本主题涉及用于热发动机的燃烧器组件结构。
背景技术：
燃烧器和安装它们的燃气涡轮发动机需要满足或超过日益严格的排放要求。燃烧排放部分地是燃烧产物的温度和在向下游流至涡轮区段之前在燃烧器内的停留时间的函数。燃烧排放还可以是与燃烧产物混合的冷却空气量的函数。例如，用于燃气涡轮发动机的燃烧器壁暴露于来自燃烧产物的高气体温度，导致劣化，这进一步需要昂贵的维修或更换。
然而，燃气涡轮发动机内使用的冷却空气可以为燃烧器壁提供结构耐久性，然而不利地影响排放，例如经由影响燃烧气体的停留时间或模式因子或温度分布。因此，需要一种燃烧器，其改善燃烧器壁的结构耐久性，同时进一步改善排放输出。
技术实现要素：
本发明的方面和优点将部分地在以下描述中阐述，或者可以从描述中显而易见，或者可以通过实践本发明来学习。
本公开的一个方面涉及一种用于热发动机的燃烧器组件。燃烧器组件限定燃料喷嘴中心线和从喷嘴中心线延伸的径向方向。燃烧器组件包括燃料喷嘴，该燃料喷嘴至少部分地与喷嘴中心线同心地设置。燃料喷嘴限定燃料喷射开口。导流器组件围绕延伸通过其中的喷嘴中心线限定。导流器组件包括至少部分地沿径向方向延伸的导流器壁。导流器组件包括围绕喷嘴中心线限定的锥形部分。锥形部分限定燃料喷嘴开口。多个开口通过锥形部分限定，与燃料喷嘴处的燃料喷射开口径向相邻。
在各种实施例中，多个开口沿着锥形部分以相邻周向布置限定。在一个实施例中，多个开口限定第一多个开口，第一多个开口与第二多个开口周向间隔开。在另一个实施例中，第一多个开口与第二多个开口周向间隔开3度至15度。在又一个实施例中，多个开口中的最下游轴向排相对于多个开口的最上游排周向偏移3度至17度。
在更多实施例中，多个开口限定第一轴向多个开口，第一轴向多个开口与第二轴向多个开口轴向间隔开。在一个实施例中，第一轴向多个开口限定第一开口几何形状，并且第二轴向多个开口限定第二开口几何形状，第二开口几何形状不同于第一开口几何形状。在另一个实施例中，第一开口几何形状限定的横截面区域比第二开口几何形状大5％至50％。在又一个实施例中，第一开口几何形状限定基本上圆形的横截面区域。在又一个实施例中，第二开口几何形状限定非圆形的横截面区域。
在各种实施例中，燃料-氧化剂混合物从燃料喷射开口排出。多个开口沿着锥形部分基本上对应于从燃料喷射开口排出的燃料-氧化剂混合物的轨迹设置。在一个实施例中，导流器组件还限定沿着锥形部分基本上对应于从燃料喷射开口排出的燃料-氧化剂混合物的轨迹轴向延伸的凹槽。在另一个实施例中，导流器组件限定锥形部分和导流器壁之间的过渡部分。过渡部分限定基本上对应于从燃料喷射开口排出的燃料-氧化剂混合物的轨迹的径向角度的角度。在又一个实施例中，从燃料喷射开口排出的燃料-氧化剂混合物的轨迹至少部分地沿着相对于喷嘴中心线的周向方向和轴向方向。多个开口沿着锥形部分至少部分地沿轴向方向和周向方向设置。在又一个实施例中，多个开口沿下游方向限定连续轴向排的开口。连续轴向排的下游排沿着从燃料喷射开口排出的燃料-氧化剂混合物的轨迹与上游排周向偏移。
本公开的另一方面涉及一种燃气涡轮发动机。燃气涡轮发动机包括燃烧器组件，燃烧器组件包括至少部分地与喷嘴中心线同心地设置的燃料喷嘴，燃料喷嘴限定燃料喷射开口。导流器组件围绕延伸通过其中的喷嘴中心线限定。导流器组件包括围绕喷嘴中心线限定的锥形部分，并且其中锥形部分限定燃料喷嘴开口。多个开口通过锥形部分限定，与燃料喷嘴处的燃料喷射开口径向相邻。
在各种实施例中，燃料-氧化剂混合物从燃料喷射开口排出。多个开口沿着锥形部分基本上对应于从燃料喷射开口排出的燃料-氧化剂混合物的轨迹设置。在一个实施例中，导流器组件还限定沿着锥形部分基本上对应于从燃料喷射开口排出的燃料-氧化剂混合物的轨迹轴向延伸的凹槽。在另一个实施例中，从燃料喷射开口排出的燃料-氧化剂混合物的轨迹至少部分地沿着相对于喷嘴中心线的周向方向和轴向方向。多个开口沿着锥形部分至少部分地沿轴向方向和周向方向设置。
在一个实施例中，多个开口限定第一轴向多个开口，第一轴向多个开口与第二轴向多个开口轴向间隔开。第一轴向多个开口限定第一开口几何形状，并且第二轴向多个开口限定不同于第一开口几何形状的第二开口几何形状。
参考以下描述和所附权利要求，将更好地理解本发明的这些和其他特征，方面和优点。包含在本说明书中并构成其一部分的附图示出了本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。
附图说明
在说明书中阐述了针对本领域普通技术人员的本发明的完整且可行的公开，包括其最佳模式，其参考附图，其中：
图1是结合燃料喷射器和燃料喷嘴组件的示例性实施例的示例性燃气涡轮发动机的示意性横截面视图；
图2是图1中示出的示例性发动机的燃烧器组件的示例性实施例的横截面视图；
图3是图2的燃烧器组件的导流器组件的示例性实施例的立体图；
图4是图3的燃烧器组件的导流器组件和燃料喷嘴的示例性实施例的流路视图；
图5是根据本公开的一个方面的图3的导流器组件的一部分的示例性实施例；
图6是图2的燃烧器组件的导流器组件和燃料喷嘴的另一示例性实施例的流路视图；
图7-8是根据本公开的方面的图5的导流器组件的部分的示例性实施例。
在本说明书和附图中重复使用的附图标记旨在表示本发明的相同或类似的特征或元件。
具体实施方式
现在将详细参考本发明的实施例，其一个或多个示例在附图中示出。提供每个示例是为了解释本发明，而不是限制本发明。事实上，对于本领域技术人员来说显而易见的是，在不脱离本发明的范围或精神的情况下，可以在本发明中进行各种修改和变化。例如，作为一个实施例的一部分示出或描述的特征可以与另一个实施例一起使用，以产生又一个实施例。因此，本发明旨在覆盖落入所附权利要求及其等同物的范围内的这些修改和变化。
如本文所使用的，术语“第一”，“第二”和“第三”可以互换使用以将一个部件与另一个部件区分开，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。
术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体从其流动的方向，“下游”是指流体向其流动的方向。
本文所述的近似值可包括基于本领域中使用的一个或多个测量装置的余量，例如但不限于测量装置或传感器的满量程测量范围的百分比。或者，本文所述的近似值可包括大于上限值的上限值的10％或小于下限值的下限值的10％的余量。
大体提供包括改善导流器组件(deflectorassembly)冷却的燃烧器组件的热发动机的实施例。导流器组件可以使得矢量化的氧化剂流能够沿着来自燃料喷嘴的火焰刷(flamebrush)的轨迹向导流器组件提供冷却。冷却空气流或帘(curtain)由火焰刷的轨迹相对于导流器组件的锥形部分引导。来自导流器组件的空气流可以周向和/或轴向交错，例如由于导流器组件的锥形部分处的多个开口的周向和/或轴向交错。这种来自多个开口的空气流的交错可以减轻静止的热气体被困在冷却流之间的风险。附加地或替代地，限定在导流器组件的锥形部分中的凹槽还可以引导燃料流动轨迹远离锥形部分和导流器壁以改善导流器组件冷却。更进一步，多个开口的几何形状的各种实施例使得能够从经由再循环区减轻流停止(stoppage)的同时提供空气流。
现在参考附图，图1是本文中称为“发动机10”的示例性燃气涡轮发动机10的示意性局部横截面侧视图，其可以结合本发明的各种实施例。尽管在此进一步描述为涡轮风扇发动机，但发动机10可以限定涡轮轴，涡轮螺旋桨发动机或涡轮喷气燃气涡轮发动机，包括船用和工业发动机以及辅助动力单元。如图1所示，发动机10具有延伸通过其中以用于参考目的的纵向或轴向中心线轴线12。通常，发动机10可包括风扇组件14和设置在风扇组件14下游的核心发动机16。
核心发动机16通常可包括基本上管状的外壳18，其限定环形入口20。外壳18以串行流动关系包围或至少部分地形成：压缩机区段，其具有增压器或低压(lp)压缩机22，高压(hp)压缩机24；燃烧区段26；涡轮区段，其包括高压(hp)涡轮28，低压(lp)涡轮30；和喷射排气喷嘴区段32。高压(hp)转子轴34将hp涡轮28驱动地连接到hp压缩机24。低压(lp)转子轴36将lp涡轮30驱动地连接到lp压缩机22。lp转子轴36还可以连接到风扇组件14的风扇轴38。在特定实施例中，如图1所示，lp转子轴36可以经由减速齿轮40连接到风扇轴38，例如以间接驱动或齿轮驱动构造。
如图1所示，风扇组件14包括多个风扇叶片42，风扇叶片42联接到风扇轴38并且从风扇轴38径向向外延伸。环形风扇壳或机舱44周向地围绕风扇组件14和/或核心发动机16的至少一部分。本领域普通技术人员应该理解，机舱44可以构造成通过多个周向地间隔开的出口导向轮叶或支柱46相对于核心发动机16被支撑。此外，机舱44的至少一部分可以在核心发动机16的外部分上延伸，以便在它们之间限定旁路气流通道48。
图2是如图1所示的核心发动机16的示例性燃烧区段26的横截面侧视图。如图2所示，燃烧区段26通常可包括环形燃烧器组件50，其具有环形内衬52，环形外衬54，隔板(bulkhead)组件56和包括导流器组件110的圆顶组件57，它们一起限定燃烧室62。燃烧室62可以更具体地限定限定主燃烧区62(a)的区域，在主燃烧区62(a)处，燃料-氧化剂混合物的初始化学反应和/或燃烧产物的再循环可以在进一步向下游流动之前发生。隔板组件56和圆顶组件57分别在径向间隔开的内衬52和外衬54的上游端58,60之间径向延伸。圆顶组件57设置在隔板组件56的下游，邻近在圆顶组件57，内衬52和外衬54之间限定的大致环形的燃烧室62。更具体地，导流器组件110的导流器壁111(图3)通常邻近燃烧室62限定，例如限定大致径向的上游壁。在特定实施例中，内衬52和/或外衬54可以至少部分或全部地由金属合金或陶瓷基质复合(cmc)材料形成。
如图2所示，内衬52和外衬54可以被包裹在扩散器或外壳64内。外流动通道66可以围绕内衬52和/或外衬54限定。内衬52和外衬54可以从隔板壁56朝向涡轮喷嘴或入口68延伸到hp涡轮28(图1)，因此至少部分地限定燃烧器组件50和hp涡轮28之间的热气路径。
在发动机10的操作期间，如图1和2中共同示出的，如箭头74示意性所示的一定量的空气通过机舱44和/或风扇组件14的相关入口76进入发动机10。当空气74穿过风扇叶片42时，如箭头78示意性所示的一部分空气被引导或导向到旁路气流通道48中，而如箭头80示意性所示的另一部分空气被引导或导向到lp压缩机22中。当空气80流过lp压缩机22和hp压缩机24朝向燃烧区段26时，空气80逐渐被压缩。如图2所示，由箭头82示意性所示的现在压缩空气流入燃烧区段26的扩散器腔或头端部分84。
压缩空气82对扩散器腔84加压。如箭头82(a)示意性所示的第一部分压缩空气82从扩散器腔84流入燃烧室62，在那里其与燃料72混合并燃烧，从而在燃烧器组件50内产生如箭头86示意性所示的燃烧气体。
更具体地，压缩空气82(a)经由多个混合器组件162(为了清楚起见，图2中省略，图3中示出)流入燃烧室62，该混合器组件162相对于轴向中心线12以周向相邻布置置于隔板组件56和导流器组件110之间的腔59中。每个燃料喷射器70设置在每个混合器组件162中以提供燃料流72(图4和6)并支持燃烧处理。混合器组件162促进到压缩空气流82(a)的旋流分量，以促进与燃料流72的有效混合。导流器组件110通常限定隔热罩(heatshield)，该隔热罩在发动机运行期间使隔板组件56与在燃烧室62中产生的相对高的温度热隔离。
通常，lp压缩机22和hp压缩机24向扩散器腔84提供比燃烧所需的压缩空气更多的压缩空气。因此，如箭头82(b)示意性所示的第二部分压缩空气82可用于除燃烧之外的各种目的。例如，如图2所示，压缩空气82(b)可以被导向到外部流动通道66中，以向内衬52和外衬54提供冷却。除此之外或替代地，至少一部分压缩空气82(b)可以从扩散器腔84中引出。例如，一部分压缩空气82(b)可以被引导通过各种流动通道，以向hp涡轮28或lp涡轮30中的至少一个提供冷却空气。
共同地返回参考图1和图2，在燃烧室62中产生的燃烧气体86从燃烧器组件50流入hp涡轮28，因此使hp转子轴34旋转，从而支持hp压缩机24的操作。如图1所示，然后燃烧气体86被导向通过lp涡轮30，因此使lp转子轴36旋转，从而支持lp压缩机22的操作和/或风扇轴38的旋转。然后燃烧气体86通过核心发动机16的喷射排气喷嘴区段32排出，以提供推进推力。
现在参考图3，大体提供燃烧器组件50的一部分的示例性实施例的立体图。还参考图4，进一步提供了从下游端98朝向上游端99观察的图3的流路图。更具体地，大体提供燃烧器组件50的圆顶组件57和延伸通过其中的燃料喷嘴70的一部分。圆顶组件57包括导流器组件110，导流器组件110至少部分地沿径向方向r和相对于轴向中心线12的周向方向c延伸并且邻近燃烧室62。通过导流器组件110限定导流器孔眼或燃料喷嘴开口115，燃料喷嘴70通过其至少部分地延伸。喷嘴中心线11沿长度方向l延伸通过导流器孔眼或燃料喷嘴开口115。
导流器组件110围绕延伸通过其中的喷嘴中心线11限定。导流器组件110包括相对平坦的导流器壁111，其至少部分地沿径向方向r延伸。导流器组件110还包括围绕喷嘴中心线11限定的锥形部分112。锥形部分112限定燃料喷嘴开口115。多个开口113通过锥形部分112限定，与燃料喷嘴70处的燃料喷射开口75径向相邻。
导流器组件110的一部分从混合器组件162延伸到衬52，并且成形为具有锥形部分112和相对平坦的导流器壁111。导流器组件110在锥形部分112处的成角度部分可以相对于轴向方向a或轴向中心线12限定。过渡部分119限定在锥形部分112和导流器壁111之间。过渡部分119通常限定从大致轴向锥形部分112延伸到大致径向导流器壁111的成形或弯曲的部分。锥形部分112可以围绕每个孔眼开口115的周边(circumference)限定基本恒定的角度。然而，在各种实施例中，锥形部分112的角度可以围绕孔眼开口115的周边变化。在其他各种实施例中，角度可以针对燃烧器组件50的每个孔眼开口115而变化。
例如，在一个实施例中，锥形部分112的径向内部分和外部分处的角度可以是大约45度，并且径向中点处的角度可以是大约25度。然而，应该理解的是，可以改变这些角度以改善燃烧器组件50的性能。例如，径向内部分和外部分处的锥形角度可以在大约15度至大约75度之间变化。作为另一个例子，径向中点处的锥形部分可以在大约15度至大约40度之间。
导流器组件110的导流器壁111大致沿径向方向r朝向衬52,54延伸。导流器壁111可以相对于轴向中心线12基本垂直地限定。在其他实施例中，导流器壁111可以沿径向方向r相对于轴向中心线12限定角度。
导流器组件110通常成型为通过混合器组件162在燃烧室62内以基本上不变的流动模式稳定空气流82(a)。稳定锥形部分112围绕混合器组件162成型，并且喷嘴中心线11以恒定或变化的角度延伸通过导流器组件110，以支撑环形燃烧室62。更具体地，锥形部分162可以产生来自混合器组件162的改进的流动模式。导流器壁111可以提供不变的角部再循环区以帮助流动稳定性。因此，燃烧器组件50实现了改进的效率和性能。
尽管大体提供喷嘴中心线11，但应该理解的是，燃料喷嘴70可以相对于喷嘴中心线11或燃料喷嘴开口115设置成近似同心或近似偏心。因此，喷嘴中心线11可以是通过燃料喷嘴开口115的中心线的近似，其中燃料喷嘴70通过燃料喷嘴开口115同心或偏心。径向方向r2大体设置作为从喷嘴中心线11延伸的参考。
多个开口113在周向方向c2上沿锥形部分112以相邻布置限定。在各种实施例中，多个开口113限定第一多个开口123，第一多个开口123与第二多个开口133周向间隔开。在一个实施例中，第一多个开口123与第二多个开口133周向间隔开3度至15度，例如经由从喷嘴中心线11延伸的角度140描绘的。在另一个实施例中，第一多个开口123与第二多个开口133通过3度至10度之间的角度140周向间隔开。在又一个实施例中，第一多个开口123与第二多个开口133通过3度至7度之间的角度140周向间隔开。
仍然参考图3-4，在一个实施例中，每个连续开口沿轴向方向a以相邻布置方式布置。另外，多个开口113中的每个连续排的开口可以相对于上游排沿周向方向c2偏移。例如，多个开口113沿着导流器组件110的锥形部分112限定最上游轴向排116和最下游轴向排118。多个开口113进一步在最上游轴向排116和最下游排118之间限定一个或多个中间轴向排117。在一个实施例中，最下游轴向排118可以相对于最上游排116沿着周向方向c2偏移3度至17度，例如经由相对于轴向方向a的角度142描绘的。例如，角度142可以沿着锥形部分112从参考线141延伸，该参考线141沿着锥形部分112沿着轴向方向a延伸。
仍然参考图3，导流器组件110可包括通过导流器壁111的多个冷却孔109。该多孔表面可以向暴露于燃烧室62的导流器壁111的侧面提供多孔膜冷却效果，以便显著降低在发动机10的操作期间在导流器组件110处达到的温度。在一个示例性实施例中，冷却孔109相对于导流器壁111均匀地间隔开并成角度。例如，冷却孔109可以相对于导流器壁111成约60度和约90度之间的角度。
现在参考图5，大体提供导流器组件110的锥形部分112的一部分的示例性实施例。在各种实施例中，多个开口113限定沿轴向方向a与第二轴向多个开口127轴向间隔开的第一轴向多个开口126。在一个实施例中，第一轴向多个开口126限定多个开口113的最上游轴向排116。在另一个实施例中，第二轴向多个开口127限定中间轴向排117，最下游轴向排118或两者。
然而，在另一实施例(未示出)中，第一轴向多个开口126可包括多个开口113的最上游轴向排116和中间轴向排117中的一个或多个。第二轴向多个开口127可包括多个开口113的最下游轴向排118。
仍然参照图5，在各种实施例中，第一轴向多个开口126限定第一开口几何形状136，并且第二轴向多个开口127限定与第一开口几何形状136不同的第二开口几何形状137。在一个实施例中，第一开口几何形状136限定的横截面区域比第二开口几何形状137大5％至50％。在另一个实施例中，第一开口几何形状136限定的横截面区域比第二开口几何形状137大10％至40％。在又一个实施例中，第一开口几何形状136限定的横截面区域比第二开口几何形状137大15％至30％。
在其他各种实施例中，第一开口几何形状136限定了基本上圆形的横截面区域。在其他实施例中，第二开口几何形状137限定非圆形的横截面区域。例如，第二开口几何形状137可以限定成形的开口，以便至少部分地沿着周向方向c2，径向方向r2，轴向方向a(图3)，或其组合设置氧化剂流，如箭头147所示。
仍然参考图5，在各种实施例中，多个开口113通过导流器组件110的锥形部分112相对于喷嘴中心线11以锐角设置。在一个实施例中，第一轴向多个开口126通过锥形部分112限定的角度156在大约5度和大约75度之间。在另一个实施例中，第二轴向多个开口127通过锥形部分112限定的角度157小于或等于第一轴向多个开口126的角度156。
返回参考图3-4，在发动机10的操作期间，燃料-氧化剂混合物72从燃料喷嘴70的燃料喷射开口75排出。燃料-氧化剂混合物72可以限定从燃料喷嘴70沿径向方向r2，周向方向c2和/或轴向方向a排出到燃料喷嘴开口115中的横流喷射(jet-in-crossflow，jic)混合物。在各种实施例中，沿导流器组件110的锥形部分112设置的多个开口113基本上对应于从燃料喷射开口75排出的燃料-氧化剂混合物72的轨迹，如箭头172所示。
在一个实施例中，燃料喷嘴70处的燃料喷射开口75可以被限定为基本上对应于导流器组件110处的多个开口113中的一个或多个。例如，在各种实施例中，燃料喷射开口75可以基本上类似于如关于第一轴向多个开口126和/或第二轴向多个开口127中的一个或多个示出和描述的限定。
仍然参考图3-5，从燃料喷射开口75排出的燃料-氧化剂混合物72的轨迹172可以至少部分地沿着相对于喷嘴中心线11的周向方向c2和轴向方向a。多个开口113可以沿着锥形部分112至少部分地沿轴向方向a和周向方向c2设置，例如基本上与燃料喷嘴70处的燃料喷射开口75对应。在另一个实施例中，多个开口113可以限定连续轴向排的开口，例如关于沿着下游方向的最上游轴向排116，中间轴向排117和最下游轴向排118所描述的。最下游轴向排118可以沿着周向方向c2相对于最上游轴向排116偏移，基本上对应于从燃料喷射开口75排出的燃料-氧化剂混合物72的轨迹172。附加地或替代地，一个或多个中间轴向排117可以沿着周向方向c2相对于最上游轴向排116偏移，基本上对应于从燃料喷射开口75排出的燃料-氧化剂混合物72的轨迹172。
现在参考图6-8，大体提供导流器组件110的一部分的另一示例性实施例。图6提供了基本上类似于如关于图3-4所示和所述的构造的导流器组件110的流路视图。图7-8进一步详细示出了导流器组件110的部分的实施例。参考投影(referenceprojection)z相对于导流器组件110的表面中的表面限定并从其延伸，例如基本上朝向喷嘴中心线11。参照图6-7，导流器组件110还可包括沿着轴向方向a沿着导流器组件110的锥形部分112延伸的凹槽150。在一个实施例中，凹槽150基本上对应于从燃料喷嘴70的燃料喷射开口75排出的燃料-氧化剂混合物72的轨迹172。这样，在各种实施例中，凹槽150通常可以至少部分地沿着周向方向c2，径向方向r2和轴向方向a延伸通过导流器组件110的锥形部分112。
现在参考图8，大体提供导流器组件110的一部分的另一示例性实施例。导流器组件110还可以在锥形部分112和导流器壁111之间限定过渡部分119。过渡部分119限定角度144，角度144基本上对应于从燃料喷射开口75排出的燃料-氧化剂混合物72的轨迹172的径向角度146。例如，径向角度146通常相对于径向方向r2从喷嘴中心线11限定。在各种实施例中，径向角度146和过渡部分119的角度144基本相等。
包括导流器组件110的燃烧器组件50的实施例使得矢量化的氧化剂流147能够沿着来自燃料-氧化混合物72的火焰刷的轨迹172向导流器组件110提供冷却。冷却空气流或帘148(图4)由来自燃料-氧化剂混合物72的火焰刷的轨迹172相对于导流器组件110的锥形部分112引导。来自导流器组件110的空气流148可以沿着周向方向c2，轴向方向a或两者交错，例如关于多个开口113，或更具体地，第一轴向多个开口126，第二轴向多个开口127，最上游轴向排116，中间轴向排117，最下游轴向排118或其组合所描述的。来自多个开口113的空气流148的这种交错可以减轻静止的热气体(即，燃烧气体86，燃料-氧化剂混合物72)被困在冷却流之间的风险。附加地或替代地，限定在导流器组件110的锥形部分112中的凹槽150还可以引导燃料流动轨迹172远离锥形部分112和导流器壁111，以改善导流器组件110的冷却。更进一步地，第一开口几何形状136和第二开口几何形状137的各种实施例使得能够从多个开口113提供空气流148，同时经由再循环区减轻流148的停止。
燃烧器组件50的全部或部分可以是单个一体部件的一部分，并且可以由本领域技术人员公知的任何数量的处理制造。这些制造处理包括但不限于称为“增材制造”或“3d打印”的那些。另外，可以使用任何数量的铸造，机加工，焊接，钎焊或烧结处理或其任何组合来构造燃烧器组件50，包括但不限于衬52，54，导流器组件110，或其组合。此外，燃烧器组件50或其部分(例如导流器组件110)可以构成机械地接合(例如通过使用螺栓，螺母，铆钉或螺钉，或焊接或钎焊处理，或者其组合)的一个或多个单独部件，或定位在空间中以获得基本相似的几何，空气动力学或热力学结果，就像制造或组装成一个或多个部件。合适材料的非限制性实例包括高强度钢，镍和钴基合金，钛和钛基合金，和/或金属或陶瓷基质复合物，或其组合。
本书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何结合的方法。本发明的可专利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他示例。如果这些其他示例包括与权利要求的字面语言没有不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差别的等效结构元件，则这些其他示例意图落入权利要求的范围内。
本发明的进一步方面通过以下条项的主题提供：
1.一种用于热发动机的燃烧器组件，所述燃烧器组件限定燃料喷嘴中心线和从所述喷嘴中心线延伸的径向方向，所述燃烧器组件包括：燃料喷嘴，所述燃料喷嘴至少部分地与所述喷嘴中心线同心地设置，所述燃料喷嘴限定燃料喷射开口；和导流器组件，所述导流器组件围绕延伸通过其中的所述喷嘴中心线限定，其中所述导流器组件包括导流器壁，所述导流器壁至少部分地沿着所述径向方向延伸，并且进一步其中所述导流器组件包括锥形部分，所述锥形部分围绕所述喷嘴中心线限定，并且其中所述锥形部分限定燃料喷嘴开口，并且进一步其中多个开口通过所述锥形部分限定，与所述燃料喷嘴处的所述燃料喷射开口径向相邻。
2.根据任何在前条项的燃烧器组件，其中所述多个开口沿着所述锥形部分以相邻周向布置限定。
3.根据任何在前条项的燃烧器组件，其中所述多个开口限定第一多个开口，所述第一多个开口与第二多个开口周向间隔开。
4.根据任何在前条项的燃烧器组件，其中所述第一多个开口与所述第二多个开口周向间隔开3度至15度。
5.根据任何在前条项的燃烧器组件，其中所述多个开口的最下游轴向排相对于所述多个开口的最上游排周向偏移3度至17度。
6.根据任何在前条项的燃烧器组件，其中所述多个开口限定第一轴向多个开口，所述第一轴向多个开口与第二轴向多个开口轴向间隔开。
7.根据任何在前条项的燃烧器组件，其中所述第一轴向多个开口限定第一开口几何形状，并且所述第二轴向多个开口限定第二开口几何形状，所述第二开口几何形状不同于所述第一开口几何形状。
8.根据任何在前条项的燃烧器组件，其中所述第一开口几何形状限定的横截面区域比所述第二开口几何形状限定的横截面区域大5％至50％。
9.根据任何在前条项的燃烧器组件，其中所述第一开口几何形状限定基本上圆形的横截面区域。
10.根据任何在前条项的燃烧器组件，其中所述第二开口几何形状限定非圆形的横截面区域。
11.根据任何在前条项的燃烧器组件，其中燃料-氧化剂混合物从所述燃料喷射开口排出，并且其中所述多个开口与从所述燃料喷射开口排出的所述燃料-氧化剂混合物的轨迹基本上对应地沿着所述锥形部分设置。
12.根据任何在前条项的燃烧器组件，其中所述导流器组件进一步限定凹槽，所述凹槽与从所述燃料喷射开口排出的所述燃料-氧化剂混合物的所述轨迹基本上对应地沿着所述锥形部分轴向延伸。
13.根据任何在前条项的燃烧器组件，其中所述导流器组件限定所述锥形部分和所述导流器壁之间的过渡部分，并且其中所述过渡部分限定角度，所述角度基本上对应于从所述燃料喷射开口排出的所述燃料-氧化剂混合物的所述轨道的径向角度。
14.根据任何在前条项的燃烧器组件，其中从所述燃料喷射开口排出的所述燃料-氧化剂混合物的所述轨迹至少部分地沿着相对于所述喷嘴中心线的周向方向和轴向方向，并且其中所述多个开口沿着所述锥形部分至少部分地沿着所述轴向方向和所述周向方向设置。
15.根据任何在前条项的燃烧器组件，其中所述多个开口沿着下游方向限定开口的连续轴向排，并且其中所述连续轴向排的下游排沿着从所述燃料喷射开口排出的所述燃料-氧化剂混合物的所述轨迹与上游排周向偏移。
16.一种燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机包括：燃烧器组件，其中所述燃烧器组件限定燃料喷嘴中心线和径向方向，所述径向方向从所述喷嘴中心线延伸，并且其中所述燃烧器组件包括：燃料喷嘴，所述燃料喷嘴至少部分地与所述喷嘴中心线同心地设置，所述燃料喷嘴限定燃料喷射开口；和导流器组件，所述导流器组件围绕延伸通过其中的所述喷嘴中心线限定，其中所述导流器组件包括锥形部分，所述锥形部分围绕所述喷嘴中心线限定，并且其中所述锥形部分限定燃料喷嘴开口，并且进一步其中多个开口通过所述锥形部分限定，与所述燃料喷嘴处的所述燃料喷射开口径向相邻。
17.根据任何在前条项的燃气涡轮发动机，其中燃料-氧化剂混合物从所述燃料喷射开口排出，并且其中所述多个开口与从所述燃料喷射开口排出的所述燃料-氧化剂混合物的轨迹基本上对应地沿着所述锥形部分设置。
18.根据任何在前条项的燃气涡轮发动机，其中所述导流器组件进一步限定凹槽，所述凹槽与从所述燃料喷射开口排出的所述燃料-氧化剂混合物的所述轨迹基本上对应地沿着所述锥形部分轴向延伸。
19.根据任何在前条项的燃气涡轮发动机，其中从所述燃料喷射开口排出的所述燃料-氧化剂混合物的所述轨迹至少部分地沿着相对于所述喷嘴中心线的周向方向和轴向方向，并且其中所述多个开口沿着所述锥形部分至少部分地沿着所述轴向方向和所述周向方向设置。
20.根据任何在前条项的燃气涡轮发动机，其中所述多个开口限定第一轴向多个开口，所述第一轴向多个开口与第二轴向多个开口轴向间隔开，其中所述第一轴向多个开口限定第一开口几何形状，并且所述第二轴向多个开口限定第二开口几何形状，所述第二开口几何形状不同于所述第一开口几何形状。
技术特征：
1.一种用于热发动机的燃烧器组件，其特征在于，所述燃烧器组件限定燃料喷嘴中心线和从所述喷嘴中心线延伸的径向方向，所述燃烧器组件包括：
燃料喷嘴，所述燃料喷嘴至少部分地与所述喷嘴中心线同心地设置，所述燃料喷嘴限定燃料喷射开口；和
导流器组件，所述导流器组件围绕延伸通过其中的所述喷嘴中心线限定，其中所述导流器组件包括导流器壁，所述导流器壁至少部分地沿着所述径向方向延伸，并且进一步其中所述导流器组件包括锥形部分，所述锥形部分围绕所述喷嘴中心线限定，并且其中所述锥形部分限定燃料喷嘴开口，并且进一步其中多个开口通过所述锥形部分限定，与所述燃料喷嘴处的所述燃料喷射开口径向相邻。
2.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其特征在于，其中所述多个开口沿着所述锥形部分以相邻周向布置限定。
3.根据权利要求2所述的燃烧器组件，其特征在于，其中所述多个开口限定第一多个开口，所述第一多个开口与第二多个开口周向间隔开。
4.根据权利要求3所述的燃烧器组件，其特征在于，其中所述第一多个开口与所述第二多个开口周向间隔开3度至15度。
5.根据权利要求3所述的燃烧器组件，其特征在于，其中所述多个开口的最下游轴向排相对于所述多个开口的最上游排周向偏移3度至17度。
6.根据权利要求1所述的燃烧器组件，其特征在于，其中所述多个开口限定第一轴向多个开口，所述第一轴向多个开口与第二轴向多个开口轴向间隔开。
7.根据权利要求6所述的燃烧器组件，其特征在于，其中所述第一轴向多个开口限定第一开口几何形状，并且所述第二轴向多个开口限定第二开口几何形状，所述第二开口几何形状不同于所述第一开口几何形状。
8.根据权利要求7所述的燃烧器组件，其特征在于，其中所述第一开口几何形状限定的横截面区域比所述第二开口几何形状限定的横截面区域大5％至50％。
9.根据权利要求7所述的燃烧器组件，其特征在于，其中所述第一开口几何形状限定基本上圆形的横截面区域。
10.根据权利要求7所述的燃烧器组件，其特征在于，其中所述第二开口几何形状限定非圆形的横截面区域。
技术总结
大体提供用于热发动机的燃烧器组件。燃烧器组件限定燃料喷嘴中心线和从喷嘴中心线延伸的径向方向。燃烧器组件包括至少部分地与喷嘴中心线同心地设置的燃料喷嘴。燃料喷嘴限定燃料喷射开口。导流器组件围绕延伸通过其中的喷嘴中心线限定。导流器组件包括至少部分地沿径向方向延伸的导流器壁。导流器组件包括围绕喷嘴中心线限定的锥形部分。锥形部分限定燃料喷嘴开口。多个开口通过锥形部分限定，该锥形部分在燃料喷嘴处与燃料喷射开口径向相邻。
技术研发人员：安妮·多德;纳岩·维诺德拜·帕特尔
受保护的技术使用者：通用电气公司
技术研发日：.07.18
技术公布日：.01.31
