喷气发动机。如图2中显示的那样，燃气涡轮发动机120限定轴向方向a(平行于为了参考而提供的纵向轴线202延伸)和径向方向r。通常，燃气涡轮发动机120包括风扇组件204和设置在风扇组件204下游的核心涡轮发动机206。
在示例实施例中，核心涡轮发动机206包括大约管状的发动机壳208，它限定环形核心发动机入口220。发动机壳208以串行流关系包围：压缩机段，其包括增压器或低压(lp)压缩机222和高压(hp)压缩机224；燃烧段，其包括燃烧器226；涡轮段，其包括高压(hp)涡轮228和低压(lp)涡轮230；以及喷气排放喷嘴232。高压(hp)轴或卷轴234驱动地将hp涡轮228连接到hp压缩机224上。低压(lp)轴或卷轴236驱动地将lp涡轮230连接到lp压缩机222上。压缩机段、燃烧段、涡轮段和喷气排放喷嘴232共同限定核心流径237。
在示例实施例中，风扇组件204包括带叶片的可旋转部件122(在图1中显示)，它体现为可变桨距的风扇238，风扇238具有以间隔开的关系联接到盘242上的多个风扇叶片240。风扇叶片240径向向外从盘242延伸。各个风扇叶片240相对于盘242围绕变桨轴线p可旋转，因为风扇叶片240操作性地联接到适当的桨距改变机构(pcm)244上，pcm244构造成改变风扇叶片240的桨距。在其它实施例中，桨距改变机构(pcm)244构造成一致地共同改变风扇叶片240的桨距。风扇叶片240、盘242和桨距改变机构244跨过动力齿轮箱246通过lp轴236一起能够围绕纵向轴线202旋转。动力齿轮箱246包括多个齿轮，以相对于lp轴236将风扇238的旋转速度调节到更高效的旋转风扇速度。
盘242由可旋转前轮毂248覆盖，可旋转前轮毂248空气动力学地形成轮廓以促进空气流通过多个风扇叶片240。另外，风扇组件204和核心涡轮发动机206的至少一部分被机舱组件249包围。机舱组件249是附连到燃气涡轮发动机120和/或发动机支架124上的构件或结构的系统，并且在燃气涡轮发动机120周围提供空气动力学表面。机舱组件249可包括环形风扇壳或外部机舱250和核心发动机整流罩或内部机舱259，它们通常由外涵管256分开。
外部机舱250沿周向包围风扇238和/或核心涡轮发动机206的至少一部分。更特别地，外部机舱250的下游段254可在内部机舱259的前部部分261的上面延伸，以便在它们之间限定外涵管256，且外部机舱250对外涵管256提供径向外壁，而内部机舱259提供径向内壁。在示例实施例中，外部机舱250构造成相对于核心涡轮发动机206由多个沿周向间隔开的出口导叶252支承。
机舱组件249进一步限定风扇组件204和外部机舱250的入口开口260，限定用于核心流径237的核心发动机入口220，限定用于外涵管256的排放和核心排放257的合适的喷嘴，并且容纳或包含用于发动机和飞机的其它构件(包括各种导管、管线、管道和线材)的辅助装置。
内部机舱259围绕发动机壳208形成大体圆柱形或桶状整流罩，并且帮助限定发动机核心隔室263。内部机舱259容纳用于发动机壳208的空气动力学盖，并且构造成提供用于发动机壳208的空气动力学盖。
在燃气涡轮发动机120的运行期间，一定量的空气258通过外部机舱250和/或风扇组件204的入口开口260进入燃气涡轮发动机120。随着一定量的空气258经过风扇叶片240，一定量的空气258的外涵部分262被引导或发送到外涵管256中，并且一定量的空气258的核心发动机部分264被引导或发送到核心流径237中，或者更具体地被引导或发送到lp压缩机222中。外涵部分262和核心发动机部分264之间的比值通常被称为涵道比。然后随着核心发动机部分264被发送通过高压(hp)压缩机224且进入到燃烧段中，其压力升高，在燃烧段中，核心发动机部分264与燃料混合，并且在燃烧器226中燃烧而提供燃烧气体266。
燃烧气体266被发送通过hp涡轮228，在hp涡轮228中，来自燃烧气体266的热能和/或动能的一部分经由联接到发动机壳208上的涡轮定子导叶268和联接到hp轴或卷轴234上的hp涡轮转子叶片270的连续的级而被提取，从而使hp轴或卷轴234旋转，hp轴或卷轴234又驱动hp压缩机224的旋转。然后燃烧气体266被发送通过lp涡轮230，在lp涡轮230中，热能和动能的第二部分经由联接到发动机壳208上的lp涡轮定子导叶272和联接到lp轴或卷轴236上的lp涡轮转子叶片274的连续的级而从燃烧气体266中被提取，热能和动能的第二部分驱动lp轴或卷轴236和lp压缩机222的旋转，并且/或者驱动风扇238的旋转。
燃烧气体266随后被发送通过核心涡轮发动机206的喷气排放喷嘴232以提供推力。同时，外涵部分262的压力随着外涵部分262被发送通过外涵管256而被极大地增加，然后外涵部分262从燃气涡轮发动机120的风扇排放喷嘴276排出，从而也提供推力。hp涡轮228、lp涡轮230和喷气排放喷嘴232至少部分地限定热气路径278，以发送燃烧气体266通过核心涡轮发动机206。
图中仅以示例的方式描绘燃气涡轮发动机120，在其它示例性实施例中，燃气涡轮发动机120可具有任何其它适当的构造，包括例如涡桨发动机、涡轴发动机、军用发动机，以及航海或陆基的航改发动机。
图3是包括燃烧区318的燃烧器226的示例性实施例，燃烧区318限定在分别围绕发动机中心线352界定的环形径向外部衬套320和环形径向内部衬套322之间且由它们限定。外部衬套320和内部衬套322位于环形燃烧器壳326的径向内侧，环形燃烧器壳326沿周向围绕外部衬套320和内部衬套322延伸。燃烧器226还包括环形穹顶334，它安装在燃烧区318的上游，并且附连到外部衬套320和内部衬套322上。外部衬套320和内部衬套322在上游端处由穹顶334或相关联的穹顶支承结构(未显示)支承，并且外部衬套320和内部衬套322的下游端由后部外部衬套支承321或后部内部衬套支承323支承。穹顶334限定燃烧区318的上游端336，并且多个混合器组件340(仅仅示出了一个)沿周向围绕穹顶334间隔开。各个混合器组件340包括安装在穹顶334中的主混合器394和先导混合器396。在一个实施例中，在整个发动机工作循环期间对先导混合器396供应燃料，并且仅仅在发动机工作循环的功率升高状态的期间对主混合器394供应燃料。
燃烧器226接收来自高压压缩机排出口369的加压压缩机排出空气314的环形流，有时称为cdp空气(压缩机排出压力空气)。压缩机排出空气314的第一部分319流到混合器组件340中，在那里还喷射燃料，以使其与空气混合并形成燃料-空气混合物365，对燃烧区318提供燃料-空气混合物365以燃烧。燃料-空气混合物365的点燃是由点火器370实现的，并且产生的燃烧气体360(在图2中也称为燃烧气体266)沿轴向方向362朝环形第一级涡轮喷嘴372流动且流到其中。第一级涡轮喷嘴372由环形流道限定，环形流道包括多个径向延伸的按圆形间隔开的喷嘴导叶374，喷嘴导叶使气体转动，使得它们成角度地流动且冲击到第一涡轮(未显示)的第一级涡轮叶片(未显示)上。
图3中的箭头示出压缩机排出空气在燃烧器226内流动的方向。压缩机排出空气314的外部部分324围绕外部衬套320流动，并且压缩机排出空气314的内部部分325围绕内部衬套322流动。燃料喷射器310包括适于固定和密封到燃烧器壳326上的喷嘴安装件或凸缘330。燃料喷射器310的空心杆332与凸缘330成整体或固定到其上(诸如通过硬钎焊或焊接)，并且包括燃料喷嘴组件312。空心杆332支承燃料喷嘴组件312和先导混合器396。在发动机工作循环期间始终对先导混合器396提供燃料和空气，使得在燃烧区318的中心部分内产生主燃烧区398。
图4是根据本公开的示例实施例的外部衬套320或内部衬套322(在图3中显示)的衬套部分400的平面图。在示例实施例中，衬套部分400包括表面404，表面404在运行期间暴露于燃烧区318。衬套部分400还在轴向方向a上包括长度406，以及在周向方向c上包括宽度408。参照图3和4，由于衬套部分400从上游端336到第一级涡轮喷嘴372变化的横截面，所以宽度408在衬套部分400的上游端410和衬套部分400的下游端412处可具有不同的值。在示例实施例中，上游端410可联接到穹顶334或联接到穹顶334上的相关支承结构(未显示)上。在其它实施例中，衬套部分400可联接到上游衬套部分(在图4中未显示)上。同在示例实施例中，下游端412可联接到下游衬套部分(在图4中未显示)上，并且在其它实施例中，下游端412可联接到后部外部衬套支承321或后部内部衬套支承323上。衬套部分400连结到其它类似衬套部分上，以形成外部衬套320或内部衬套322。
衬套部分400包括多个稀疏地间隔开的膜孔418的场域414，多个稀疏地间隔开的膜孔418在具体预定位置处以沿着轴向场域长度420的多孔型式延伸通过衬套部分400。在各种实施例中，稀疏地间隔开的膜孔418沿着衬套部分400以同质型式均匀地间隔开，使得在场域414的边界416内的相邻稀疏地间隔开的膜孔418之间的第一距离421是大致均匀的。在其它实施例中，第一距离421可在相邻稀疏地间隔开的膜孔418之间改变。稀疏地间隔开的膜孔418延伸通过衬套部分400，使得压缩机排出空气314的外部部分324或内部部分325流过稀疏地间隔开的膜孔418而沿着表面404形成冷却膜。在一些实施例中，稀疏地间隔开的膜孔418可具有圆形横截面424，圆形横截面424具有第一横截面积。在其它实施例中，稀疏地间隔开的膜孔418可具有卵形横截面428，卵形横截面428具有第二横截面积，其中，第一和第二横截面积可为相同或不同的。在各种其它实施例中，稀疏地间隔开的膜孔418沿着它们的长度902可具有其它横截面或多个不同的横截面和不同的横截面积(在图9中显示)。
冷却膜是由压缩机排出空气314的外部部分324或内部部分325产生的冷却流体的层流，冷却流体的层流离开稀疏地间隔开的膜孔418，并且被稀疏地间隔开的膜孔418相对于表面404以预定角引导。在一些位置上，与燃料-空气混合物365的流的相互作用导致冷却膜的层流的中断。在一些情况下，冷却膜可被从表面404刷洗开，从而使表面404暴露于燃烧区318的恶劣环境。为了防止或限制这样的相互作用，将多个密集地间隔开的屏蔽孔426的补块422定位在预定位置上，以拦阻表面404附近的燃料-空气混合物365的流，从而抵消燃料-空气混合物365的流与冷却膜的层流的相互作用的影响。补块422定位在确定会受冷却膜的层流被燃料-空气混合物365的流刷洗影响的位置附近。在各种实施例中，补块422是在边界416内的密集地间隔开的屏蔽孔426的邻接区域。虽然被示为相对紧凑的形状，但补块422可不那么紧凑，例如，在一个方向具有长度423，它大于垂直方向上的宽度425，或者补块422可为非邻接的且可包括多个补块。如本文使用，相对于场域414中的稀疏地间隔开的膜孔418之间的间距和补块422中的密集地间隔开的屏蔽孔426之间的间距来说，稀疏地间隔开和密集地间隔开是相对的。在各种实施例中，密集地间隔开的屏蔽孔426以沿着衬套部分400的同质型式均匀地间隔开，使得补块内的相邻密集地间隔开的屏蔽孔426之间的第二距离427是大致均匀的。稀疏地间隔开的膜孔418之间的间距可在距离范围上改变，并且密集地间隔开的屏蔽孔426的间距可在不同的距离范围上改变。在任何特定应用中，由于稀疏地间隔开的膜孔418被称为“稀疏地间隔开”，并且密集地间隔开的屏蔽孔426被称为“密集地间隔开”，所以稀疏地间隔开的相邻膜孔418之间的距离大于密集地间隔开的相邻屏蔽孔426之间的距离。
如下面更详细地描述的那样，在一些实施例中，密集地间隔开的屏蔽孔426在形状上不同于稀疏地间隔开的膜孔418。例如，在一个实施例中，稀疏地间隔开的膜孔418相对于表面404以斜角延伸通过衬套部分400，而密集地间隔开的屏蔽孔426则相对于表面404大致垂直地延伸通过衬套部分400。在其它实施例中，密集地间隔开的屏蔽孔426相对于表面404以斜角延伸通过衬套部分400。角可与稀疏地间隔开的膜孔418延伸通过衬套部分400的角相同或不同。另外，稀疏地间隔开的膜孔418在横截面上可为非圆形的，并且密集地间隔开的屏蔽孔426可为圆形或反之亦然。在各种实施例中，稀疏地间隔开的膜孔418在表面404处具有扩散器端，而密集地间隔开的屏蔽孔则是没有表面处理的圆柱形。
图5是不包括密集地间隔开的屏蔽孔的已知衬套部分500。相反，衬套部分500包括多个稀疏地间隔开的膜孔502。在示例实施例中，稀疏地间隔开的膜孔502布置成沿轴向沿着衬套部分500间隔开的多个排504。同样在示例实施例中，各个排504中的稀疏地间隔开的膜孔502相对于沿轴向相邻排504中的稀疏地间隔开的膜孔502沿周向偏移。稀疏地间隔开的膜孔502相对于各个其它膜孔502大约等距地稀疏地间隔开。
图6是衬套部分500(在图5中显示)的流分布的具象化600。多个稀疏地间隔开的膜孔502形成大约均匀的流特征的场域，该场域沿着衬套部分500形成大约均匀但减弱的冷却膜。但是，类似于燃料-空气混合物365(在图3中显示)的强烈的燃料-空气混合物流(其包括明显的旋流或周向流分量)可能中断离开稀疏地间隔开的膜孔502的流，并且防止沿着衬套部分500的表面形成冷却膜。基本均匀的冷却膜的第一区域602与中断流的第二区域604形成对比。
图7是根据本公开的一个实施例的类似于衬套部分400(在图4是显示)的衬套部分的流分布的具象化700。在其它实施例中，燃料-空气混合物365的流可沿周向方向c或者沿纯粹的轴向方向a盘旋。对于各个实施例，密集地间隔开的屏蔽孔426定位成拦阻表面404附近的燃料-空气混合物365的流，在该位置的上游确定燃料-空气混合物365的流与冷却膜相互作用。在示例实施例中，衬套部分400包括定位在预定位置上的多个密集地间隔开的屏蔽孔426的补块422。在预定位置上，来自密集地间隔开的屏蔽孔426的流拦阻表面404附近的燃料-空气混合物365的流，以防止或减少燃料-空气混合物365的流(在图3中显示)与冷却膜的层流的相互作用。来自密集地间隔开的屏蔽孔426的流使用来自密集地间隔开的屏蔽孔426的屏蔽空气702的流的动量来改变燃料-空气混合物365的拦阻流的一部分流的方向。补块422定位在确定受到冷却膜的层流被燃料-空气混合物365的流刷洗的影响的位置上。当离开密集地间隔开的屏蔽孔426的流体与燃料-空气混合物365的流相互作用时，燃料-空气混合物365的流可不再中断冷却膜的层流，当与离开稀疏地间隔开的膜孔418的流对比时可看到这一点。
虽然图4-7中显示了稀疏地间隔开的膜孔418是沿轴向和沿周向对齐的，但稀疏地间隔开的膜孔418可沿轴向和/或沿周向相对于彼此偏移。
图8是从轴向后部或下游看的燃烧器226(在图2中显示)的端视图。在示例实施例中，显现了进入燃烧器226的流体流。燃料-空气混合物365包括轴向流分量802和周向流分量804，为了清楚而将它们示为离散流。由稀疏地间隔开的膜孔418(在图8中未显示)建立的层流806在衬套部分400的径向内表面上面提供冷却空气层。燃料-空气混合物365的周向流分量804朝向衬套部分400盘旋远离轴向流分量802，在那里周向流分量804与从衬套部分400的密集地间隔开的屏蔽孔426流出的屏蔽流808相互作用。屏蔽流808屏蔽层流806使其不受周向流分量804的影响，从而有利于保持层流806的完整性。
图9是衬套部分400的侧视图，它示出了稀疏地间隔开的膜孔418的实施例。在示例实施例中，稀疏地间隔开的膜孔418以斜角900延伸通过衬套部分400。稀疏地间隔开的膜孔418可以以任何横截面形成，诸如但不限于圆形、卵形、多边形等。稀疏地间隔开的膜孔418各自包括长度902，并且稀疏地间隔开的膜孔418的横截面可沿着长度902改变。
图10是衬套部分400的侧视图，它示出了稀疏地间隔开的膜孔418的另一个实施例。在示例实施例中，稀疏地间隔开的膜孔418以斜角1000延伸通过衬套部分400。稀疏地间隔开的膜孔418包括在出口端1004处的扩散器1002。
图11是减少燃烧器中的膜冷却刷洗的方法1100的流程图。在示例实施例中，该方法包括：将冷却流体的层流导向1102燃烧器的衬套的表面，衬套至少部分地包围燃烧器的燃烧区；将盘旋的燃料空气混合物流引导1104到燃烧区中，盘旋的燃料空气混合物流的离心力将盘旋的燃料空气混合物流的一部分驱动到衬套的一个或多个受影响区域中；以及引导1106屏蔽空气流在一个或多个受影响区域附近通过衬套。
管理刷洗的方法和系统的上述实施例提供了成本有效且可靠的手段来沿着待被保护不受高温环境影响的表面保持冷却流体的有益层流。更具体地，本文描述的方法和系统有利于屏蔽表面的区域免受引导向表面的大量流体流的刷洗。另外，上述方法和系统有利于提供与大量流相互作用的屏蔽流体流，以中断其对层流的影响。因此，本文描述方法和系统有利于以成本有效且可靠的方式延长表面的寿命。
本书面描述使用示例来公开实施例，包括最佳模式，并且还使本领域任何技术人员能够实践实施例，包括制造和使用任何装置或系统，以及实行任何结合的方法。本公开的可取得专利的范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果这样的其它示例具有不异于权利要求的字面语言的结构要件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质性差异的等效结构要件，则它们意在处在权利要求的范围之内。