用于低排放燃烧器的预成膜鼓风(PAB)引导器的制作方法

本主题大体上涉及燃气涡轮发动机燃料喷嘴。更具体而言，本主题涉及用于具有用于大体上商业航空飞行器的TAPS(双环形预旋流)燃烧器的燃气涡轮发动机的燃料喷嘴。

背景技术：

飞行器燃气涡轮发动机包括燃烧器，其中燃烧焚烧来将热输入到发动机循环中。典型的燃烧器结合一个或更多个燃料喷射器，其功能在于将液体燃料引入空气流中，使得其可雾化和焚烧。

分级燃烧器开发成以低污染、高效率、低成本、高发动机输出和良好发动机可操作性来操作。在分级燃烧器中，燃烧器的燃料喷嘴可操作成经由两个或更多个分立级来有选择地喷射燃料，各个级均由燃料喷嘴内的独立燃料流动通路限定。例如，燃料喷嘴可包括连续地操作的引导级，以及仅在较高发动机功率水平下操作的主级。此燃料喷嘴的实例为双环形预混旋流器(TAPS)燃料喷嘴。燃料流速也可在各个级内变化。

TAPS燃料喷嘴需要喷射器内的两个喷射/混合级来用于低排放。最大引导级末梢流动数目且因此流动能力由低流动状态(例如，启动和怠速)下的雾化性能限制。因此，存在特别是相对于TAPS形式的燃料喷嘴的引导级中的高流动能力的需要。

技术实现要素：

本发明的方面和优点将在以下描述中部分地阐明，或可从描述中清楚，或可通过实施本发明理解到。

引导燃料喷射器大体上提供成用于燃气涡轮发动机的燃料喷嘴。在一个实施例中，引导燃料喷射器包括从上游端延伸到下游端的沿轴向长形的内引导中心体壁，其中沿轴向长形的内引导中心体壁相对于中心线轴线具有发散-会聚定向，以限定具有上游直径、喉部和下游直径的中空管，使得喉部具有小于上游直径和下游直径两者的内径。引导燃料喷射器还包括定位在中空管的上游端处的中心空气回路，其中中心空气回路由具有中心旋流导叶的中心旋流器限定。环形燃料通路限定引导燃料喷射器的下游端，且在引导燃料计量孔口处与中心体壁交叉。引导燃料膜表面在环形燃料通路下游。大体上，喉部定位在中心旋流器与引导燃料计量孔口之间。

本发明的第一技术方案提供了一种燃气涡轮发动机的燃料喷嘴的引导燃料喷射器，包括：从上游端延伸至下游端的沿轴向长形的内引导中心体壁，其中所述沿轴向长形的内引导中心体壁相对于中心线轴线具有发散-会聚定向，以限定具有上游直径、喉部和下游直径的中空管，以及其中所述喉部具有小于所述上游直径和所述下游直径两者的内径；定位在所述中空管的上游端处的中心空气回路，其中所述中心空气回路由具有中心旋流导叶的中心旋流器限定；限定所述引导燃料喷射器的下游端的环形燃料通路，所述燃料通路在引导燃料计量孔口处与中心体壁交叉；以及所述环形燃料通路下游的引导燃料膜表面，其中所述喉部定位在所述中心旋流器与所述引导燃料计量孔口之间。

本发明的第二技术方案是在第一技术方案中，所述中心体壁在所述喉部与所述引导燃料计量孔口之间的下游部分中限定关于所述中心线轴线的大约3°到大约7°的平均发散角。

本发明的第三技术方案是在第一技术方案中，所述中心体壁在所述喉部与所述引导燃料计量孔口之间的所述下游部分中限定关于所述中心线轴线的大约4°到大约6°的平均发散角。

本发明的第四技术方案是在第一技术方案中，所述中心体壁在所述中心旋流器与所述喉部之间的上游部分中限定关于所述中心线轴线的大约3°到大约7°的平均会聚角。

本发明的第五技术方案是在第一技术方案中，所述中心体壁在所述中心旋流器与所述喉部之间的所述上游部分中限定关于所述中心线轴线的大约4°到大约6°的平均会聚角。

本发明的第六技术方案是在第一技术方案中，喉部直径为沿所述中心线轴线从所述喉部到所述引导燃料膜表面的下游端测得的喉部到预成膜器距离的大约0.75到大约1.25倍。

本发明的第七技术方案是在第一技术方案中，所述喉部直径为沿所述中心线轴线从所述喉部到所述引导燃料膜表面的下游端测得的喉部到预成膜器距离的大约0.9到大约1.1倍。

本发明的第八技术方案是在第一技术方案中，如通过将从所述引导燃料计量孔口至所述引导燃料膜表面下游的内空气回路的所述引导燃料膜表面的距离除以由所述引导燃料膜表面限定的最小直径所测得的，所述引导燃料膜表面的长度与直径的比为大约0.3到大约0.75。

本发明的第九技术方案是在第一技术方案中，所述引导燃料膜表面从所述引导燃料计量孔口至所述引导燃料膜表面下游的内空气回路具有恒定直径。

本发明的第十技术方案是在第九技术方案中，所述引导燃料膜表面的所述恒定直径大于所述沿轴向长形的内引导中心体壁的下游直径。

本发明的第十一技术方案是在第一技术方案中，所述中心旋流导叶限定后缘，其相对于所述中心线轴线具有大约40°到大约50°的角。

本发明的第十二技术方案是在第一技术方案中，还包括：包绕所述沿轴向长形的内引导中心体壁的外引导中心体壁；以及定位在所述内引导中心体壁与所述外引导中心体壁之间的引导燃料筒，其中所述引导燃料筒与所述环形燃料通路流体连通，以便提供穿过其间且提供到所述引导燃料膜表面上的燃料。

本发明的第十三技术方案是在第十二技术方案中，还包括：从限定在所述内引导中心体壁与所述引导燃料筒之间的内吹扫空气腔延伸的内吹扫空气入口端口。

本发明的第十四技术方案是在第十三技术方案中，所述内吹扫空气腔具有所述内引导中心体壁与所述引导燃料筒之间的距离增大的膨胀区域，以及所述内引导中心体壁与所述引导燃料筒之间的距离减小的收缩区域。

本发明的第十五技术方案是在第十二技术方案中，还包括：从限定在所述引导燃料筒与所述外引导中心体壁之间的外吹扫空气腔延伸的外吹扫空气入口端口。

本发明的第十六技术方案是在第十五技术方案中，所述外吹扫空气腔具有所述外引导中心体壁与所述引导燃料筒之间的距离增大的膨胀区域，以及所述外引导中心体壁与所述引导燃料筒之间的距离减小的收缩区域。

本发明的第十七技术方案提供了一种燃气涡轮发动机的燃料喷嘴，包括：权利要求1所述的引导燃料喷射器；以及包绕所述引导燃料喷射器的环形分流器，其中所述环形分流器限定引导燃料膜表面下游的分流器喉部，其中所述分流器喉部具有大于由所述引导燃料膜表面限定的恒定直径的直径。

本发明的第十八技术方案是在第十七技术方案中，还包括：包绕所述引导燃料喷射器和所述分流器的环形第一壳体，所述第一壳体具有沿轴向定位在所述主燃料喷射器和所述分流器下游的出口。

本发明的第十九技术方案是在第十八技术方案中，还包括：以径向阵列定位在所述第一壳体外的多个燃料喷射端口，所述燃料喷射端口设置成与燃料供应源连通，且定位成将第二燃料流排放至所述第一壳体的所述出口的轴向上游的位置处的第三空气流中。

本发明的这些及其它特征、方面和优点将参照以下描述和所附权利要求变得更好理解。并入且构成本说明书的一部分的附图示出了本发明的实施例，且连同描述用于阐释本发明的原理。

附图说明

包括针对本领域的技术人员的其最佳模式的本发明的完整且开放的公开内容在参照附图的说明书中提出，在附图中：

图1为根据本发明的方面构成的燃气涡轮发动机燃料喷嘴的示意性截面视图；

图2为图1的燃气涡轮发动机燃料喷嘴的分解示意性截面视图；以及

图3为图1的燃料发动机燃料喷嘴的引导部分的分解示意性截面视图。

零件列表

10 燃料喷嘴

12 燃料系统

14 引导控制阀

16 引导燃料导管

17 引导燃料筒

18 引导燃料喷射器

19 引导供应管线

20 主阀

21 引导燃料计量孔口

22 主燃料导管

23 引导燃料成膜表面

24 主喷射环

25 环形燃料通路

26 中心线轴线

28 分流器

30 文氏管

31 文氏管壁

32 内体

34 主环支承件

36 外体

38 内吹扫空气入口端口

39 内吹扫空气腔

40 内引导中心体壁

41 外引导中心体壁

42 排放孔口

43 喉部

44 外吹扫空气入口端口

45 外吹扫空气腔

48 中心旋流导叶

50 中心空气回路

51 中心旋流器

52 内空气导管

54 上游区段

56 喉部

58 发散区段

60 内空气旋流器

61 内旋流器导叶

62 上游区段

64 喉部

66 发散区段

67 外空气旋流器

68 外旋流导叶

69 外空气回路

70 隔热罩

72 燃料喷嘴柄

76 主燃料通道

78 主燃料孔口

80 引导燃料通道

82 前端

84 挡板

86 孔

88 外表面

90 流动通路

92 喷雾孔

94 开口

96 空隙

100 膨胀区域

102 收缩区域

104 膨胀环形区域

200 膨胀区域

202 收缩区域

204 膨胀环形区域。

具体实施方式

现在将详细参照本发明的实施例，其一个或更多个实例在附图中示出。该详细描述使用了数字和字母标号来表示附图中的特征。附图和描述中相似或类似的标记用于表示本发明的相似或类似的部分。如本文中所使用的，用语"第一"、"第二"和"第三"可互换使用，以将一个构件与另一个区分开，且不旨在表示独立构件的位置或重要性。用语"上游"和"下游"是指相对于流体通路中的流体流的相对方向。例如，"上游"是指流体流自的方向，且"下游"指示流体流至的方向。

图1示出了构造成将液体烃燃料喷射到燃气涡轮发动机燃烧器(未示出)的空气流中的类型的示例性燃料喷嘴10。燃料喷嘴10为"分级"类型，意味着其可操作成有选择地喷射燃料穿过两个或更多个分立的级，各个级由燃料喷嘴10内的独立燃料流动通路限定。燃料流速也可在各个级内变化。

燃料喷嘴10连接到已知类型的燃料系统12上，其可操作成根据操作需要在变化的流速下供应液体燃料流。燃料系统将燃料供应至联接到引导燃料导管16上的引导控制阀14，导管16继而又将燃料供应至燃料喷嘴10内的引导供应管线19。燃料系统12还将燃料供应至联接到主燃料导管22上的主阀20，导管22继而又供应燃料喷嘴10的主喷射环24。

出于描述目的，将参照燃料喷嘴10的中心线轴线26，其大体上平行于将使用燃料喷嘴10的发动机(未示出)的中心线轴线。所示燃料喷嘴10的主要构件设置成平行于且包绕中心线轴线26延伸，大体上作为一系列同心环。从中心线轴线26开始且沿径向向外行进，主要构件为：引导燃料喷射器18、分流器28、文氏管30、内体32、主环支承件34、主喷射环24和外体36。将详细描述这些结构中的每一个。

引导燃料喷射器18设置在燃料喷嘴10的上游端处，与中心轴线26对准。如图所示，引导燃料喷射器18包括沿轴向为长形的形成中空管的内引导中心体壁40，以及外引导中心体壁41。环形燃料通路25限定引导燃料喷射器18的中空管的下游端，其中燃料通路25与中心体壁40在引导燃料计量孔口21处交叉。引导燃料膜表面23在环形燃料通路25下游，使得其上游端由引导燃料计量孔口21限定。引导燃料膜表面23终止于内空气回路52处的其下游端处。

中心体40具有引导燃料计量孔口21下游的发散-会聚定向，以限定中心旋流器51与引导燃料计量孔口21之间的喉部43。在一个实施例中，喉部43具有为沿中心线轴线26从喉部43到引导燃料膜表面23的下游端测得的喉部到预成膜器的距离的大约0.75到大约1.25倍的喉部直径。例如，喉部43可具有喉部到预成膜器距离的大约0.9到大约1.1倍的喉部直径。

喉部43具有小于由中心体壁40限定的引导燃料喷射器18内的任何其它区域的直径的内径。在一个实施例中，中心体壁40在喉部43与引导燃料计量孔口21之间的下游部分中限定关于中心线轴线26大约3°到大约7°的平均发散角，诸如大约4°到大约6°。在一个实施例中，中心体壁40在中心体旋流器51与喉部43之间的上游部分限定关于中心线轴线26大约1°到大约15°的平均会聚角，诸如大约5°到大约10°。

通过使从引导燃料计量孔口21到内空气回路52的引导燃料膜表面23的距离除以由引导燃料膜表面23限定的最小直径测量，引导燃料膜表面23的长度与直径之比在特定实施例中为大约0.3到大约0.75。在一个实施例中，引导燃料膜表面23具有从引导燃料计量孔口21到内空气回路52的恒定直径。在一个特定实施例中，引导燃料膜表面23的恒定直径大于沿轴向长形的内引导中心体壁的下游直径。

中心空气回路50由具有中心旋流导叶48的中心旋流器51限定，导叶48成形和定向成将旋流引入流过中心旋流器51且流入引导燃料喷射器18的空气中。在一个实施例中，中心旋流导叶51限定后缘，其相对于中心线轴线26具有大约40°到大约50°的角。

引导燃料筒17定位在内引导中心体壁40与外引导中心体壁41之间，且提供用于旋流供应管线19的旋流通路。如下文所述，引导燃料回路设计成通过导送穿过定位在环形径向外侧主回路且最接近主中心体的通路来与主燃料回路热联接。当引导燃料围绕环流动时，通路设计成围绕每个主喷射柱分开和再连结流。当引导流继续其行程而超过主环且至引导中心体时，引导燃料进入引导燃料筒17，且在遇到引导燃料计量孔口21之前经过围绕中心线的两个螺旋回路，其为具有带螺旋流和计量孔口的环形结构。

引导燃料喷射器18限定相对小的稳定引导火焰区域，其由鼓风(air blast)引导燃料喷射器18供燃料，且以由中心空气回路50和内空气回路52供应的空气来设置。该引导焚烧区域在径向意义上中心地位于环形燃烧器流场内，且由中心空气回路50和内空气回路52供应空气。

如图2和3中更特别示出，引导燃料喷射器18限定从内吹扫空气腔39延伸的内吹扫空气入口端口38，其限定在内引导中心体壁40与引导燃料筒17之间。引导燃料喷射器18还限定从外吹扫空气腔45延伸的外吹扫空气入口端口44，其限定在引导燃料筒17与外引导中心体壁41之间。内吹扫空气入口端口38和外吹扫空气入口端口44尺寸和位置确定为与受控的流出间隙大小相联，以通过保持内部速度最小来管理热气体进气和内部对流加热，同时仍提供在所有时间穿过流出吹扫间隙的小主动流动，以便分别保持相对于进入腔39,45中的燃料的回流的裕度。保持吹扫流最小也保持了喷射部位处的局部对流加热最小。

内吹扫空气腔39和外吹扫空气腔45定位在引导燃料筒17的任一侧上，以便有助于平衡任一个内的压力潜力，且因此使从一个到另一个穿过中心体穿越管的内部空气流极小化。这样平衡减小了穿过该通路内的中心体之间的引导管的对流加热，且确保了由穿越的位置中的燃料轴承通路的表面上的空气冲击引起的极小加热。

如图3中所示，内吹扫空气腔39具有膨胀区域100，其中内引导中心体壁40与引导燃料筒17之间的距离增大。另外，内吹扫空气腔39具有收缩区域102，其中内引导中心体壁40与引导燃料筒17之间的距离减小。膨胀的环形区域104限定在膨胀区域100与收缩区域102之间。内吹扫空气入口端口38在其最小距离处(即，与膨胀环形区域104相对)从收缩区域102延伸。

类似地，外吹扫空气腔45具有膨胀区域200，其中外引导中心体壁41与引导燃料筒17之间的距离增大。另外，外吹扫空气腔45具有收缩区域202，其中外引导中心体壁41与引导燃料筒17之间的距离减小。膨胀的环形区域204限定在膨胀区域200与收缩区域202之间。外空气入口端口45在其最小距离处(即，与膨胀环形区域204相对)从收缩区域202延伸。

再次参看图1，环形分流器28包绕引导燃料喷射器18。沿轴向顺序，它包括：大体上圆柱形的上游区段54、最小直径的分流器喉部56，以及下游发散表面58。如图所示，分流器喉部56在引导燃料膜表面23下游，且具有大于由引导燃料膜表面23限定的下游直径。下游发散区段58关于中心线轴线26具有大约24°到大约40°的平均发散角。在一个实施例中，下游发散区段58具有基本恒定的发散角(例如，关于中心线轴线26的大约24°到大约40°的发散角)。

内空气回路52内，内空气旋流器60包括内旋流导叶61的径向阵列，其在引导中心体40与分流器28的上游区段54之间延伸。内旋流导叶61成形和定向成将旋流引入经过内空气旋流器60的空气流中。在一个实施例中，内旋流导叶61限定后缘，其具有关于中心线轴线大约10°到大约35°的角。在一个特定实施例中，从内空气旋流器60至其与膜引导燃料膜表面23的交点限定的内空气回路52具有外引导中心体壁41与环形分流器28的上游区段54之间的基本恒定的通路环形间距。在不期望由任何特定理论的约束的情况下，相信这基本恒定的间距允许较高速度的空气停留在内表面上，以便提供流出燃料成膜表面23的燃料的良好雾化。

环形文氏管30包绕分流器28。以轴向顺序，它包括：大体上圆柱形的上游区段62、最小直径的喉部64，以及下游发散区段66。在一个实施例中，下游发散区段66关于中心线轴线具有大约28°到大约44°的平均发散角。在一个特定实施例中，下游发散区段66可具有关于中心线轴线成大约28°到大约44°的基本恒定的发散角。

外空气回路69包括外旋流导叶68的径向阵列，其限定在分流器28与文氏管30之间延伸的外空气旋流器67。外旋流导叶68、分流器28和内旋流导叶60物理地支承引导燃料喷射器18。外旋流导叶68成形和定向成将旋流引入经过外空气旋流器67的空气流中。在一个实施例中，外旋流导叶限定后缘，其关于中心线轴线具有大约40°到大约60°的角，诸如大约40°到大约55°。

文氏管30的开孔限定用于穿过燃料喷嘴10的引导空气流的流动通路。环形沿径向延伸的板的形式的隔热罩70可设置在发散区段66的后端处。已知类型的热障涂层(TBC)(未示出)可应用于隔热罩70和/或发散区段66的表面。

为了保持燃料离开文氏管壁31和有助于保持引导稳定性，同时两个焚烧区域略微独立操作，空气的缓冲区域沿文氏管31经由由外旋流导叶68形成的外空气回路69添加。外空气回路69为环形通路，其位于文氏管壁31径向内侧且直接邻近分流器28，分流器28分开内空气回路52和外空气回路69，且允许任一回路的完全独立的设计参数(即，导叶转动角、出口交点、动量划分和有效区域)。在一个实施例中，外空气回路69从外空气旋流器67到环形分流器28的下游端限定，具有环形文氏管30与环形分流器28之间的基本恒定的通路间距。

环形内体32包绕文氏管30，且用作径向隔热罩和下文所述的其它功能。环形主环支承件34包绕内体32。主环形支承件34用作主喷射环24与静止安装结构(诸如燃料喷嘴柄72)之间的机械连接。

主喷射环24为环形形式，且包绕文氏管30。它可由一个或更多个主支承臂(未示出)连接到主环形支承件34上。主喷射环24包括沿周向方向延伸的主燃料通道76，其联接到主燃料导管22上且由主燃料导管22供应燃料。形成在主喷射环24中的主燃料孔口78的径向阵列与主燃料通道76连通。在发动机操作期间，燃料经由主燃料孔口78排放。一个或更多个引导燃料通道80延伸穿过紧邻主燃料通道76的主喷射环24。在发动机操作期间，燃料不断循环穿过引导燃料通道80，以冷却主喷射环24，且防止主燃料通道76和主燃料孔口78的结焦。

环形外体36包绕主喷射环24、文氏管30和引导燃料喷射器18，且限定燃料喷嘴10的外部范围。外体36的前端82连结到柄72上。外体36的后端可包括结合引导在隔热罩70处的冷却孔86的环形沿径向延伸的挡板84。大体上圆柱形的外表面88在前端与后端之间延伸，外表面88在操作中暴露于混合器空气流。外体36限定与文氏管30和内体32协作的副流动通路90。经过该副流动通路90的空气经由冷却孔86排放。

外体36包括称为喷雾孔92的凹口的环形阵列。各个喷雾孔92由与主喷射环24协作的外体36中的开口94限定。各个主燃料孔口78与一个喷雾孔92对准。

外体36和内体32协作，以限定免受包绕的、外部空气流的环形第三空间或空隙96。主喷射环24容纳在该空隙中。在燃料喷嘴10内，流动通路提供成用于末梢空气流，以与空隙96连通，且向空隙96供应高于保持喷雾孔92附近位置处的外部压力的小压力裕度所需的最小流动。在所示实例中，该流由分别设置在文氏管30和内体32中的小供应槽口(未示出)和供应孔(未示出)提供。

燃料喷嘴10和其构成的构件可由一个或更多个金属合金构成。适合的合金的非限制性实例包括镍基和钴基合金。燃料喷嘴10或其部分的全部或一部分可为单个整体一件式或整块式构件的一部分，且可使用制造过程制成，该制造过程涉及逐层构造或添加制造(与常规加工过程的材料除去相反)。此过程可称为"快速制造工艺"和/或"添加制造工艺"，其中用语"添加制造工艺"是这里大体上表示此工艺的用语。添加制造工艺包括但不限于：直接金属激光熔化(DMLM)、激光近净成形制造(LNSM)、电子束烧结、选择性激光烧结(SLS)、3D打印(诸如通过喷墨和激光打印)、立体光刻(SLS)、电子束熔化(EBM)、激光工程近净成形(LENS)，以及直接金属沉积(DMD)。

前文描述了用于燃气涡轮发动机燃料喷嘴的主喷射结构。本说明书中公开的所有特征(包括任何所附权利要求、摘要和附图)和/或如此公开的任何方法或工艺的所有步骤可以以除至少一些此类特征和/或步骤互斥的组合外的任何组合来组合。

本书面描述使用了实例来公开本发明，包括最佳模式，且还使本领域的任何技术人员能够实践本发明，包括制作和使用任何装置或系统，以及执行任何并入的方法。本发明的专利范围由权利要求限定，且可包括本领域的技术人员想到的其它实例。如果此类其它实施例包括并非不同于权利要求的书面语言的结构元件，或如果它们包括与权利要求的书面语言无实质差别的等同结构元件，则此类其它实例意图在权利要求的范围内。