专利名称：具有绝热空气罩的气体涡轮机燃料喷射器的制作方法
具有绵热空气罩的气体涡轮机燃料喷射器
技术领城
本发明一般涉及一种用于气体涡轮发动机(燃气轮机发动机)的燃料
喷射器，更具体地，涉.及一种具有绝热(隔离，insulating)空气軍(管套， shroud)的气体涡轮机燃料喷射器。
背景技术：
气体涡发动机通过从由燃料在压缩空气流中燃烧产生的热空气流中 获取能量来产生动力。通常，涡轮发动机具有联接至下游涡轮的上游空气 压缩机，涡轮和空气压缩机之间具有燃烧室。当压缩空气和燃料的混合物 在燃烧室中被点燃时释放出能量。得到的热气体被引导越过涡轮的叶片， 使涡轮旋转，从而产生机械动力。在典型的涡轮发动机中， 一个或多个燃 料喷射器将某种类型的液态或气态碳氢化合物燃料(如柴油燃料或天然气) 导入燃烧室进行燃烧。燃料喷射器的某些实施例:没计成用于将液态和气态 燃料都导入燃烧室。在这些实施例中，涡轮发动机可以用一种燃料作为主 要燃料、而在主要燃料不可用期间用其它燃料工作。例如， 一些气体涡轮 发动机可用天然气燃料正常工作。在这些涡轮发动机中，可在天然气不可 用期间使用柴油燃料。在燃料喷射器中，燃料与压缩空气(来自空气压缩 机)混合，并被输送至燃烧室进行燃烧。温度可能超过800T U26.7。C) 的该压缩空气可围绕燃料喷射器的部分，并可为燃料喷射器创造热的周围 环境。燃料在燃烧室内的燃烧产生超过2000下(1093.3。C)的热气体，该 热气体可加热周围表面。由于燃烧而释放的热量也可加热可联接至燃烧室 的燃料喷射器。
燃料喷射器包括用于将燃料引导至燃料喷射器并将燃料输送至燃烧室的燃料管路和燃料通道。在构造成将液态和气态燃料两者输送至燃烧室的 燃料喷射器中，分开的燃料管路可将液态和气态燃料输送至燃料喷射器。 当涡轮发动机用气态燃料工作时，液态燃料可保留在燃料管路和通道中。 在一些实施例中，液态燃料可从液态燃料管路和通道中被清除(排通，
purge)。然而，即使在这些实施例中，液态燃料可作为覆层存在于这些排 通的管路和通道中。由于燃料喷射器的工作状况，液态燃料管路和通道中 的液态燃料可能承^1约500下-800下(260。C-426.7。C )的周围温度和 1000°F-2000°F (537.8°C-1093.3°C )的喷射器表面温度。该高温可能导致 液态燃料在管路和通道中的焦化。随着时间的流逝，焦炭可能沉积在管路 和通道上并导致流动受限和不能工作的情形。
在2006年10月10授予Kaplan等的美国专利7，117，675( '675专利) 描述了一种用于气体涡轮机液态燃料部件以防止焦化的冷却系统。在'675 专利的系统中， 一套筒围绕液态燃料部件并使用 一装置来提供从液态燃料 部件和套筒之间的空间穿过的冷空气流。在'675专利的冷却系统中，围 绕液态燃料部件的套筒包括多个用于使套筒围绕液态燃料部件居中定心的 间隔件，以在套筒和液态燃料部件之间形成供冷空气流流动的环形空间。 利用连接在冷空气装置和套筒之间的管道将用于冷却液态燃料部件的冷空 气流导引至环形空间。尽管'675专利的冷却系统可防止液态燃料在液态 燃料部件内的焦化，但其可能具有一些缺陷。例如，利用冷空气装置围绕 液态燃料部件吹冷空气会增加涡轮发动机工作的复杂性和费用。另外，当 空间受限时，使用单个套筒提供围绕各液态燃料部件的环形空间可能使设 计更复杂。
发明内容
一方面，公开了一种用于气体涡轮发动机的燃料喷射器。燃料喷射器 包括从第一端部沿着纵向轴线延伸至第二端部的喷射器壳体。壳体的第二 端部流体连通地联接至涡轮发动机的燃烧室，并且壳体包括围绕纵向轴线 环形地设置的液态燃料通道。燃料喷射器也包括从壳体的第一端部纵向延伸至第三端部的干路(stem)。干路包括配置成向燃料喷射器输送液态燃 料的液体管。燃料喷射器还包括从第一端部沿着纵向轴线延伸至第三端部 并围绕千路周向设置的环形壳套。燃料喷射器还包括形成在壳套内的绝热 空气罩。空气罩包括位于壳套和干路之间的空气层。
另一方面，公开了一种用于操作气体涡轮发动机的方法。该方法包括 经由与涡轮发动机的燃烧室联接的燃料喷射器的一个或多个液态燃料输送 部件向燃烧室输送液态燃料，以及在燃烧室内燃烧液态燃料。该方法还包 括围绕液态燃料输送部件中的一个或多个设置绝热空气罩，并且响应于燃 烧而在绝热空气罩内产生凝涡空气流。漩涡空气流将被加热的空气从绝热 空气罩排出并将较冷的空气吸入绝热空气罩中。该方法还包括通过产生漩 涡空气流而将一个或多个液态燃料输送部件的温度维持在一阈值温度之 下。
又一方面，公开了 一种将燃料喷射器组装到气体涡轮发动机中的方法。 该方法包括将喷射器4体的第二端部流体连通地联接至涡轮发动机的燃烧 室。壳体从第一端部沿着纵向轴线延伸至第二端部，并且壳体包括从第一 端部纵向延伸至第三端部的千路。该干路包括配置成向燃料喷射器输送液 态燃料的液体管。该方法还包括在第一端部处将环形壳套联接至壳体。该 壳套从第一端部沿着纵向轴线延伸至第三端部并围绕干路周向设置以形成 壳套内的绝热空气罩。该空气罩包括壳套和干路之间的空气层。该方法还 包括在第三端部处将环形壳套联接至涡轮发动机的外壳体，以形成壳套以 外区域内的压缩空气空间。壳套防止压缩空气空间和空气罩之间的空气流。
图l是所公开的示例性气体涡轮发动机系统的图示； 图2是图1中的涡轮发动机的燃料喷射器的剖视图； 图3A和3B分别示出图2中的燃料喷射器的第一和第二端部的剖祸L 图；以及 '
图4是图2中的燃料喷射器的壳体的一实施例的剖视图。
具体实施例方式
图1示出示例性的气体涡轮发动机(涡轮发动机)100的剖开图。除 其它系统外，涡轮发动机IOO可具有压缩机系统IO、燃烧室系统20、涡轮 系统70和排气系统卯。通常，压缩机系统IO可将进入的空气压缩至高压， 燃烧室系统20可将压缩空气与燃料混合并燃烧该混合物以产生高压、高速 气体，而涡轮系统70可从由燃烧室系统20流出的高压、高速气体中获取 能量。
压缩机系统10可包括能压缩空气的任意装置。在一些实施例中，其可 包括产生连续的压缩空气流的轴流式压缩机。该轴流式压缩机可包括协作 以将空气压缩到期望压力的旋转和静止部件。关于纵向轴线88同心设置的 中心轴12可驱动压缩机系统10的中心筒14。中心筒14可具有多个沿纵 向轴线88成排地附装在其上的环形翼片16。这些翼片16可在附装于压缩 机系统10的管状壳体上的类似成排的静止翼片16之间旋转。通常，旋转 的翼片16被称作"转子"，而静止的翼片16被称作"定子，，。大气空气 可进入压缩机系统IO，并通过这些翼片16。当空气流过翼片16时，空气 可被压缩并且空气压力增大。随着压力的升高，离开翼片16的压缩空气可 具有高的温度。该高压、高温空气可经由出口 18离开压缩机系统10。 一 对旋转和静止的翼片称为一级。通常，离开出口 18的空气的压力和温度尤 其可取决于压缩机系统10的级数。在一些实施例中，离开压缩机系统IO 的空气的压力和温度可能分别超过200psi和800下(426.7°C)。
燃烧室系统20可连接至压缩机系统10的出口 18。燃烧室系统20可 包括围绕纵向轴线88设置的环形燃烧室50。在一些实施例中，燃烧室系 统20可包括多个基本上圆筒形的、以圆形阵列模式围绕纵向轴线88布置 的燃烧室(称为管式(can-type)燃烧室)。在一些实施例中，燃烧室系 统20可包括环形和管式燃烧室的混合燃烧室(组合式燃烧室)。尽管在图 1中示出了环形燃烧室50，但所公开的、具有绝热罩的燃料喷射器可应用 于任意类型的燃烧室。压缩机系统10的出口 18可将压缩空气输送到由围绕中心轴12的外壳体24形成的壳軍22中。来自壳罩22的压缩空气可被 导入一个或多个联接至燃烧室50并绕纵向轴线88环形地定位的燃料喷射 器30中。
图2示出联接至燃烧室50的燃料喷射器30的剖视图。燃料喷射器30 可定位在壳罩22中，其第一端部45联接至燃烧室50而第二端部35联接 至外壳体24。来自压缩机系统10的高压和高温的压缩空气可在壳軍22中 围绕燃料喷射器30。在一些情况下，壳罩22中的压缩空气的温度可超过 800T (426.7°C)。该高温压缩空气可加热燃料喷射器30的外表面。
壳罩22中的压缩空气可经由空气旋流器42导入燃料喷射器30中。空 气旋流器42可包括多个附装于燃料喷射器30的壳体30a上的直叶片或弯 曲叶片，以使进入的压缩空气产生旋涡。空气旋流器42中的叶片的数量可 根据应用情况变化。尽管图2示出的空气旋流器42是径向旋流器，但通常 旋流器42可以具有径向和轴向构型。径向旋流器是可将来自压缩机系统 10的压缩空气径向地导向弯曲叶片的空气旋流器，而轴向旋流器是可将压 缩空气轴向地导向弯曲叶片的空气旋流器。
附装在壳体30a上的多个液态燃料喷嘴58可将液态燃料喷射到来自空 气旋流器42的空气涡流中。尽管在图2中示出的是位于空气旋流器42上 游的液态燃料喷嘴58，但在一些实施例中，这些液态燃料喷嘴58可具有 附装在空气旋流器42 i的小管的形状。燃料喷射器30还可包括气体口 (未 示出)，以将气态燃料输送至燃烧室50。在一些实施例中，这些气体口可 包括多个位于空气旋流器42上的小孔。当涡轮发动机100使用气态燃料工 作时，燃料气体可经由这些气体口导入空气涡流中。利用空气旋流器42 使进入的空气旋流到燃料喷射器30中可有助于混合燃料和压缩空气以及 将燃料和空气的预混物输送至燃烧室50。该预混的燃料-空气混合物可经由 燃料喷射器30的、可联接至燃烧室50的预混筒32被输送至燃烧室50。
燃料喷射器30还可包括设置在预混筒32的径向内侧的导引组件(pilot assembly) 40。在一些实施例中，导引组件40和预混筒32可沿燃料喷射 器30的第二纵向轴线98对齐。导引组件40可包括配置成将加压燃料流喷入燃烧室50的部件。在燃料喷射器30的配置成用于将液态燃料和气态燃 料两者送入燃烧室50的实施例中，导引组件40可配置成将加压的液态和 气态燃料流喷入燃烧室50中。导引组件40还可包括配置成将加压空气流 连同加压燃料一起输送到燃烧室50中的部件。此外，还可在导引组件40 内设置涡旋结构特征(未示出)，以使输送至导引组件40的加压空气产生 涡旋。
燃烧室50可包括点火装置(未示出)，如火焰点火器，以点燃输送至 燃烧室50的燃料。经由预混筒32输送的预混的燃料-空气混合物和经由导 引组件40输送的加压的燃料和空气流可在燃烧室50内点燃以产生燃烧火 焰。 一旦^^点燃，经由燃料喷射器30输送的连续的燃料流可维持燃烧火焰。 在某些情况下，燃烧火焰的平均温度可能超过2000°F (1093.3°C)。火焰 可加热燃烧室50的表面和燃料喷射器30的靠近火焰的第一端部45。该热 量可通过传热的标准方式(如传导、对流和辐射)纟皮传递至燃料喷射器30 的较冷区域。可穿过燃烧室50的多个壁(未示出)之间的空间维持冷却空 气流，以使燃烧室表面保持在安全的工作温度。
燃料喷射器30可包括向燃料喷射器30输送燃料的燃料供给导管。这 些导管可形成从第二端部35沿着第二纵向轴线98纵向延伸的千路34。干 路34可包括主气体管48、导引气体管、主液态燃料管54和导引液体管44。 可设想，在一些实施例中，干路34可包括比前述导管或多或少的导管。在 一些实施例中，干路34可沿着第二纵向轴线98从第二端部35朝向壳体 30a延伸。主气体管48可从气态燃料歧管(未示出)向包括在燃料喷射器 壳体30a中的主气体通道52供给气态燃料。围绕第二纵向轴线98环形设 置的主气体通道52可将气态燃料输送至预混筒32中的空气涡流。主气体 通道52也可将气态燃料输送至导引组件40。在一些实施例中，包括在干 路34中的分开的导引气体管可向导引组件40供给气态燃料。
液态燃料管54可特液态燃料从液态燃料供给装置(未示出)供给至包 括在壳体30a中的主液体通道56。主液体通道56可包括围绕第二纵向轴 线98的环形管道。主液体通道56可流体连通地联接至液态燃料喷嘴58并可将液态燃料输送至预混筒32中的空气涡流，以产生预混的燃料-空气 混合物。
导引液体管44可将液态燃料从外燃料喷射器30引导至导引组件40。 导引液体管44可以是从第二端部35沿着第二纵向轴线98延伸至第一端部 45的伸长组件。经由导引液体管44输送至导引组件40的液态燃料可经由 联接至导引液体管44的第一端部45的喷嘴被喷到燃烧室50中。压缩空气 也可经由围绕导引液体管44的开口在燃料喷雾的旁侧被喷射到燃烧室50 中。该液态燃料和压缩空气喷雾可形成经由导引组件40输送至燃烧室50 的加压的燃料和空气流。
从燃烧火焰(燃烧室50中)和压缩空气(壳軍22中)传递到燃料喷 射器30的较冷区域的热量可加热燃料喷射器30的液态燃料输送部件。术 语"液态燃料输送部件"通常用于包括燃料喷射器30的构造成向燃烧室 50输送液态燃料的任意部件。在一些实施例中，这些液态燃料输送部件可 包括液态燃料管54、主液体通道56、液态燃料喷嘴58和导引液体管44。 可设想，在一些实施例中，液态燃料输送部件可包括附加的液态燃料输送 部件，或者少于前面提及的所有液态燃料输送部件。可能期望在涡轮发动 机100工作期间使这些液态燃料输送部件中的一些(或所有)的温度保持 在一阈值温度之下。通常，该阈值温度可以是任意的温度值。在一些实施 例中，阈值温度可大约为400T (204.4°C)。使液态燃料输送部件的温度 维持在约400T (204.4。C)以下可防止液态燃料在液态燃料输送部件中焦 化。
壳套72可联接至燃料喷射器30以形成围绕液态燃料输送部件的绝热 空气罩74，来使它们的温度保持在约400下(204.4。C)以下。壳套72可 从燃料喷射器30的第Jl端部35纵向延伸至第三端部65，靠近空气旋流器 42。壳套72可在第三端部65处联接至壳体30a并在第二端部35处联接至 圆盘62。在一些实施例中，壳套72可在第三端部35处钎焊至壳体30a。 然而，也可设想联接壳套72和壳体30a的其它方法。图3A和3B分别示 出燃料喷射器30在第三端部65和第二端部35处的剖面。在下述说明中，将参考图3A和3B。圆盘62可联接至干路34并可包括供干路34穿过的 通路。气隙76 (在图3B中示出)可形成在干路34和圆盘62之间。这些 气隙76可使绝热空气罩74与外壳体24外侧的大气连通。
绝热空气軍74可包括形成在燃料喷射器30的壳套72和干路34之间 的空间。绝热空气罩74可包括一空气层，该空气层防护液态燃料输送部件 免受燃烧室50的温度和壳罩22中的压缩空气的温度的影响。绝热空气罩 74中的空气可被从燃烧室50和壳罩22传递来的热量加热。靠近第三端部 65的被加热的空气可与朝向第二端部35的较冷的空气相互作用。被加热 的空气与较冷空气的相互作用可在该空间内产生自然漩涡流。这些漩涡流 可允许该空间内的被加热的空气经由气隙76离开。这些漩涡流也可将较冷 的大气空气(从外壳体24外侧的大气)经由气隙76吸入绝热空气罩74。 这些旋涡流可使绝热空气罩74内的空气保持得较冷，并将液态燃料输送部 件的温度维持在400下(204.4。C)之下。
图4示出应用中的示例性壳套72的剖视图。壳套72可由能承受在涡 轮发动机100工作期间引起的温度和应力的任意材料制成。在一些实施例 中，壳套72可由不锈钢合金例如316L不锈钢合金制成。壳套72可基本 上包围绝热空气罩74内的所有液态燃料输送部件。尽管壳套72的尺寸和 形状可取决于应用情况，但在一些实施例中，壳套72可具有在约9至10 英寸(22.9至25.4厘米)之间的长度82。壳套72可具有大致为管状的形 状，其分别在第二端部35处具有第一直径84、而在第三端部65处具有第 二直径86。在第二端部35和第三端部65之间的位置处，壳套72可具有 小于第一直径84和第二直径86的第三直径92。尽管通常这些直径可取决 于应用情况，但在一些实施例中壳套72可具有在约3.5至4.5英寸(8.9 至11.4厘米)之间的第一直径84、在约4至5英寸(10.2至12.7厘米) 之间的第二直径和在约1.5至约2.5英寸(3.8至6.4厘米)之间的第三直 径。所得到的壳套72的形状可提供绝热空气軍74，在该绝热空气罩中可 建立旋涡流以将液态燃料输送部件的温度保持在约400下(204.4。C )之下， 同时减小壳套72的整体尺寸。壳套72可在燃料喷射器30的第二端部35处包括凸缘部分78。该凸 缘部分78可从第二纵向轴线98基本上垂直地延伸出。在一些实施例中， 凸缘部分78可包括环形地围绕第二纵向轴线98呈圆形排列的紧固件孔 78A。凸缘部分78可用于将燃料喷射器30联接至涡轮发动机100的外壳 体24(在图2中示出)。在一些实施例中，穿过凸缘部分78中的紧固件 孔78A的紧固件(未示出)可用于将燃料喷射器30附装在外壳体24上。 来自燃料喷射器30的结构载荷可主要经由壳套72传递至外壳体24。尽管 在这里所述的示例性实施例中，绝热空气軍74配置成将液态燃料输送部件 的温度维持在400T (204.4。C)之下，但通常，本^Hf的绝热空气軍可配 置成将涡轮发动机燃料喷射器的任意部件的温度维持在任意阈值温度之 下。
工业适用性
所公开的具有绝热空气罩的气体涡轮机燃料喷射器可应用于希望将燃 料喷射器的所选区域的温度维持在期望温度之下的任意涡轮发动机。在配 置成向涡轮发动机输送液态燃料的燃料喷射器的实施例中，绝热空气軍可
之下，从而防止液态燃料焦化。现在说明设有具有被维持在约400T (204.4'C )之下的液态燃料输送部件的燃料喷射器的气体涡轮发动机的工 作。
在涡轮发动机100工作期间，空气可被吸入涡轮发动机100并在压缩 机系统IO (见图1)中被压缩。空气的压缩可使压缩空气的温度升高至约 800下(426.7。C)。压缩空气可被引导至涡轮发动机100的壳罩22。壳罩 22中的热压缩空气可加热位于壳罩22中的燃料喷射器30。来自壳軍22 的压缩空气可经由燃料喷射器30被引导至压缩机系统20的燃烧室50。当 燃料经由燃料喷射器30流入燃烧室50时，其可与压缩空气混合。燃料-空气混合物可在燃烧室50内燃烧，从而产生约2250下(1232.2。C )的温度。
壳套72可与燃料喷射器30联接以使燃料喷射器30的液态燃料输送部
12件(图2中的液态燃料管54、主液体通道56、液态燃料喷嘴58和导引液 体管44)与壳罩22中的燃烧热量和热压缩空气隔离。壳套72可与燃料喷 射器30的壳体30a联接以形成围绕液态燃料输送部件的绝热空气軍74。 绝热空气軍74中的靠近第三端部65的空气可通过燃烧室内的燃料-空气混 合物的燃烧被加热。绝热空气軍中的该被加热的空气可与第二端部35附近 的较冷的空气相互作用并在绝热空气罩74内建立漩涡流。这些凝涡流可将 热空气从绝热空气罩74排出并将较冷的空气吸入绝热空气罩74,以将液 态燃料部件的温度维持在400下(204.4°C)之下。
形成围绕燃料喷射器的液态燃料输送部件的绝热空气軍使得能将这些 部件的温度维持在400下(204.4。C)之下，并从而防止焦化。尽管很靠近 液态燃料输送部件的区域的温度可能处于明显较高的温度，但绝热空气罩 使液态燃料部件保持较冷。因为液态燃料输送部件的冷却是由于绝热空气 罩内的空气的自然现象而进行的(就是说，没有外部空气运动装置的辅助)， 所以与防止在涡轮发动机的液态燃料部件中形成焦炭相关的费用可以较 低。另外，形成绝热空气罩的壳套可设计成满足燃料喷射器30的空间要求。
本领域技术人员显然清楚，可对所公开的具有绝热空气罩的燃料喷射 器作出各种修改和变型。鉴于本说明书和对本文所公开的具有绝热空气罩 的燃料喷射器的实践，其它实施例对于本领域技术人员而言也是显而易见 的。本说明书和示例应被认为仅仅是示例性的，本发明的真正范围由所附 权利要求及其等同物指明。
权利要求
1. 一种用于气体涡轮发动机的燃料喷射器，包括从第一端部沿着纵向轴线延伸至第二端部的喷射器壳体，该壳体的第二端部流体连通地联接至所述涡轮发动机的燃烧室，并且该壳体包括围绕所述纵向轴线环形设置的液态燃料通道；从所述壳体的第一端部纵向延伸至第三端部的干路，该干路包括配置成向所述燃料喷射器输送液态燃料的液体管；从所述第一端部沿着所述纵向轴线延伸至所述第三端部并围绕所述干路周向设置的环形壳套；以及形成在所述壳套内部的绝热空气罩，该空气罩包括所述壳套和干路之间的空气层。
2. 根据权利要求l所述的燃料喷射器，其特征在于，还包括在所述 第三端部处联接至所述壳套的基本上圆形的盘，在所述干路和所述盘之间 形成有气隙，其中所述壳套在所述第三端部处包括凸缘，该凸缘关于所述 纵向轴线径向向外延伸并配置成联接至所述涡轮发动机的外壳体。
3. 根据权利要求l所述的燃料喷射器，其特征在于，所述壳套配置 成联接至所述涡轮发动机的外壳体，以在所述壳套外部的区域内形成压缩 空气空间，该压缩空气空间包括压缩空气，并且所述壳套基本上防止该压 缩空气空间和所述空气罩之间的空气流动。
4. 根据权利要求3所述的燃料喷射器，其特征在于，所述壳套和干 路之间的气隙将所述空气罩流体连通至所述外壳体的与所述压缩空气空间 相对的一侧。
5. 根据权利要求l所述的燃料喷射器，其特征在于，所述壳套具有 大致为管状的形状，该形状在所述第三端部处具有第一直径、在所述第一 端部处具有第二直径而在所述第一和第三端部之间具有第三直径，该第三 直径小于所述第一直径和第二直径。
6. 根据权利要求5所述的燃料喷射器，其特征在于，所述壳套在所述第一和第三端部之间的长度在约9英寸(22.9厘米)至约10英寸(25.4 厘米)之间，所述第一直径在约3.5英寸(8.9厘米)至4.5英寸(11.4厘 米)之间，所述第二直径在约4英寸(10.2厘米)至约5英寸(12.7厘米) 之间，而所述第三直径在约1.5英寸(3.8厘米)至约2.5英寸(6.4厘米)之间。
7. —种用于操作气体涡轮发动机的方法经由与所述涡轮发动机的燃烧室联接的燃料喷射器的一个或多个液态 燃料输送部件向所述燃烧室输送液态燃料； 在所述燃烧室内燃烧所述液态燃料；围绕所述液态燃料输送部件中的一个或多个设置绝热空气軍； 响应于所述燃烧而在所述绝热空气罩内产生漩涡空气流，该旋涡空气流将净皮加热的空气从所述绝热空气罩排出并将较冷的空气吸入所述绝热空气罩中；以及通过产生所述漩涡空气流而将所述一个或多个液态燃料输送部件的温 度维持在一阈值温度之下。
8. 根据权利要求7所述的方法，其特征在于，形成绝热空气罩包括 通过将绝热壳套联接直所述燃料喷射器来形成绝热空气罩，输送液态燃料 包括经由^^至所述燃料喷射器的液态燃料管向所述燃料喷射器输送液态 燃料。
9. 根据权利要求8所述的方法，其特征在于，排出被加热的空气包 括将被加热的空气从所述绝热空气罩经由形成在所述绝热壳套和液态燃料 管之间的一个或多个气隙排出，吸入较冷的空气包括将较冷的空气经由所 述气隙吸入所述绝热空气罩。
10. 根据权利要求7所述的方法，其特征在于，形成绝热空气軍包括 在所述液态燃料输送部件中的一个或多个与包含压缩空气的壳罩之间形成 绝热空气罩，维持温度包括将所述液态燃料输送部件中的至少一个的温度 维持在约400°F ( 204.4。C )之下。
全文摘要
本发明涉及一种具有绝热空气罩的气体涡轮机燃料喷射器。燃料喷射器包括从第一端部沿着纵向轴线延伸至第二端部的喷射器壳体。壳体的第二端部流体连通地联接至涡轮发动机的燃烧室，并且壳体包括围绕纵向轴线环形地设置的液态燃料通道。燃料喷射器也包括从壳体的第一端部纵向延伸至第三端部的干路。干路包括配置成向燃料喷射器输送液态燃料的液体管。燃料喷射器还包括从第一端部沿着纵向轴线延伸至第三端部并围绕干路周向设置的环形壳套。燃料喷射器还包括形成在壳套内的绝热空气罩。空气罩包括位于壳套和干路之间的空气层。
文档编号F01D25/12GK101446211SQ20081017946
公开日2009年6月3日 申请日期2008年11月28日 优先权日2007年11月28日
发明者H·王, J·S·皮珀 申请人:索拉透平公司